一种涡轮叶片疲劳-蠕变损伤耦合概率寿命预测计算方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN110175394A(43)申请公布日2019.08.27(21)申请号201910433274.2(22)申请日2019.05.23(71)申请人电子科技大学地址611731四川省成都市高新区（西区）西源大道2006号(72)发明人李彦锋谢非黄洪钟张晓颖刘栋余奥迪周杰柯爽程宏伟(74)专利代理机构成都虹盛汇泉专利代理有限公司51268代理人王伟(51)Int.Cl.G06F17/50(2006.01)权利要求书2页说明书8页附图2页(54)发明名称一种涡轮叶片疲劳-蠕变损伤耦合概率寿命预测计算方法(57)摘要本发明公开了一种涡轮叶片疲劳-蠕变损伤耦合概率寿命预测计算方法，包括以下步骤：S1、收集涡轮叶片属性；S2、确定考核部位；S3、对涡轮叶片进行有限元仿真，得到涡轮叶片考核点应力应变信息；S4、计算疲劳损伤：通过低周疲劳寿命模型计算得到疲劳寿命和疲劳损伤信息；S5、计算蠕变损伤：通过蠕变寿命模型计算蠕变寿命和蠕变损伤信息；S6、计算总体损伤并进行寿命分布拟合；S7、基于累积损伤理论，结合多种工况寿命信息得到叶片最终概率寿命分布。本发明将涡轮叶片的材料性能、载荷历程、几何尺寸、预测模型误差等引起的不确定性因素用概率进行表征，运用概率寿命预测模型对涡轮叶片的寿命进行预测，能够提高涡轮叶片寿命预测的精度。CN110175394ACN110175394A权利要求书1/2页1.一种涡轮叶片疲劳-蠕变损伤耦合概率寿命预测计算方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、收集涡轮叶片属性：对涡轮叶片铸造材料的材料属性、模型参数属性以及涡轮叶片承受的载荷属性进行收集；S2、确定考核部位：通过输入材料属性，对涡轮叶片进行有限元仿真分析，确定涡轮叶片的考核部位；S3、进行仿真分析：基于不同条件的工况，对转速进行拉丁超立方抽样，得到转速信息，进而对涡轮叶片进行有限元仿真，得到涡轮叶片考核点应力应变信息；S4、计算疲劳损伤：通过低周疲劳寿命模型计算得到疲劳寿命和疲劳损伤信息；S5、计算蠕变损伤：通过蠕变寿命模型计算蠕变寿命和蠕变损伤信息；S6、计算总体损伤并进行寿命分布拟合：基于线性累计损伤理论，得到单一工况下单次循环内疲劳-蠕变耦合的总损伤信息和寿命信息；S7、基于累积损伤理论，结合多种工况寿命信息得到叶片最终概率寿命分布。2.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片疲劳-蠕变损伤耦合概率寿命预测计算方法，其特征在于，所述步骤S4具体实现方法为：选用Manson-Coffin公式进行计算得到疲劳寿命和疲劳损伤信息；Manson-Coffin公式表达式如式(1)所示：通过式(1)计算得到疲劳寿命信息Nf，进一步地根据式(2)计算得到单次循环疲劳损伤Df：式中，为等效应变，σ′f为弹性系数，E为弹性模量，b为弹性指数，ε′f为延性系数，c为延性指数。3.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片疲劳-蠕变损伤耦合概率寿命预测计算方法，其特征在于，所述步骤S5具体实现方法为：通过Larson-Miller公式计算蠕变寿命和蠕变损伤信息；Larson-Miller公式表达式为：23lgtrupture＝b0+b1/T+b2X/T+b3X/T+b4X/T(3)通过式(3)计算得到蠕变寿命信息trupture，进一步地通过式(4)计算单次循环蠕变损伤Dc：式中，b0、b1、b2、b3和b4为涡轮叶片铸造材料的蠕变方程拟合系数；trupture为持久寿命；X为应力对数值，X＝lgσ；T＝(9θ/5+32)+460，θ为叶片表面温度，单位为℃；tc为保载时间。4.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片疲劳-蠕变损伤耦合概率寿命预测计算方法，其2CN110175394A权利要求书2/2页特征在于，所述步骤S6包括以下子步骤：S61、基于式(5)和式(6)，计算考核点寿命信息：Dtotal＝Df+Dc(5)式中，Dtotal为单次循环总损伤；Ntotal为单次循环总疲劳寿命信息；S62、对考核点的寿命信息进行显著水平为0.05的K-S检验，其符合对数正态分布；考核点寿命信息的概率密度函数为：式中，为考核点寿命取对数后所符合的正态分布的均值；为考核点寿命取对数后所符合的正态分布的标准差；S63、在Matlab中对考核点的寿命分布进行拟合，得到考核点的寿命分布图。3CN110175394A说明书1/8页一种涡轮叶片疲劳-蠕变损伤耦合概率寿命预测计算方法技术领域[0001]本发明属于航空航天发动机技术领域，特别涉及一种涡轮叶片疲劳-蠕变损伤耦合概率寿命预测计算方法。背景技术[0002]涡轮叶片是航空发动机的重要组成部件，在高温、高压和高转速的复杂条件下工作，一旦发生破坏将导致严重的后果。由于涡轮叶片失效引起的航空发动机失效占