[发明专利]一种考虑表面硬度及塑性应变的微动疲劳寿命预测方法

说明书

本发明公开了一种考虑表面硬度及塑性应变的微动疲劳寿命预测方法，包括以下步骤，(1)、建立预测部件的有限元模型，输入材料参数，定义有限元模型中每个单元的损伤参量，并假设初始状态下所有单元未损伤，损伤参量的初始值为0；(2)、在电脑软件中建立Chaboche弹塑性损伤本构模型，表征累积等效塑性应变增量和应力应变的关系；(3)、纳入表面硬度相关因子，进行基于Chaboche NLCD寿命模型的损伤参量计算；(4)、纳入表面硬度相关因子，进行基于塑性应变增量相关的非线性累积损伤模型的损伤参量的计算。本发明可以对异种材料接触对下的高温微动疲劳寿命进行有效预测，可以针对不同类型的结构接触件进行微动疲劳寿命预测。

技术领域

本发明属于微动疲劳寿命预测仿真领域，涉及一种考虑表面硬度及塑性应变的微动疲劳寿命预测方法，特别涉及一种基于连续介质损伤的，考虑材料表面硬度的高温微动疲劳寿命预测模型及建立方法和应用方法。

背景技术

微动疲劳发生于两个存在极小幅度的相对运动的表面之间，且位移幅度量级一般只有微米级，是连接结构的一种主要损伤模式，广泛存在于航空发动机中两个或以上互相配合的部件中，如榫接结构、端齿连接结构等。微动的产生会引发材料的接触表面磨损，进而引起结构松动，导致发动机运行时的功率损失增加，并伴随噪音等一系列问题，此外，更严重的后果是微动疲劳所导致的结构失效。持续存在的微动还会产生如腐蚀、损伤等其他问题，被称作“工业癌症”。

航空发动机被称为“飞机的心脏”，其中涡轮盘和涡轮叶片又是航空发动机中最关键的部件之一，对榫接结构微动疲劳寿命预测的相关研究，可为航空发动机涡轮结构在苛刻工况下运行的可靠性研究提供基础，对于涡轮盘、叶片等高温部件的材料选取及结构设计也具有重要意义。

损伤作为非独立的物理性质，其代表着材料本身在力学性能方面的退化。宏观上可以认为，在损伤过程中，材料的弹性系数、屈服应力、密度等参数出现退化，进而可以选择其作为变量来对损伤进行度量。细观尺度上则可以针对材料内部的细微裂纹、空洞等缺陷的数量、体积等参数作为损伤参量。在连续介质力学中，损伤变量D反映了材料结构的不可逆过程，且损伤变量可以影响材料的物理、力学等许多其他参数。

发明内容

本发明提供一种考虑表面硬度及塑性应变的微动疲劳寿命预测方法，考虑材料表面硬度和塑性应变的微动疲劳寿命预测方法，以实现对异种材料接触对下的微动疲劳寿命进行有效预测。

为达到上述目的，根据本发明的一个方面，本发明提供如下技术方案：

一种考虑表面硬度及塑性应变的微动疲劳寿命预测方法，包括以下步骤，

(1)、建立预测部件的有限元模型，输入材料参数，定义有限元模型中每个单元的损伤参量，并假设初始状态下所有单元未损伤，损伤参量的初始值为0；

(2)、在电脑软件中建立Chaboche弹塑性损伤本构模型，表征累积等效塑性应变增量和应力应变的关系；

(3)、纳入表面硬度相关因子，进行基于Chaboche NLCD寿命模型的损伤参量计算；

(4)、纳入表面硬度相关因子，进行基于塑性应变增量相关的非线性累积损伤模型的损伤参量的计算；

(5)、综合步骤(3)和步骤(4)的计算结果获得单元的损伤参量，当某一单元的损伤参量之和达到指定值后，认为该单元破坏失效，不再传力，并减小其刚度，若此时破坏失效单元构成的裂纹未达到指定长度回至步骤(3)继续计算，若破坏失效单元构成的裂纹达到指定长度后，认为该部件已发生疲劳破坏，停止计算并记录总循环数，所述总循环数即为寿命值。

本发明进一步设置为，所述步骤(2)中，表征累积等效塑性应变增量和应力应变的关系，具体为，