[发明专利]一种热冲击载荷作用下材料的寿命计算方法

说明书

本发明公开了一种热冲击载荷作用下材料的寿命计算方法，步骤为：根据热冲击试验，获得在不同热冲击温度和热冲击循环数下的试验结果并建立裂纹长度与循环数之间的关系，根据试验过程中试验件缺口处的温度变化计算升降温速率比R_v；根据试验测得的裂纹长度a计算对应的应力强度因子ΔK；使用有限元软件计算试验件在试验条件下缺口处的热应力σ和缺口应力集中系数k_t；根据试验测得的裂纹长度a计算应力强度因子阈值ΔK_th；将求得的应力强度因子ΔK、应力强度因子阈值ΔK_th和升降温速率比R_v带入热疲劳裂纹扩展模型，可以得到基于裂纹扩展的热冲击疲劳寿命计算模型。本发明能够表征热冲击疲劳裂纹与热冲击温度以及循环数动态变化关系。

技术领域

本发明涉及一种航空发动机在热冲击载荷作用下材料的寿命计算方法，属于高温结构强度技术领域。

背景技术

航空发动机在实际的使用过程中由于其工作状态的变化会使涡轮叶片、火焰筒等高温流道件受到热冲击载荷的作用，热端部件处由于温度场的变化以及变形受到约束会产生随温度载荷变化而变化的热应力，并且最大热应力通常出现在发动机状态发生变化时。此时，零部件内外温差大、温度场分布情况比较恶劣，相对于发动机处于稳定工作状态的温度场，过渡态的温度场成为瞬态温度场。分析高温构件的热冲击性能时，需要根据瞬态温度场计算相应的热应力。为了定量的表征热冲击载荷对航空发动机部件造成的损伤，探究高温合金材料在热冲击载荷作用下的寿命变化情况，需要建立热冲击裂纹长度与热冲击温度和循环数之间的关系模型。

材料及结构的热冲击疲劳是一种由于温度变化而引起的低周疲劳(LCF)，传统的低循环疲劳寿命分析方法中，最常用的是Manson-Coffin模型。该模型在使用的过程中，通常根据构件危险部位的局部应力-应变历程来估算零件寿命，其基本假设是若同种材料制成结构件的危险部位的最大应力-应变历程与一个光滑试件的应力-应变历程相同，则它们的疲劳寿命相同。在实际工程中，由于航空发动机高温部件处的温度较高，很难通过外加试验设备测试危险部位的应力和应变，并且该模型不能详细的表征在热冲击的过程中构件由于热冲击载荷的作用产生的热疲劳裂纹与热冲击温度以及循环数之间的动态变化关系，会使后期进行热冲击对构建造成的微观损伤研究时缺乏微观组织的损伤动态演变历程。

发明内容

本发明的目的是提供一种热冲击载荷作用下材料的寿命计算方法，能够详细的表征在热冲击的过程中构件由于热冲击载荷的作用产生的热疲劳裂纹与热冲击温度以及循环数的动态变化关系。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种热冲击载荷作用下材料的寿命计算方法，通过将热冲击裂纹长度a与热冲击温度T、热冲击速率比R_v和热冲击循环数N相关联，建立基于裂纹扩展的热冲击寿命计算模型：

上式中，da/dN为热冲击裂纹扩展速率；C、n和m为与热冲击温度有关的材料常数；R为热应力比；v为材料的泊松比；R_v为热冲击过程中升降温速率比；E'为弹性模量，E'＝E/(1-ν²)；σ_ys为材料的屈服应力，ΔK为与热冲击温度有关的应力强度因子；ΔK_th为应力强度因子阈值；

通过对式(1)进行积分，得到关于裂纹扩展的热疲劳寿命变化计算模型：

上式中，a_i为裂纹的萌生尺寸；N_i为裂纹的萌生寿命；

所述热冲击载荷作用下材料的寿命计算方法包括以下步骤：

(1)进行标准热疲劳试验件在不同试验条件下的热冲击试验，根据热冲击试验获得的不同热冲击温度和热冲击循环数下的试验结果建立a-N关系图；