[發明專利]一種基于EBSD表征和晶體塑性的疲勞微裂紋擴展預測方法

在審

• 申請號: 202210120909.5
• 申請日: 2022-02-09
• 公開（公告）號: CN114662356A
• 公開（公告）日: 2022-06-24
• 發明（設計）人: 江榮;章文天;吳常皓;于澤;宋迎東
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/23
• 分類號: G06F30/23;G06F119/04;G06F119/08;G06F119/14
• 代理公司: 南京瑞弘專利商標事務所(普通合伙) 32249
• 代理人: 吳旭

本發明公開了一種基于EBSD表征和晶體塑性的疲勞微裂紋擴展預測方法，包括以下步驟：獲取應力應變遲滯回線；編寫宏觀粘塑性本構模型，確定其參數；建立宏觀構件的有限元模型，并賦予其粘塑性本構材料參數，進行疲勞加載，獲得構件的宏觀應力場和位移場，初步確定其危險部位；編寫晶體塑性本構模型，確定其參數；建立局部細觀模型；確定危險晶粒；引入初始裂紋，并由裂紋萌生模型確定萌生壽命；在裂紋尖端判斷開裂晶粒及相鄰晶粒的累積應變能耗散密度分布，以初始裂紋的終點為起點，在具有最大累積應變能耗散密度滑移系上繼續引入新的穿晶裂紋；并確定微裂紋擴展壽命。本發明能夠慮及局部晶粒的微結構特征對裂紋擴展行為的影響。

技術領域

本發明涉及一種基于EBSD表征和晶體塑性的疲勞微裂紋擴展預測方法，屬于結構強度及有限元數值模擬領域。

背景技術

航空發動機渦輪盤作為核心熱端部件，服役于極端環境工況，承受復雜載荷，包括交變機械載荷、振動載荷和熱應力，由此導致的低周疲勞失效成為威脅航空發動機渦輪盤結構完整性的主要失效形式之一。發展可靠的低周疲勞失效預測和評估方法，對航空發動機結構完整性設計具有重要意義。

低周疲勞總壽命根據疲勞裂紋物理發展過程可以分為三個主要階段，即微裂紋萌生、微裂紋擴展和長裂紋擴展。傳統上運用最為廣泛的低周疲勞壽命評估方法為基于Manson-Coffin方程及其各類衍生形式的全壽命評估法。而長裂紋擴展基于經典斷裂力學模型(即Paris公式)已有比較成熟的理論和擴展壽命預測方法。但是對于微裂紋萌生和微裂紋擴展，其與局部微結構特征密切相關，如晶粒尺寸和相鄰晶粒的晶界特征等，同時由于微裂紋長度與塑性區尺寸可比，經典斷裂力學中使用的評估參數應力強度因子無法適用。渦輪盤在服役工況下具有較高的載荷水平，這意味著裂紋萌生后會快速擴展并斷裂失效，微裂紋萌生和擴展在整個壽命中占有較高的比重。而目前對于微裂紋萌生和擴展評估仍然沒有較為統一的方法，亟待發展慮及局部微結構特征的疲勞裂紋萌生和全階段裂紋擴展的壽命預測模型。專利CN 113435099A提出一種多尺度疲勞損傷演化模型的疲勞壽命預測方法，但其細觀模型基于Voronoi模型，未考慮局部真實微結構特征，且微裂紋擴展模型未顯式引入裂紋，無法考慮裂紋尖端應力重分布的影響。

發明內容

為了解決上述背景技術中存在的問題，本發明提供一種基于EBSD表征和晶體塑性的疲勞微裂紋擴展預測方法，該預測方法能夠慮及局部晶粒的微結構特征對裂紋擴展行為的影響。

為實現上述目的，本發明采用如下技術方案：

一種基于EBSD表征和晶體塑性的疲勞微裂紋擴展預測方法，包括以下步驟：

(1)通過開展構件服役溫度下的標準低周疲勞試驗，獲取應力應變遲滯回線；

(2)使用FORTRAN子程序編寫宏觀粘塑性本構模型，由立方單元模型貼合低周疲勞試驗應力應變曲線，確定宏觀粘塑性本構模型參數；

(3)建立宏觀構件的有限元模型，并賦予其粘塑性本構材料參數，進行疲勞加載，獲得構件的宏觀應力場和位移場，初步確定其危險部位；

(4)使用FORTRAN子程序編寫晶體塑性本構模型，并由EBSD表征獲取材料的晶粒取向分布特征信息，建立代表性體積單元，通過貼合標準低周疲勞試驗與代表性體積單元平均應力應變響應，確定晶體塑性本構模型參數；

(5)由EBSD表征危險部位的局部細觀晶粒微結構特征，并由表征結果建立局部細觀模型，賦予各晶粒晶體塑性本構模型，采用子模型法，以宏觀粘塑性模型的位移場為邊界條件，計算局部細觀應力應變場以及滑移系累積應變能耗散密度的分布；

(6)以細觀場計算所得的累計剪應變為疲勞度量參量，確定危險晶粒；針對危險晶粒，計算其各滑移系的累積應變能耗散密度，并以累積應變能耗散密度最大的滑移系為開裂滑移系，引入初始裂紋，并由裂紋萌生模型確定萌生壽命；