[发明专利]一种涡轮叶片区间损伤容限分析方法

说明书

本发明针对样本缺乏的情况下，提出了一种涡轮叶片区间损伤容限分析方法。由于在裂纹结构中，部分参数之间相关性，如两个裂纹扩展速率常数，而部分参数之间为独立参数，如载荷与裂纹尺寸等，方法中引入了新颖的平行六面体模型以对同时包含相关区间参数又包含独立区间参数的情形进行度量。通过该平行六面体模型，多为相关区间参数将统一归一化到独立标准超立方体中，在该标准空间中，采用子区间分析方法预测涡轮叶片的疲劳裂纹扩展寿命上下边界。该方法可同时考虑独立和相关区间变量，且解决了参数的大不确定性问题，推动涡轮叶片损伤容限不确定性分析的工程实用化。

技术领域

本发明涉及航空发动机的涡轮叶片，尤其涉及到了一种基于子区间方法的涡轮叶片区间损伤容限分析方法。

背景技术

涡轮叶片是航空发动机机、燃气涡轮机等的核心组成部分，其在高温高流速的燃气推动作用下高速旋转，涡轮叶片受到强大燃气推力和弯应力作用，反复频繁地起停及变工况运行使得涡轮叶片处于交变的应力环境中而容易发生疲劳断裂，对其进行损伤容限分析保证其安全运行非常重要。叶片在服役环境中，通常受到不确定性因素影响，裂纹扩展寿命不再是一确定值，对其进行损伤容限分析时必须将这些不确定因素考虑进来，才能保证结构的安全。概率损伤容限较好地弥补了该缺陷，特别是涉及到航空发动机涡轮叶片这种高精度高经济成本的结构，但由于缺乏实验数据，通常难以构建参数的精确概率密度函数对其进行概率损伤容限分析。然而，实际工程中根据已有的数据和经验，给定参数的变化区间是比较容易的。因此，有必要提出一种在样本缺乏情况下的疲劳损伤容限区间分析方法，仅根据参数的变化区间即可对涡轮叶片的疲劳裂纹扩展寿命进行预测。本发明针对实验数据缺乏的情形，提出了一种涡轮叶片疲劳损伤容限区间分析方法对其疲劳扩展寿命的上下界进行预测。

发明内容

针对涡轮叶片样本量不足问题，本发明提出了一种仅需参数变化区间即可预测疲劳裂纹扩展寿命上下界的涡轮叶片区间损伤容限分析方法。

根据本发明的一个方面，提供了一种涡轮叶片区间损伤容限分析方法，所述方法包括如下步骤：

第一步：涡轮叶片的三维裂纹扩展建模。准确预测涡轮叶片的裂纹扩展寿命是航空发动机结构设计中的一个重要问题。本专利采用基于线弹性断裂力学的Paris公式来预测疲劳裂纹扩展寿命：

式中，a代表裂纹尺寸，N代表加载次数(裂纹扩展寿命)，C和m是只与材料有关的参数，ΔK代表一个循环中的应力强度因子幅值：

ΔK＝K_max-K_min (2)

式中，K_max和K_min分别代表一次循环加载时应力强度因子(SIFs)的最大值和最小值。考虑到裂纹闭合效应有：

K_min＝max(K_min,0) (3)

式(2)中，ΔK的计算依赖于疲劳加载的形式。根据疲劳加载的形式，裂纹可分为I型、II型和III型，其对应的SIFs分别为K_I、K_II和K_III，I型裂纹在垂直于裂纹面的拉应力作用下，发生垂直于裂纹面和裂纹扩展方向的上下张开性相对位移；II型裂纹在平行于裂纹面且垂直于裂纹尖端的剪应力作用下，发生与裂纹前沿垂直且位于裂纹面内的错开性相对位移；III型裂纹在平行于裂纹面和裂纹前沿的剪应力作用下，发生与裂纹前沿方向一致的撕开性裂纹。在三种裂纹受力情况和扩展类型中，I型是最常见和引起脆性破坏最危险的类型，因此对I型加载和变形裂纹研究最多。在实际工程中，由于结构和工况的复杂性，经常也会遇到上述裂纹类型的复合形式，即复合型裂纹。因此，若裂纹为I型，则ΔK＝ΔK_I；若裂纹为复合型，则ΔK＝ΔK_eff，其中ΔK_eff为有效应力强度因子：