[发明专利]一种基于损伤控制参量一致的裂纹萌生模拟件设计方法

说明书

本发明涉及一种基于损伤控制参量一致的裂纹萌生模拟件设计方法，步骤为：基于结构载荷及环境特点开展静强度分析，确定危险部位及其失效模式；依据材料级疲劳试验结果，确定考核失效模式的损伤控制参量；依据真实结构有限元计算结果，确定真实结构危险部位及临界平面，并提取临界平面上临界距离范围内的损伤控制参量分布规律；提取真实结构上影响危险部位临界平面损伤控制参量分布的关键几何尺寸，在保证其不变的前提下初步设计模拟件考核部位几何形状；通过添加开槽、开口等辅助特征调整危险部位临界平面上的损伤控制参量分布，在临界距离范围内使之与真实结构趋于一致；设计模拟件加持段，在考核载荷、环境下进行强度校核。

技术领域

本发明属于结构力学试验技术领域，具体涉及一种基于损伤控制参量一致的裂纹萌生模拟件设计方法。

背景技术

以航空发动机为代表的复杂机械系统具有载荷和结构的双重复杂性，其关键承力结构，如航空发动机的叶/盘结构，在循环载荷作用下发生疲劳失效，且其失效部位通常为具有显著应力梯度的应力集中部位，是工程设计人员所面临的主要挑战之一。通过试验测试确定承力结构疲劳寿命是工程中普遍采用的定寿方法，也是相关标准、规章的规定内容。然而，整机试验成本高、周期长，难以在设计初期开展，而基于标准试件的材料级试验又难以反映结构特征对疲劳寿命的影响。因此，基于模拟件的寿命考核被认为是在设计初期充分暴露问题、加速方案迭代的有效手段。

随着结构强度设计技术的不断发展，在该技术领域已形成部分初步成果，但仍存在以下问题：1)失效模式多以低周疲劳单一失效模式为主，不能反映承力结构特定关键部位呈现的复合疲劳失效模式；2)通常采用应力作为主要影响疲劳寿命的损伤控制参量，但对于高温结构的疲劳失效，采用应力-寿命理论计算疲劳寿命通常误差较大；3)在量化结构特征影响方面缺乏理论依据，导致模拟件疲劳寿命与真实构件相比误差过大；4)多为仅适用于特定对象的案例式，设计方法的通用性低。例如：

现有中国发明专利CN 201710255317.3《一种叶片结构模拟件的试验方法》公开了一种基于损伤部位形状相同、应力及应力分布相同或近似的叶片叶身模拟件设计方法，该方法通过施加叶片危险截面处载荷、温度，以实现涡轮叶片蠕变、疲劳寿命考核。而已有研究表明，对于高温疲劳失效，采用应力作为损伤控制参量的预测模型往往存在较大偏差，采用应变或能量的预测模型更加准确。

现有中国发明专利CN 201811469878.4《基于有限元模拟分析的部件级模拟试验件设计验证方法》公开了一种针对飞机部件级承力结构的模拟件设计方法，该方法以部件应力、应变和变形量为设计依据。由于飞机承力结构多为桁架结构，其应力、应变分布的非均匀特征并不明显，因而在设计中无需考虑应力、应变的非均匀分布特征。而对于航空发动机叶/盘结构，由于开孔、圆角等过渡特征处的应力集中，结构呈现非均匀应力、应变分布，采用均匀应力、应变作为设计依据往往难以保证模拟件与真实结构疲劳寿命的一致性。

现有中国发明专利CN 201911263823.2《一种基于局部应力分布加权系数的模拟件设计方法》公开了一种针对飞机结构寿命评定的模拟件设计方法，该方法通过应力分析确定结构危险点，并选定三个方向提取应力分布，在0～3mm内引入应力分布加权系数，而作为设计依据。由于未能给出“0～3mm”范围及加权系数的理论依据，限制了设计方法的应用范围。

现有中国发明专利CN 201910930227.9《一种基于应力及场强分析的优化设计轮盘模拟件的方法》公开了一种针对航空发动机低压压气机轮盘缺口特征的模拟件设计方法，该方法将真实结构的三向主应力转化为模拟件的单向主应力，并引入主应力拟合偏差系数以量化拟合精度。然而，该方法以主应力作为设计依据，在压气机轮盘等冷端部件可行，而对于热端部件往往误差较大；设计方法并未区分不同失效模式。