[發明專利]一種基于晶體塑性的激光沖擊強化粉末高溫合金低周疲勞壽命預測方法

在審

• 申請號: 202210609119.3
• 申請日: 2022-05-31
• 公開（公告）號: CN115062378A
• 公開（公告）日: 2022-09-16
• 發明（設計）人: 江榮;章敬鵬;趙陽;尤超;宋迎東
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/13
• 分類號: G06F30/13;G06F30/15;G06F30/23;G06F119/04
• 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晶體塑性的激光沖擊強化粉末高溫合金低周疲勞壽命預測方法，包括以下步驟：獲得LSP粉末高溫合金試驗件隨深度分布的縱向和橫向的殘余應力、LSP粉末高溫合金試驗件隨深度分布的加工硬化場；建立整體模型，將殘余應力場、加工硬化場和相應的材料屬性賦予整體模型，并進行有限元模擬，獲得位移場；通過低周疲勞試驗標定晶體塑性本構模型中的材料參數；建立晶體塑性子模型；將LSP引入的殘余應力場、加工硬化場賦予子模型；使用子模型進行有限元模擬，將整體模型的位移場作為子模型的邊界條件，分析LSP粉末高溫合金試驗件低周疲勞損傷演化規律，得到疲勞指示因子；實現對LSP粉末高溫合金試驗件疲勞壽命預測。

技術領域

本發明屬于結構強度及有限元模擬領域，特別涉及一種基于晶體塑性的激光沖擊強化粉末高溫合金低周疲勞壽命預測方法。

背景技術

鎳基粉末高溫合金由于其良好的高溫強度、高的組織穩定性、低的疲勞裂紋擴展速率以及優良的抗蠕變抗氧化性能被廣泛用作制造高性能航空發動機渦輪盤等轉動部件的關鍵材料。隨著航空發動機推重比(功重比)和燃油效率的不斷提高，發動機渦輪進口溫度亦不斷提高，對渦輪盤用粉末高溫合金的強韌性、疲勞性能、可靠性及耐久性提出了更高要求。作為航空發動機最為關鍵的熱端部件之一，渦輪盤在服役過程中遭受復雜的交變機械載荷和熱載荷，導致渦輪盤用粉末高溫合金在服役過程中發生低周疲勞失效，且大部分疲勞壽命消耗在疲勞微裂紋萌生和擴展階段。渦輪盤用粉末高溫合金的低周疲勞失效與其微結構和表面完整性密切相關。現階段常對渦輪盤用粉末高溫合金進行噴丸、低塑性拋光、激光沖擊強化等表面強化處理以提高其使役疲勞壽命。相對于傳統的噴丸和低塑性拋光工藝，LSP具有非接觸強化的特點，可顯著降低表面強烈塑性變形所導致的粗糙度變化，所產生的表層殘余壓應力層深度大、熱穩定性好，且可以靈活處理復雜型面的構件。通過采用LSP工藝對渦輪盤用粉末高溫合金進行強化處理以引入較深的表面殘余壓應力，可有效提高其疲勞微裂紋萌生和擴展抗力，進而提高航空發動機安全性、可靠性和耐久性。以上均說明了激光沖擊強化技術在航空發動機技術領域具有較大的應用前景。

目前，對激光沖擊強化后的各種金屬材料在不同條件下的疲勞性能研究已經有較多的成果，但在激光沖擊強化后材料的低周疲勞壽命預測方法方面的專利較少，申請號為CN202110067373.0的專利“激光沖擊強化構件裂紋擴展壽命快速預測方法和裝置”考慮激光沖擊強化對構件擴展壽命的影響，沒有考慮激光沖擊強化對構件疲勞壽命的影響，申請號為CN202210103839.2的專利“一種考慮激光沖擊強化效果的疲勞壽命預測方法”雖然考慮激光沖擊強化對構件疲勞壽命的影響，但是只是簡單地將殘余應力對疲勞壽命的影響簡化為平均應力效應，不能考慮表層微結構和殘余應力的耦合作用，不能準確預測疲勞壽命的分散性，因此需積極開發考慮殘余應力和微結構影響的疲勞壽命預測方法。

發明內容

本發明的目的是提供一種基于晶體塑性的激光沖擊強化粉末高溫合金低周疲勞壽命預測方法，該方法考慮了激光沖擊強化引起的殘余應力場、加工硬化場的對粉末高溫合金低周疲勞壽命的影響，以實現對激光沖擊強化后結構的疲勞壽命的準確預測，能夠服務與支撐航空發動機渦輪構件激光沖擊強化處理后進行疲勞壽命的準確預測。

為實現上述目的，本發明采用如下技術方案：

一種基于晶體塑性的激光沖擊強化粉末高溫合金低周疲勞壽命預測方法，包括以下步驟：

(1)采用X射線衍射法和電解拋光技術獲得激光沖擊強化粉末高溫合金試驗件隨深度分布的縱向和橫向的殘余應力，通過電子背散射衍射技術獲得激光沖擊強化粉末高溫合金試驗件隨深度分布的加工硬化場；

(2)在ABAQUS軟件中建立激光沖擊強化粉末高溫合金試驗件整體模型，通過逆本征應變法和USDFLD、HARDINI子程序將殘余應力場、加工硬化場和相應的材料屬性賦予整體模型，并進行有限元模擬，獲得整體模型的位移場；

(3)通過低周疲勞試驗標定晶體塑性本構模型中的材料參數；