一种航空发动机涡轮叶片的高低周复合疲劳寿命预测方法.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CN109885920A(43)申请公布日2019.06.14(21)申请号201910112753.4(22)申请日2019.02.13(71)申请人西安电子科技大学地址710071陕西省西安市碑林区太白南路2号(72)发明人岳鹏马娟马翊萱周昌虎姜浩(74)专利代理机构西安通大专利代理有限责任公司61200代理人姚咏华(51)Int.Cl.G06F17/50(2006.01)G01M7/02(2006.01)G01M13/00(2019.01)G01M15/00(2006.01)权利要求书2页说明书4页附图2页(54)发明名称一种航空发动机涡轮叶片的高低周复合疲劳寿命预测方法(57)摘要本发明公开了一种航空发动机涡轮叶片的高低周复合疲劳寿命预测方法，包括：基于线性累积损伤模型，将复合疲劳损伤修正为高周疲劳损伤、低周疲劳损伤及耦合损伤；基于航空发动机的服役载荷特征，将高周损伤和耦合损伤定义为变量损伤；根据高低周复合试验载荷谱，确定变量损伤为高周疲劳寿命和四个特征参量的函数，得到变量损伤的表达式，引入等效应力幅值比，建立高低周复合疲劳寿命预测模型，并预测其复合疲劳寿命。本发明方法可快速预航空发动机测涡轮叶片在复合加载条件下的疲劳寿命，为金属材料和涡轮叶片的可靠性设计和评估提供理论参考。CN109885920ACN109885920A权利要求书1/2页1.一种航空发动机涡轮叶片的高低周复合疲劳寿命预测方法，其特征在于，具体包括如下步骤：步骤1，将高低周复合疲劳线性累积损伤模型引入发动机涡轮叶片高低周复合疲劳的寿命预测；步骤2，根据高低周复合疲劳的失效机理，结合高低周复合疲劳试验载荷谱，将复合疲劳损伤修正为高周疲劳损伤DH、低周疲劳损伤DL及耦合损伤DC三部分之和；步骤3，在已知发动机的转速时，低周疲劳寿命为常数，高周振动载荷产生的高周疲劳损伤和耦合损伤为变量，将高周损伤和耦合损伤定义为变量损伤DV；步骤4，根据高低周复合试验载荷谱的高周应力幅值σH、低周应力幅值σL、高周载荷频率fH和低周载荷频率fL四个特征参量，变量损伤是高周疲劳寿命NHCF和四个特征参量的函数，变量损伤为F(NHCF,σH,σL,fH,fL)；根据复合损伤与变量损伤的关系，得到变量损伤的表达式；步骤5，考虑载荷间的交互作用，引入最大应力，得到等效应力幅值比，高低周复合载荷下的复合寿命。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤1中，所述高低周复合疲劳线性累积损伤模型为Miner法则。3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤1中，所述高低周复合疲劳的线性累积损伤模型为：其中，NHCF为高周循环载荷对应的高周疲劳寿命，NLCF为低周循环载荷对应的低周疲劳寿命，n为复合载荷块的高低周循环次频率比。4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，步骤2中，将复合疲劳损伤修正为高周疲劳损伤DH、低周疲劳损伤DL及耦合损伤DC三部分之和；5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，步骤3中，将高周损伤和耦合损伤定义为变量损伤DV，则有：6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤4中，变量损伤为F(NHCF,σH,σL,fH,fL)时，则有：DB＝k+F(NHCF,α,n)(4)其中，k为常数，α为高低周应力幅值比，n为复合载荷块的高低周循环次频率比，且7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤5中，高低周复合载荷下的复合寿命为：2CN109885920A权利要求书2/2页其中，αeq为等效应力幅值比，且最大应力n为复合载荷块的高低周循环次频率比。3CN109885920A说明书1/4页一种航空发动机涡轮叶片的高低周复合疲劳寿命预测方法技术领域[0001]本发明涉及航空发动机的涡轮叶片疲劳预测，特别涉及一种在高低周复合载荷下航空发动机涡轮叶片的部件疲劳寿命预测方法。背景技术[0002]航空发动机的涡轮叶片在工作中，疲劳相关的失效模式占涡轮叶片总体失效的一半左右。疲劳失效严重威胁到飞行安全。目前，对于航空发动机涡轮叶片的疲劳失效，大多集中在纯低周疲劳和纯高周疲劳领域。但在实际服役中，涡轮叶片同时受到低频高幅值的离心载荷和叠加在上面的高频低幅值的振动载荷。其中，高幅值的离心载荷导致低周疲劳失效，低幅值的振动载荷由于远小于涡轮叶片的疲劳极限，振动载荷导致高周疲劳失效。因此，涡轮叶片的疲劳失效应为在低周载荷峰值的基础上叠加高周载荷而导致的高低周复合疲劳失效。在各类航空发动机涡轮叶片的寿命研究的过程中，为反映叶片在实际服役载荷中的损伤过程以及更准确地预测叶片的寿命，考虑叶片在高低周复合疲劳载荷的作用就显得尤为必要。[0003]在工程中常用Miner法则来预估高低周复合疲劳的寿命，该方法过多的考虑了载荷的损伤作用，