一种考虑激光冲击强化效果的疲劳寿命预测方法

1.本发明涉及一种能够考虑激光冲击强化后引起的残余应力场和加工硬化场的影响的疲劳寿命预测模型，属于结构强度及有限元数值模拟领域。


背景技术：

2.航空发动机涡轮盘在工作状态时受到高温、高应力的作用，虽然在设计过程中保证了涡轮盘的绝大部分在工作时处于弹性状态，但是如涡轮盘的孔边位置、榫槽连接部位为应力集中区域，往往在工作时处于塑性状态，从而容易成为裂纹萌生位置导致轮盘发生疲劳失效。为了降低涡轮盘由应力集中部位带来的疲劳失效的风险，可对其危险部位进行激光冲击强化处理，引入较深的残余应力场、明显的加工硬化和表面晶粒细化的效果。k.s.chin等人在文献“thermal stress relaxation in shot peened and laser peened nickel-based superalloy”中的研究表明激光冲击强化后的镍基高温合金，其残余应力场在高温下具有良好的稳定性，同时江苏大学的jie sheng等在文献“influence of laser peening on the high-temperature fatigue life and fracture of inconel 718nickel-based alloy”中的研究表明激光冲击强化后的镍基高温合金在高温下的疲劳寿命也会被显著提高。以上均说明了激光冲击强化技术在航空发动机技术领域具有较大的应用前景。
3.目前，对激光冲击强化后的各种金属材料在不同条件下的疲劳性能研究已经有较多的成果，但在激光冲击强化后的材料的疲劳寿命预测模型方面的专利较少，目前只有申请号为cn202110067373.0的专利“激光冲击强化构件裂纹扩展寿命快速预测方法和装置”考虑激光冲击强化对构件扩展寿命的影响，尚无激光冲击强化对材料全寿命预测方面的技术，因此需积极开发考虑激光冲击强化效果的材料结构的疲劳寿命预测模型。


技术实现要素：

4.本发明的目的是提供一种考虑激光冲击强化效果的疲劳寿命预测方法，考虑了激光冲击强化引起的残余应力场、加工硬化场的影响，实现了对激光冲击强化后结构的疲劳寿命的准确预测，能够服务与支撑航空发动机涡轮构件激光冲击强化处理和疲劳寿命预测。
5.为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
6.一种考虑激光冲击强化效果的疲劳寿命预测方法，包括以下步骤：
7.(1)针对激光冲击强化后的材料，获取其表面强化后的残余应力场、加工硬化场分布；
8.(2)将步骤(1)获取的激光冲击强化引起的残余应力场和加工硬化场引入到有限元模型中，通过有限元模拟疲劳载荷下应力应变分布和演化，且基于临界面法建立起swt损伤参量；
9.(3)将残余应力、加工硬化考虑到swt疲劳寿命预测准则中，该准则中考虑了激光
冲击强化引起的残余应力、表面加工硬化对材料的疲劳寿命的影响；
10.(4)对于步骤(3)获得的修正的swt疲劳寿命预测准则中的未知材料参数，拟合得到修正swt疲劳寿命预测准则中的材料参数；
11.(5)利用得到的修正的swt疲劳寿命预测准则对激光冲击强化后的材料疲劳寿命进行预测。
12.所述步骤(1)中，残余应力场、加工硬化场的通过对激光冲击强化材料进行试验获取。
13.所述试验获取是通过x射线衍射法与电解抛光技术结合测量激光冲击强化材料随深度分布的残余应力场和通过ebsd表征分析获得激光冲击强化材料随深度分布的加工硬化场的具体数值。
14.所述步骤(2)中，将激光冲击强化引起的残余应力场和加工硬化场通过相应的试验测量手段获取其具体数值，再通过usdfld和hardini子程序分别将残余应力场和加工硬化场引入到abaqus的有限元模型中，通过有限元模拟获取模型各点的应力应变值，将所得各点应力应变代入到swt损伤参量计算式中从而获得最大损伤参量位置即为裂纹萌生危险点位置，swt损伤参量的计算公式如下：
[0015][0016]
式中，σ
n,max
为垂直于临界面的最大法向应力，δεn为垂直于临界面的法向应变范围，同时σ
n,max
、δεn的具体数值通过危险点的应力、应变转换得到，公式如下：
[0017][0018][0019]
δεn＝ε
n,max-ε
n,min
[0020]
式中，σn为法向应力，εn为法向应变，σ
xx
、σ
zz
分别为x、z方向的正应力，τ
xz
、γ
xz
为x面上的z方向的剪切应力、应变，θ为临界面法线方向与试样x轴方向夹角，其中xy平面为材料的激光冲击强化平面，z方向为其深度方向。
[0021]
所述步骤(3)中，swt疲劳寿命预测模型的初始形式如下：
[0022][0023]
式中，σ
max
、εa分别为最大应力和总应变幅，nf为疲劳寿命，b为疲劳强度指数，c为疲劳延性指数，σ
′f为疲劳强度系数，ε
′f为疲劳延性系数，e为弹性模量；
[0024]
采用walker指数对swt疲劳寿命预测模型进行平均应力修正，改进的swt模型如下：
[0025][0026]
式中，γ为walker指数；
[0027]
再将步骤(2)中确定的swt损伤参量代入到改进的swt疲劳寿命预测模型中，即将
残余应力场、加工硬化场的影响引入到修正的swt疲劳寿命预测模型中，具体如下：
[0028][0029]
所述步骤(3)中，将γ设置为屈服强度σ
0.2
和抗拉强度σb的函数，具体形式如下：
[0030][0031]
其中，屈服强度和抗拉强度均由未强化件单轴拉伸数据所得，式中的加减号含义为：当材料对平均应力敏感度较高时使用加号，反之使用减号。
[0032]
所述步骤(4)中，通过标准圆棒单轴拉伸试验数据和改进的通用斜率法拟合得到修正swt疲劳寿命预测准则中的材料参数；其中，试验数据是通过标准未强化材料的光滑圆棒试样的单轴拉伸试验得到应力-应变曲线及试样断后的断面收缩率；改进的通用斜率法为无需通过大量应变控制实验即可得到manson-coffin方程参数的方法。
[0033]
所述步骤(4)中，通过改进的通用斜率法确定了步骤(3)中的材料参数b、c为特定常数。
[0034]
有益效果：相比于现有技术，本发明具有以下优点：
[0035]
(1)本发明综合考虑了激光冲击强化后对材料产生的各种影响因素，预测精度更高。现有的疲劳寿命预测方法大多数只考虑了残余应力场对其寿命的影响，总的来说难以准确量化激光冲击强化对材料疲劳寿命的影响。
[0036]
(2)本发明基于对已有的swt寿命预测模型进行修正，在寿命预测准则中引入了修正项，综合考虑了激光冲击强化后的多种因素影响。
[0037]
(3)本发明，即修正的swt疲劳寿命预测模型中的相关材料参数无需通过大量的疲劳试验获取，可以大量节约试验成本。
[0038]
(4)本发明不仅对激光冲击强化材料进行寿命预测，还可以对未强化材料进行寿命预测。
附图说明
[0039]
图1为本发明的一种考虑激光冲击强化效果的疲劳寿命预测方法流程图；
[0040]
图2为本发明的预测结果和试验结果对比图。
具体实施方式
[0041]
下面结合附图对本发明做更进一步的解释。
[0042]
如图1所示，本发明的一种考虑激光冲击强化效果的疲劳寿命预测方法，包括以下步骤：
[0043]
第一步，获取激光冲击强化后的材料结构的残余应力场、加工硬化场随深度的分布情况，其中残余应力场通过x射线衍射法和电解抛光技术相结合获取，加工硬化场可通过对强化材料进行ebsd表征分析获得。
[0044]
第二步，将激光冲击强化引起的残余应力场和加工硬化场引入到有限元模型中，最终通过有限元模拟疲劳载荷下应力应变分布和演化，且基于临界平面法建立起swt损伤参量。其中试验残余应力场引入到abaqus有限元模型中需要通过逆本征应变重构法获得与
相应残余应力相对应的本征应变,再通过子程序usdfld引入到有限元模型，加工硬化以等效塑性应变的形式引入到有限元模型中通过harding子程序实现。通过已知残余应力获取本征应变的方法如下：
[0045][0046][0047]
式中，y表示为深度，为随深度分布的x方向的本征应变，ci为未知系数，ti(y)为切比雪夫多项式函数，n表示为切比雪夫多项式的阶数，σ
xx
(y)为通过测量实验所得随深度方向分布的残余应力值，为每阶切比雪夫多项式所对应的随深度分布的残余应力值。ci通过最小二乘法获得，再通过ci与各个深度对应的切比雪夫多项式相乘得到对应深度的本征应变。通过相应子程序将残余应力场和加工硬化场引入到abaqus有限元模型中，通过有限元模拟获取模型各点的应力应变值，将所得各点应力应变代入到swt损伤参量计算式中从而获得最大损伤参量位置即为裂纹萌生危险点位置，具体swt损伤参量的计算公式如下：
[0048][0049]
式中，σ
n,max
为垂直于临界面的最大法向应力，δεn为垂直于临界面的法向应变范围，同时σ
n,max
、δεn的具体数值可通过危险点的应力、应变转换得到，具体公式如下：
[0050][0051][0052]
δεn＝ε
n,max-ε
n,min
[0053]
式中，σn为法向应力，εn为法向应变，σ
xx
、σ
zz
分别为x、z方向的正应力，τ
xz
、γ
xz
为x面上的z方向的剪切应力、应变，θ为临界面法线方向与试样x轴方向夹角，其中xy平面为材料的激光冲击强化平面，z方向为其深度方向。
[0054]
第三步，将残余应力、加工硬化考虑到swt疲劳寿命预测准则中，该准则中考虑了激光冲击强化引起的残余应力、表面加工硬化对材料的疲劳寿命的影响，从而得到考虑激光冲击强化引起的残余应力场、加工硬化场的修正的swt疲劳寿命预测准则，其具体过程如下：
[0055]
swt疲劳寿命预测模型其初始形式如下：
[0056][0057]
式中，σ
max
、εa分别为最大应力和总应变幅，nf为疲劳寿命，b为疲劳强度指数，c为疲劳延性指数，σ
′f′
为疲劳强度系数，ε
′f′
为疲劳延性系数，e为弹性模量。其考虑了平均应力
的影响，对于非对称加载疲劳寿命往往有较好的预测效果，然而不同的材料对平均应力的敏感度不同，swt模型中平均应力效应仅受最大应力控制，未考虑平均应力敏感度的影响可能导致预测效果不理想。采用walker指数对swt模型进行平均应力修正，较好地考虑了材料对平均应力敏感度的影响，其改进的swt模型如下：
[0058][0059]
式中，γ为walker指数，此指数本该由大量试验确定，为了降低成本提高效率，将其设置为屈服强度σ
0.2
和抗拉强度σb的函数，具体形式如下：
[0060][0061]
式中，屈服强度和抗拉强度均由未强化件拉伸数据所得，式中的加减号含义为：当材料对平均应力敏感度较高时使用加号，反之使用减号。再将步骤(2)中确定的swt损伤参量代入到改进的swt寿命预测模型中，即将残余应力场、加工硬化场的影响引入到修正的swt疲劳寿命预测模型中，具体如下：
[0062][0063]
第四步，对于第三步获得的修正的swt疲劳寿命预测准则中的未知材料参数，通过标准圆棒单轴拉伸试验数据和改进的通用斜率法拟合得到修正swt疲劳寿命预测准则中的材料参数，通过改进的通用斜率法获得修正的swt疲劳寿命预测模型中的参数b、c，通过标准圆棒拉伸试验获得预测模型中的e、ε
′f′
、σ
′f′
参数，在本实施例中相关参数如表1所示。
[0064]
表1室温和650℃manson-coffin方程参数
[0065][0066]
第五步，利用得到的修正的swt疲劳寿命预测准则对激光冲击强化后的材料结构的疲劳寿命进行预测，预测结果与实验结果进行对比验证预测方法的有效性。这里对激光冲击强化后和未强化的fgh4098进行室温、高温寿命预测。fgh4098试验件尺寸为55*10*8mm，采取三点弯曲加载方式进行低周疲劳试验。试验温度为室温和高温650℃，试验载荷为16.46kn和14.6kn，试验结果和预测结果如图2所示，图中lsp表示为激光冲击强化试验件up表示为未强化试验件，从图中预测结果可得出修正swt疲劳寿命预测准则的结果准确性较高，均在两倍分散带之内。
[0067]
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。