[发明专利]一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法

说明书

本发明涉及一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法，步骤：(1)获取涡轮盘工况条件，包括载荷谱，典型温度等；(2)确立三种典型失效模式：盘心低循环疲劳失效、盘缘蠕变\疲劳失效、榫接结构高低周复合疲劳失效；(3)针对三种失效模式，分别开展宏微观裂纹扩展实验，采集材料裂纹扩展性能数据；(4)建立描述涡轮盘材料低循环疲劳、蠕变\疲劳、高低周复合疲劳典型失效模式的裂纹扩展寿命预测方法，形成考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法。

技术领域

本发明是一种针对航空发动机涡轮盘结构强度的损伤容限评估方法，它是一种能够考虑涡轮盘不同部位材料的分散性，涡轮盘失效模式多样性的评估方法，属于航空航天发动机技术领域。

航空发动机是一种极限产品，其关键部件——涡轮盘工作在高温、高压、高转速等的复杂载荷/环境下；涡轮盘作为限寿件，在航空发动机的设计、部件及核心机试验、地面台架及飞行试验以及发动机维护管理过程之中，要贯穿损伤容限方法。适当的损伤容限评估，可以避免零件的批准寿命期内，由于材料、制造和使用引起的缺陷导致的潜在失效。

损伤容限评估方法以断裂力学为基础，以裂纹扩展实验为关键点，而裂纹扩展性能依赖于外界载荷以及材料内部微观组织。对于航空发动机涡轮盘结构，其不同部位承受的载荷条件差异较大：盘心处以高温、高应力的低循环为主；盘缘榫接处以大应力叠加振动的高低周复合疲劳为主。同时由于涡轮盘成型工艺及热处理制度的限制与影响，涡轮盘沿径向的材料微观组织结构差异明显，即不同部位具有相异的裂纹扩展性能。

现有文献Hu D,Mao J,Song J,et al.Experimental investigation of grainsize effect on fatigue crack growth rate in turbine disc superalloyGH4169under different temperatures[J].Materials Science&Engineering A,2016,669:318-331.中提出了寿命分散因子和考虑寿命分散性的Paris公式的概念，文中从理论上方面利用寿命分散因子分析了裂纹闭合的机制，但并未介绍如何将分散性模型应用到涡轮盘裂纹扩展寿命评估中。本发明将寿命分散因子分布的获取和考虑寿命分散性的Paris公式的应用建立成一套系统的方法，考虑寿命分散性的Paris公式用来预测涡轮盘低循环裂纹扩展寿命。

现有文献Hu D,Yang Q,Liu H,et al.Crack closure effect and crack growthbehavior in GH2036superalloy plates under combined high and low cycle fatigue[J].Int J Fatigue.2017,95:90-103从试验角度出发研究了GH2036材料高低周复合疲劳行为，并对其裂纹扩展寿命进行了预测，但其研究成果仅针对实验室情况下标准试件，未考虑涡轮榫接部件的结构特征。

发明内容

本发明技术解决方案：克服现有技术的不足，提供一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法，大大提高了发动机关键件—涡轮盘的安全性和可靠性。

本发明技术解决方案：一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法，通过试验及模型研究，探索涡轮盘不同取样部位、不同载荷条件所致的失效模式下的裂纹扩展寿命及规律，最终建立针对航空发动机涡轮盘的，工程应用迫切需求的损伤容限评估方法。本发明实现步骤如下：

第一步，获取涡轮盘工况条件，所述工况条件指涡轮各个位置的机械载荷与热载荷状况，由涡轮盘设计工作状态转速、工作状态的温度场分布、外场载荷谱等确定。