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.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CN106644784A(43)申请公布日2017.05.10(21)申请号201611266927.5(22)申请日2016.12.31(71)申请人北京航空航天大学地址100191北京市海淀区学院路37号(72)发明人胡殿印王荣桥王西源毛建兴高晔刘茜(74)专利代理机构北京科迪生专利代理有限责任公司11251代理人杨学明顾炜(51)Int.Cl.G01N3/32(2006.01)G01M5/00(2006.01)权利要求书5页说明书13页附图5页(54)发明名称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(57)摘要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。CN106644784ACN106644784A权利要求书1/5页1.一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法，其特征在于实现步骤如下：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、外场载荷谱确定；第二步，基于第一步获取的涡轮盘工况条件，确立涡轮盘结构三种典型失效模式，所述三种典型失效模式为低循环疲劳失效、蠕变\疲劳失效和高低周复合疲劳失效；所述低循环疲劳失效指最大应力超过了材料的屈服应力，发生破坏时应力循环次数低于为103～104，低循环疲劳为涡轮盘结构是盘缘以内位置的主要失效模式；所述蠕变\疲劳失效是指结构在高温下承受循环载荷，由于蠕变损伤和疲劳损伤交互作用产生的失效，蠕变\疲劳失效是涡轮盘盘缘位置的主要失效模式；所述高低周复合疲劳失效指高周疲劳载荷与低周疲劳载荷共同作用下的疲劳失效模式，涡轮盘榫接处的主要失效模式为高低周复合疲劳失效；第三步，依据第二步所述的三种失效模式，分别开展模拟各失效特征的裂纹扩展实验，并基于实验数据建立三种失效模式下的寿命预测方法，对于低循环疲劳失效模式，开展不同取样位置的裂纹扩展实验，不同取样位置微观组织观测实验，采集宏观裂纹扩展数据与微观组织特征数据，基于数据建立低循环疲劳寿命预测方法；对于蠕变疲劳失效模式，开展不同温度和不同保载时间的裂纹扩展实验，采集宏观裂纹扩展数据，基于数据建立蠕变\疲劳寿命预测方法；对于高低周复合疲劳失效模式，开展不同应力比的裂纹扩展实验，榫接结构件高低周复合疲劳实验，基于数据建立高低周复合疲劳寿命预测方法；第四步，根据第三步建立的寿命预测方法，结合涡轮盘工况条件，对涡轮盘不同部位的实际裂纹进行寿命评估，所述寿命评估是指定期对服役涡轮盘进行裂纹检测，对检出裂纹的裂纹扩展阶段寿命做出预测；所述裂纹扩展阶段寿命指裂纹从裂纹检出开始，到结构失稳断裂为止的寿命数；当起裂位置在涡轮盘盘心至盘缘区域内，疲劳载荷最大应力超过了材料的屈服应力，采用第三步建立的低循环疲劳寿命预测方法；当起裂位置在盘缘处，载荷存在明显保载时间，采用第三步建立的蠕变\疲劳寿命预测方法；当起裂部位在榫接结构处，采用第三步建立的高低周复合疲劳寿命预测方法。2.根据权利要求1所述的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，其特征在于：所述第三步中，低循环疲劳裂纹扩展预测方法如下：(1)微观晶粒尺寸数据采集：在涡轮盘盘缘A、盘心B和安装边D分别多次采样，利用扫描电镜观察微观组织特征，分别得到涡轮盘盘缘A、盘心B和安装边D三个不同位置处晶粒尺寸dA，dB，dD，三者取平均计算涡轮盘平均晶粒尺寸所述微观组织特征指晶粒、二次相/强化相的分布；(2)宏观裂纹扩展数据采集：对盘缘A、盘心B和安装边D三个部位多次采样CT试件进行不同应力比、不同温度的载荷条件下低循环疲劳试验，所述CT试件为标准紧凑拉伸试件；低循环疲劳试验中，显微镜记录预制裂纹处裂纹张开及闭合过程的图片，利用数字图像相关法DIC对比裂纹张开及闭合过程的图片之间的差异，得到图片中各点在不同图片之间的位移a，记录每张图片对应的实验循环数N；最后利用某一时间段内位移差da除以实验循环数dN，便得到涡轮盘A、B、D三处试件不同应力比和不同温度条件下裂纹扩展速率da/dN；所述不同应力比指试验循环加载时最小应力与最大应力之比，根据涡轮盘工作时载荷谱计算得到；所述不同温度指试验时试件加载温度包括A、B、D三处服役温度加上室温，覆盖整盘温度2CN10