一种基于临界面的涡轮轴多轴疲劳寿命预测方法与流程

本发明涉及航空发动机疲劳寿命预测技术领域，具体涉及一种基于临界面的涡轮轴多轴疲劳寿命预测方法。

背景技术：

疲劳寿命预测分为单轴疲劳寿命预测和多轴疲劳寿命预测。单轴疲劳较为简单，具有一定的局限性，无法预测受力较为复杂的部件的疲劳寿命，多轴疲劳却能够较好地解决这一问题。

对于复杂多轴载荷工况下的涡轮盘、叶片、轴等航空发动机部件，提供准确的寿命预测，确保飞机发动机的可靠性和结构完整性是非常重要的。一般来说，这些部件的完整性受到三种主要损伤机制的威胁：(a)多轴疲劳；(b)蠕变；(c)高温腐蚀。多轴疲劳破坏是这些构件的主要失效形式之一，已被广泛研究。尽管在多轴疲劳寿命估算过程中涉及到几个不同的步骤，但有关材料中发生的疲劳损伤的应力和/或应变的变化是工程部件疲劳寿命分析中最基本的部分。

到目前为止，在多轴载荷作用下的损伤建模的各种方法已经建立在关键的平面方法上，包括wang-brown，fatemi-socie和smith-watson模型(wb,，fs和swt)。布朗和米勒提出了最大剪切应变平面作为临界平面，并对该平面上的正常应变进行了修正。在此基础上，wang和brown考虑了平均应力效应。随后，fatemi和socie开发了另一种临界平面模型，该模型考虑了最大剪切应变平面上的周期性剪切应变和正常应力，并在循环过程中利用正常应力的最大值，引入了平均应力效应。然而，smith和watson(swt)模型只考虑了模式i中微裂纹的增长，在最大正常应变的平面上，剪切应力或应变为零。影响最大应力的因素主要是平均应力和非比例硬化增加，其影响将与fs模型中一样。认为swt模型适用于在拉伸开裂模式下对材料失效的预测寿命，对纯扭转和多轴疲劳载荷的寿命预测精度较差。根据平均应力效应的影响，ince和glinka在特定平面上存在两种多轴疲劳损伤参数，其疲劳损伤的最大程度是在比例/非比例载荷作用下的疲劳行为。尽管已有大量的有关多轴疲劳的文献发表，但不同材料的复杂的多轴疲劳寿命预测仍然难以实现。

技术实现要素：

针对现有技术中的上述不足，本发明提供的一种基于临界面的涡轮轴多轴疲劳寿命预测方法解决了现有单轴疲劳寿命预测模型的局限性问题。

为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案为：一种基于临界面的涡轮轴多轴疲劳寿命预测方法，具体包括以下步骤：

s1、通过有限元技术对涡轮轴进行建模及分析，得到危险区域；

s2、对危险区域进行受力分析，得到多组应力应变数据，选择最后两组稳定的应力应变数据作为有效数据；

s3、通过有效数据确定涡轮轴的临界平面；

s4、通过多轴疲劳寿命预测模型在临界平面下对涡轮轴进行疲劳寿命预测。

进一步地：所述步骤s1中建模及分析具体包括：三维模型建立、材料参数设置、坐标系设置、网格划分、施加载荷和设置边界条件。

进一步地：所述步骤s3具体包括以下步骤：

s31、在涡轮轴的临界区域，输入有效数据；

s32、依次改变5°方向角以确定候选平面；

s33、通过有效数据计算每个候选平面下的法向应力；

s34、比较每个候选平面下的法向应力，选取最大法向应力所在的候选平面为临界平面。

进一步地：所述步骤s4中的多轴疲劳寿命预测模型为fatemi-socie模型，该模型的公式为：

上式中，δγmax为最大剪切应变幅，k为通过拟合疲劳实验数据获得的常数，当数据不足时取1，σn,max为最大剪切应变幅平面上的最大应力，σy为材料的屈服强度，ε'f为剪切疲劳延展系数，nf为疲劳寿命，σ'f为剪切疲劳强度系数，e弹性模量，b和c为单轴条件下的材料参数。

本发明的有益效果为：本发明提出了运用fatemi-socie模型计算复杂载荷工况下的涡轮轴多轴疲劳寿命的方法，本发明的精度比单轴、单一多轴疲劳寿命预测方法精度要高，计算简单，更适合于工程应用，适用于不同材料的复杂工况下的多轴疲劳寿命计算。

附图说明

图1为本发明流程图；

图2为本发明实施例在多轴应力状态下的临界面示意图。

具体实施方式

下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。

如图1所示，一种基于临界面的涡轮轴多轴疲劳寿命预测方法，具体包括以下步骤：

s1、通过有限元技术对涡轮轴进行建模及分析，得到危险区域，该危险区域为受力较大的区域，建模及分析具体包括：三维模型建立、材料参数设置、坐标系设置、网格划分、施加载荷和设置边界条件。

s2、对危险区域进行受力分析，得到多组应力应变数据，选择最后两组稳定的应力应变数据作为有效数据。一组稳定的应力应变数据有18个数据。

s3、通过有效数据确定涡轮轴的临界平面，在复杂应力状态下，构件的临界平面通常位于其应力-应变集中区域。多轴应力状态分量临界平面的确定过程如图2所示。具体步骤为：

s31、在涡轮轴的临界区域，输入有效数据；

s32、依次改变5°方向角以确定候选平面；

s33、通过有效数据计算每个候选平面下的法向应力；

s34、比较每个候选平面下的法向应力，选取最大法向应力所在的候选平面为临界平面。计算结果如表1所示。σn,max为法向应力，δεn为应力应变数据。

表1

由表1可知，σn,max＝1034.23，δεn＝0.005815。

s4、通过fatemi-socie模型在临界平面下对涡轮轴进行疲劳寿命预测。

通过查阅《中国航空材料手册》和《航空发动机设计用材料数据手册》，得到涡轮轴材料1cr11ni2w2mov的疲劳性能参数值，包括屈服极限、强度极限、弹性模量、疲劳强度系数、疲劳强度指数、疲劳延性系数和疲劳延性指数等，材料的参数见表2和表3。

表2

表3

在本发明的一个实施例中，多轴疲劳寿命预测模型为fatemi-socie模型，该模型的公式为：

预测值为：

上式中，δγmax为最大剪切应变幅，k为通过拟合疲劳实验数据获得的常数，当数据不足时取1，σn,max为最大剪切应变幅平面上的最大应力，σy为材料的屈服强度，ε'f为剪切疲劳延展系数，nf为疲劳寿命，σ'f为剪切疲劳强度系数，e弹性模量，b和c为单轴条件下的材料参数。

以实际工程寿命为基准，结合步骤s4所得的预测结果，进行误差计算。本发明的寿命预测及误差分析结果为：疲劳寿命为15973，预测误差为0.452。