[发明专利]一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法

摘要

本发明涉及一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法，步骤：(1)获取涡轮盘工况条件，包括载荷谱，典型温度等；(2)确立三种典型失效模式：盘心低循环疲劳失效、盘缘蠕变\疲劳失效、榫接结构高低周复合疲劳失效；(3)针对三种失效模式，分别开展宏微观裂纹扩展实验，采集材料裂纹扩展性能数据；(4)建立描述涡轮盘材料低循环疲劳、蠕变\疲劳、高低周复合疲劳典型失效模式的裂纹扩展寿命预测方法，形成考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法。

主权项

1.一种考虑多部位及多失效模式的涡轮盘损伤容限评估方法，其特征在于实现步骤如下：第一步，获取涡轮盘工况条件，所述工况条件指涡轮各个位置的机械载荷与热载荷状况，由涡轮盘设计工作状态转速、工作状态的温度场分布、外场载荷谱确定；第二步，基于第一步获取的涡轮盘工况条件，确立涡轮盘结构三种典型失效模式，所述三种典型失效模式为低循环疲劳失效、蠕变\疲劳失效和高低周复合疲劳失效；所述低循环疲劳失效指最大应力超过了材料的屈服应力，发生破坏时应力循环次数低于为103～104，低循环疲劳为涡轮盘结构是盘缘以内位置的主要失效模式；所述蠕变\疲劳失效是指结构在高温下承受循环载荷，由于蠕变损伤和疲劳损伤交互作用产生的失效，蠕变\疲劳失效是涡轮盘盘缘位置的主要失效模式；所述高低周复合疲劳失效指高周疲劳载荷与低周疲劳载荷共同作用下的疲劳失效模式，涡轮盘榫接处的主要失效模式为高低周复合疲劳失效；第三步，依据第二步所述的三种失效模式，分别开展模拟各失效特征的裂纹扩展实验，并基于实验数据建立三种失效模式下的寿命预测方法，对于低循环疲劳失效模式，开展不同取样位置的裂纹扩展实验，不同取样位置微观组织观测实验，采集宏观裂纹扩展数据与微观组织特征数据，基于数据建立低循环疲劳寿命预测方法；对于蠕变疲劳失效模式，开展不同温度和不同保载时间的裂纹扩展实验，采集宏观裂纹扩展数据，基于数据建立蠕变\疲劳寿命预测方法；对于高低周复合疲劳失效模式，开展不同应力比的裂纹扩展实验，榫接结构件高低周复合疲劳实验，基于数据建立高低周复合疲劳寿命预测方法；第四步，根据第三步建立的寿命预测方法，结合涡轮盘工况条件，对涡轮盘不同部位的实际裂纹进行寿命评估，所述寿命评估是指定期对服役涡轮盘进行裂纹检测，对检出裂纹的裂纹扩展阶段寿命做出预测；所述裂纹扩展阶段寿命指裂纹从裂纹检出开始，到结构失稳断裂为止的寿命数；当起裂位置在涡轮盘盘心至盘缘区域内，疲劳载荷最大应力超过了材料的屈服应力，采用第三步建立的低循环疲劳寿命预测方法；当起裂位置在盘缘处，载荷存在明显保载时间，采用第三步建立的蠕变\疲劳寿命预测方法；当起裂部位在榫接结构处，采用第三步建立的高低周复合疲劳寿命预测方法；所述第三步中，低循环疲劳裂纹扩展预测方法如下：(1)微观晶粒尺寸数据采集：在涡轮盘盘缘A、盘心B和安装边D分别多次采样，利用扫描电镜观察微观组织特征，分别得到涡轮盘盘缘A、盘心B和安装边D三个不同位置处晶粒尺寸d_A，d_B，d_D，三者取平均计算涡轮盘平均晶粒尺寸所述微观组织特征指晶粒、二次相/强化相的分布；(2)宏观裂纹扩展数据采集：对盘缘A、盘心B和安装边D三个部位多次采样CT试件进行不同应力比、不同温度的载荷条件下低循环疲劳试验，所述CT试件为标准紧凑拉伸试件；低循环疲劳试验中，显微镜记录预制裂纹处裂纹张开及闭合过程的图片，利用数字图像相关法DIC对比裂纹张开及闭合过程的图片之间的差异，得到图片中各点在不同图片之间的位移a，记录每张图片对应的实验循环数N；最后利用某一时间段内位移差da除以实验循环数dN，便得到涡轮盘A、B、D三处试件不同应力比和不同温度条件下裂纹扩展速率da/dN；所述不同应力比指试验循环加载时最小应力与最大应力之比，根据涡轮盘工作时载荷谱计算得到；所述不同温度指试验时试件加载温度包括A、B、D三处服役温度加上室温，覆盖整盘温度场；所述低循环疲劳试验指实验中最大应力超过了材料的屈服应力，发生破坏时应力循环次数范围为103到104，低循环疲劳为涡轮盘结构在工作过程中常见的一种工作状态；(3)裂纹扩展分析方法：利用步骤(1)得到的微观A、B和D处晶粒尺寸d_A，d_B，d_D和涡轮盘平均晶粒尺寸数据，以及步骤(2)得到的涡轮盘A、B、D三处试件不同应力比和不同温度条件下裂纹扩展速率数据da/dN代入Paris公式中，利用统计学方法拟合得到公式中的参数C和n；再将C和n代入考虑寿命分散性的Paris公式中，利用统计学方法拟合得到考虑寿命分散性的Paris公式中的寿命分散因子X_L，每一个试件对应一个寿命分散因子，将寿命分散因子按照A、B、D三处位置进行分类，选择正态分布拟合得到A、B、D三处寿命分散因子的分布；(4)低循环疲劳裂纹扩展寿命预测方法：通过涡轮盘结构静强度分析确定危险点位置，假设为盘缘A、盘心B或安装边D三者之间某处，通过该某处静强度分析得到的裂纹类型查找应力强度因子手册计算得到该某处应力强度因子范围ΔK，将ΔK和步骤(3)得到的该某处寿命分散因子的分布代入考虑寿命分散性的Paris公式，对此Paris公式积分得到裂纹扩展寿命与裂纹长度关系；初始裂纹长度a0和断裂时最终裂纹长度ai分别表示涡轮盘在外场工作过程中初次通过裂纹观察技术观察到的裂纹长度和涡轮盘断裂时的裂纹长度，使用者通过外场统计数据得到或者进行涡轮盘试验时利用显微镜观察得到，将初始裂纹长度a0和断裂时最终裂纹长度ai代入裂纹扩展寿命与裂纹长度关系中即可计算裂纹扩展寿命。