[發明專利]一種考慮表面完整性的疲勞壽命預測方法

在審

• 申請號: 202010385163.1
• 申請日: 2020-05-09
• 公開（公告）號: CN111553091A
• 公開（公告）日: 2020-08-18
• 發明（設計）人: 吳志榮;朱康康;潘磊;宋迎東
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;G16C60/00;G01N1/28;G01N1/32;G01N3/08;G06F119/02;G06F119/14
• 代理公司: 南京縱橫知識產權代理有限公司 32224
• 代理人: 王方超

本發明公開了一種考慮表面完整性的疲勞壽命預測方法，應用于疲勞壽命及可靠性領域，為解決航空發動機零部件在考慮表面完整性時的疲勞壽命預測問題。本發明結合經典的疲勞壽命模型，引入表面完整性參數對壽命模型進行修正，首先開展光滑無應力試樣的疲勞試驗，獲得材料的疲勞性能參數，之后測量疲勞試樣已表面完整性參數，如表面粗糙度和殘余應力，并開展疲勞試驗，將表面完整性參數引入材料裂紋萌生壽命模型和裂紋擴展壽命模型，最終建立考慮表面完整性的材料疲勞總壽命模型，實現了對于機加工疲勞試樣的壽命預測。本發明為航空發動機零部件的抗疲勞制造提供設計依據，具有極大的工程應用價值。

技術領域

本發明涉及一種考慮表面完整性的疲勞壽命預測方法，屬于材料疲勞壽命預測技術領域。

背景技術

航空發動機關鍵零部件的疲勞性能與其表面完整性直接相關，而表面完整性參數如表面粗糙度和殘余應力顯著影響零部件疲勞性能。實際零部件的疲勞裂紋通常在表面缺陷處和應力集中區域萌生，已有的研究表明，表面形貌、表層殘余應力和微觀組織結構對疲勞壽命有重要影響，表面粗糙度越小，表面殘余壓應力越大和表面硬度越高，零部件疲勞壽命越長。然而，當采用某些特定的制造參量的組合加工時，其結果并不能保證這些表面完整性參數均達到最優。如何根據構件的具體服役條件實施更加有效的抗疲勞制造，則需要借助理論研究，確定表面完整性參數對材料疲勞壽命模型的影響，以實現對于航空發動機零部件壽命的準確預測。

發明內容

本發明的目的在于，克服現有技術存在的技術缺陷，提出一種考慮表面完整性的疲勞壽命預測方法，解決表面完整性參數影響零部件疲勞壽命的問題。

本發明具體采用如下技術方案：一種考慮表面完整性的疲勞壽命預測方法，其特征在于，包括如下步驟：

步驟一：參考GB/T 15248-2008設計疲勞試樣尺寸，對機加工后疲勞試樣的標距段進行表面打磨和拋光處理獲得光滑無應力試樣，對于打磨拋光后的光滑無應力試樣開展單軸拉壓疲勞試驗，獲得疲勞性能參數；

步驟二：參考GB/T 15248-2008設計疲勞試樣尺寸，采用給定的切削參數(如切削速度、進給量和背吃刀量)切削加工疲勞試樣，采用粗糙度輪廓儀測量疲勞試樣標距段的已加工表面粗糙度R_a和R_z，采用X射線衍射測量疲勞試樣標距段已加工表面沿軸向的殘余應力σ_axial；

步驟三：對測量完表面完整性參數的疲勞試樣開展單軸疲勞試驗；

步驟四：將疲勞試樣標距段已加工的表面輪廓視為微觀缺口，計算微觀缺口處的應力集中系數K_t；

步驟五：將疲勞試樣標距段已加工表面的應力集中系數K_t和沿軸向殘余應力σ_axial引入Basquin應力幅—壽命模型，計算裂紋萌生壽命N_i；

步驟六：計算疲勞試樣標距段已加工表面微觀缺口處產生初始裂紋時的應力強度因子K；

步驟七：將疲勞試樣標距段已加工表面的應力集中系數K_t，以及疲勞加載中應力比R引入Paris公式，計算裂紋擴展壽命N_p；

步驟八：將步驟五和步驟七中分別計算得到的裂紋萌生壽命N_i和裂紋擴展壽命N_p相加，則得到考慮表面完整性的疲勞總壽命，即有N_f＝N_i+N_p。

作為一種較佳的實施例，所述步驟一中的所述表面打磨和拋光處理的工藝為：采用800#至2000#水磨砂紙沿平行和垂直于疲勞試樣的軸向進行打磨，隨后采用拋光布和W1拋光劑進行拋光處理，打磨和拋光后疲勞試樣表面粗糙度R_a≤0.2μm，疲勞試樣表面視為無殘余應力。