本公开涉及多孔介质技术领域，尤其涉及一种镍基单晶气膜孔构件多轴高周疲劳寿命预测方法。
背景技术：
镍基单晶合金作为涡轮叶片材料，使叶片的综合性能提高到了一个新的水平。与其他合金相比，镍基单晶高温合金消除了晶界，从根源上杜绝了晶界处的破坏，极大地提高了材料高温下的力学性能。随着对发动机进气口温度要求的提高，实心叶片已经远远不能满足温度要求，空心冷却叶片应运而生，气膜冷却的应用使叶片的承温能力得到大幅度提高，然而叶片上密集排列的气膜孔破坏了叶片自身结构和材料的完整性，使其成为叶片断裂失效故障的频发位置。发动机气膜冷却叶片在服役环境下，受到离心力和交变载荷的复合作用，当叶片的激振频率接近其固有频率后，共振现象极易发生，此时叶片承受的载荷和频率会大幅度增加，高周疲劳随之发生。工程实践表明，高周疲劳引起的叶片失效断裂已据于首要位置。气膜孔的引入使叶片的振动特性发生改变，高周疲劳载荷环境趋于复杂。
高周疲劳循环应力幅值在材料的屈服强度之下，损伤和塑性变形局部化严重，因此，线性损伤累积准则并不适合于高周疲劳。单晶合金在结构上具有各项异性的性质，微观上是以晶体滑移为主的变形机制，传统的弹塑性模型并不能适用于单晶材料。密排气膜孔在多孔干涉作用下，处于复杂多轴应力状态，使失效机制区域复杂。
在高周疲劳载荷作用下，构件一般没有明显的塑性变形，失效构件形式大多数都为突发的脆性断裂，难以进行损伤评估和预防。高周疲劳的周期性载荷大部分由燃气气动力的振动引起，当发生共振时，应力会大幅度增加，因此具有十分可怕的破坏性。高周疲劳作为叶片服役过程中一个不可避免的问题，严重危及发动机结构的安全性和可靠性，如果能够准确的预测单晶气膜孔构件的高周疲劳寿命，将具有重大的理论意义和工程应用价值。因此，有必要提出一个广泛适用的高周疲劳寿命预测方法以解决上述问题。
需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。
技术实现要素：
本公开的目的在于提供一种镍基单晶气膜孔构件多轴高周疲劳寿命预测方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的一个或者多个问题。
本公开的其他特性和优点将通过下面的详细描述变得显然，或部分地通过本公开的实践而习得。
根据本公开的一个方面，提供一种镍基单晶气膜孔构件多轴高周疲劳寿命预测方法，包括：
根据单晶气膜孔构件的孔排布方式确定危险路径；
建立晶体塑性理论模型，将所述晶体塑性理论模型的相关参数输入到有限元模型；
通过所述有限元模型输出所述危险路径的应力分布，得出所述危险路径上的最大主应力幅值和最大分切应力幅值；
建立临界距离模型，根据所述最大主应力幅值和最大分切应力幅值确定所述临界距离模型的参数，通过迭代程序计算得出所述单晶气膜孔构件的高周疲劳寿命。
本公开的一种示例性实施例中，所述确定危险路径，包括：
确定所述单晶气膜孔构件的中心孔；
所述危险路径为从所述中心孔孔边，沿着另一相邻孔圆心连线向外延伸的路径。
本公开的一种示例性实施例中，所述晶体塑性理论模型依据晶体的各向异性和滑移变形机制进行建模。
本公开的一种示例性实施例中，所述晶体塑性理论模型的相关参数包括分切应力、应变率、参考剪切应力、应变硬化率中的一种或多种。
本公开的一种示例性实施例中，所述临界距离模型以断裂力学原理为依据进行建模。
本公开的一种示例性实施例中，所述建立临界距离模型，包括：
建立点法方程，确定点法方程对应的临界距离与等效应力之间的函数关系；
定义所述临界距离，所述临界距离为仅依赖于材料和应力比的常量；
根据所述点法方程，建立所述临界距离和高周疲劳寿命的函数关系。
本公开的一种示例性实施例中，所述点法方程为：
σeff＝σ1(r＝dpm，θ＝0)＝σref
其中，σ1为最大主应力，σref为参考强度，dpm为点法对应的临界距离。
本公开的一种示例性实施例中，所述临界距离和高周疲劳寿命的函数关系为：
l(nf)＝anfb
其中，
本公开的一种示例性实施例中，所述通过迭代程序计算得出所述单晶气膜孔构件的高周疲劳寿命，包括：
给定一预估高周疲劳寿命nf，i；
通过所述有限元模型得出所述危险路径上的最大主应力幅值σi,a；
将所述最大主应力幅值σi,a带入公式nf,i+1＝na(σa/σi,a)k进行迭代，若nf,i+1的值与nf,i的值不同，则将nf,i+1的值重新赋予nf,i进行迭代，依此迭代更新，直到收敛；
此时的nf,i值即为所述单晶气膜孔构件的高周疲劳寿命值。
本公开的一种示例性实施例中，所述方法还包括通过实验验证所述单晶气膜孔构件的高周疲劳寿命的有效性。
本公开示例性实施方式所提供的单晶气膜孔构件高周疲劳寿命预测方法，考虑了单晶各向异性的材料性质和晶体滑移的变形机制，提出了一种适用于单晶材料的弹塑性应力应变场计算模型，结合临界距离法，综合考虑了密排气膜孔结构多孔干涉下的多轴应力状态，建立了采用危险路径上最大主应力幅值和最大八面体分切应力幅值梯度预测单晶气膜孔构件的高周疲劳寿命预测方法，避免了高周疲劳损伤非线性的难题，预测结果分散性小，精度高。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本公开。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示意性示出本公开示例性实施例中单晶气膜孔构件高周疲劳寿命预测方法流程图；
图2示意性示出本公开示例性实施例中单晶气膜孔构件的断裂形貌；
图3示意性示出本公开示例性实施例中单晶气膜孔构件的危险路径；
图4示意性示出本公开示例性实施例中单晶气膜孔构件的有限元模型；
图5示意性示出本公开示例性实施例中最大主应力在危险路径上的分布；
图6示意性示出本公开示例性实施例中最大分切应力在危险路径上的分布；
图7示意性示出本公开示例性实施例中点法原理示意图；
图8示意性示出本公开示例性实施例中的计算高周疲劳寿命的迭代程序流程图；
图9示意性示出本公开示例性实施例中的寿命预测结果。
具体实施方式
现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本公开将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。
此外，附图仅为本公开的示意性图解，并非一定是按比例绘制。图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。附图中所示的一些方框图是功能实体，不一定必须与物理或逻辑上独立的实体相对应。可以采用软件形式来实现这些功能实体，或在一个或多个硬件模块或集成电路中实现这些功能实体，或在不同网络和/或处理器装置和/或微控制器装置中实现这些功能实体。
本示例实施方式提供一种单晶气膜孔构件高周疲劳寿命预测方法，如图1所示，该单晶气膜孔构件高周疲劳寿命预测方法可以包括：
s1、根据单晶气膜孔构件的孔排布方式确定危险路径；
s2、建立晶体塑性理论模型，将所述晶体塑性理论模型的相关参数输入到有限元模型；
s3、通过所述有限元模型输出所述危险路径的应力分布，得出所述危险路径上的最大主应力幅值和最大分切应力幅值；
s4、建立临界距离模型，根据所述最大主应力幅值和最大分切应力幅值确定所述临界距离模型的参数，通过迭代程序计算得出所述单晶气膜孔构件的高周疲劳寿命。
本公开示例性实施方式所提供的单晶气膜孔构件高周疲劳寿命预测方法，考虑了单晶各向异性的材料性质和晶体滑移的变形机制，提出了一种适用于单晶材料的弹塑性应力应变场计算模型，结合临界距离法，综合考虑了密排气膜孔结构多孔干涉下的多轴应力状态，建立了采用危险路径上最大主应力幅值和最大八面体分切应力幅值梯度预测单晶气膜孔构件的高周疲劳寿命预测方法，避免了高周疲劳损伤非线性的难题，预测结果分散性小，精度高。
下面结合附图对本示例实施方式所提供的镍基单晶气膜孔构件高周疲劳寿命预测方法进行详细的说明。
在步骤s1中，可根据单晶气膜孔构件的孔排布方式确定危险路径。
本示例实施方式中，气膜孔构件的危险路径可如图2和图3所示，密排气膜孔构件的危险路径从中间孔孔边出发，沿着两孔圆心连线向外延伸。
在步骤s2中，可建立晶体塑性理论模型，将所述晶体塑性理论模型的相关参数输入到有限元模型。
本示例实施方式中，建立晶体塑性理论模型可以包括如下步骤：
s21、定义分切应力
单晶的变形机制主要以滑移为主，分切应力是沿着滑移方向的牵引力的组成部分，通过schmidt张量与柯西应力有关：
τ(α)＝p(α):t(1)
s22、定义应变率
应变率使用幂函数方程表示：
式中，
s23、定义参考剪切应力
g(α)为参考剪切应力，表征晶体的当前应变硬化状态，在这里g(α)取决于滑移剪切率γ'的总和：
g(α)＝g(α)(γ)(3)
γ为累积滑移应变：
s24、定义单晶应变硬化率
材料应变硬化可以用g(α)的演化方程来代替：
式中，hαβ为γ的函数，它决定了滑移系β中的滑移剪切量对滑移系α所造成的硬化，可以通过下面公式获得：
hαβ＝qαβhβ(6)
其中，qαβ为潜硬化系数，hβ是单硬化率：
其中，h0为硬化模量，τs和β为模型参数。
本示例实施方式中可将上述晶体塑性理论模型写入abaqus用户子程序中进行建模计算，为了简化计算，可采用1/4模型c3d8单元进行模拟，加载方向可为[001]方向，气膜孔轴向方向可为[010]方向，如图4。
在步骤s3中，可通过所述有限元模型输出所述危险路径的应力分布，得出所述危险路径上的最大主应力幅值和最大分切应力幅值。
本示例实施方式中可根据s1确定的危险路径，在建立的有限元模型中选取危险路径上的点，可输出在危险路径上的最大主应力和最大分切应力分布，如图5和图6，从而得出危险路径上的最大主应力幅值和最大分切应力幅值。
在步骤s4中，可建立临界距离模型，根据所述最大主应力幅值和最大分切应力幅值确定所述临界距离模型的参数，通过迭代程序计算得出所述单晶气膜孔构件的高周疲劳寿命。可以包括如下步骤：
s41、建立临界距离模型
临界距离法可用来计算多轴应力状态下的疲劳寿命问题。其断裂力学原理是疲劳裂纹从应力集中最大点起始，沿某一路径扩展到一定距离时发生断裂，可换一种形式，即应力沿着某一路径下降到一个特定值时，试样发生断裂，这个值即为等效应力σeff。临界距离模型建立可以包括如下步骤：
s411、建立点法方程
临界距离法中，点法(pm)的方程如下所示：
σeff＝σ1(r＝dpm,θ＝0)＝σref(8)
其中，σ1为最大主应力，σref为参考强度，dpm为点法对应的临界距离值。
对于高周疲劳问题，方程中的量可以通过幅值和梯度定义，换句话说，当在危险路径上，与缺口应力集中最大点的距离达到dpm时，试样达到疲劳极限，如图7所示，为线弹性应力分布下的点法原理图。
s412、定义临界距离
临界距离dpm是一个仅仅依赖于材料和应力比的常量，定义材料的特征距离l：
其中，δkth为临界应力强度梯度值，δσ0取决于应力比，为构件的疲劳强度。特征距离与临界距离之间有如下关系：
s413、建立临界距离和疲劳寿命关系
结构件的疲劳寿命和临界距离有如下函数关系:
l(nf)＝anfb(11)
本示例实施方式中a和b为两个只与材料属性和应力比r相关的参数，在求解过程中，可以通过如下方法进行计算：在静态失效时，临界距离被定义为：
其中，kic为材料平面断裂韧性，σref材料参考强度。
s414、推导公式(11)的参数
当材料处于循环的初始阶段时，即nf＝ns，带入公式(12)中，可以得到：
当材料达到疲劳极限时，即nf＝n0，带入公式(12)中，可以得到：
联立公式(13)和公式(14)，可求得参数a和b的数值分别为：
s42、通过步骤s3得出的危险路径上的最大主应力幅值和最大分切应力幅值确定上述临界距离模型的参数a和b。
本示例实施方式中，根据步骤s2中的有限元模型得出不同试验条件下的最大主应力幅值和最大分切应力幅值，可将不同试验条件下的参数带入公式(15)中，得出该条件下的两个临界距离模型参数a和b。
s43、通过迭代程序计算得出所述单晶气膜孔构件的高周疲劳寿命。可以包括如下步骤
s431、给定一预估高周疲劳寿命nf，i；
s432、通过所述有限元模型得出所述危险路径上的最大主应力幅值σi,a；
s433、将所述最大主应力幅值σi,a带入公式nf,i+1＝na(σa/σi,a)k进行迭代，若nf,i+1的值与nf,i的值不同，则将nf,i+1的值重新赋予nf,i进行迭代，依此迭代更新，直到收敛；
s434、此时的nf,i值即为所述单晶气膜孔构件的高周疲劳寿命值。
如图8所示，为本示例实施方式中的迭代程序流程图。可通过迭代程序计算单晶气膜孔构件的高周疲劳寿命值。
本示例实施方式中的方法还可以包括步骤s5：通过实验验证所述单晶气膜孔构件的高周疲劳寿命的有效性。
本示例实施方式中采用临界距离法的寿命预测结果分布在1.6倍误差带以内，如图9，说明该方法可用于14气膜孔试样高温下的高周疲劳寿命预测。
应当注意，尽管在上文详细描述中提及了用于动作执行的设备的若干模块或者单元，但是这种划分并非强制性的。实际上，根据本公开的实施方式，上文描述的两个或更多模块或者单元的特征和功能可以在一个模块或者单元中具体化。反之，上文描述的一个模块或者单元的特征和功能可以进一步划分为由多个模块或者单元来具体化。
此外，尽管在附图中以特定顺序描述了本公开中方法的各个步骤，但是，这并非要求或者暗示必须按照该特定顺序来执行这些步骤，或是必须执行全部所示的步骤才能实现期望的结果。附加的或备选的，可以省略某些步骤，将多个步骤合并为一个步骤执行，以及/或者将一个步骤分解为多个步骤执行等。
本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其他实施例。本申请旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由权利要求指出。
应当理解的是，本公开并不局限于上面已经描述并在附图中示出的精确结构，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本公开的范围仅由所附的权利要求来限。