本發(fā)明涉及航空發(fā)動(dòng)機(jī)，尤其是涉及一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)涂層處理葉片疲勞極限預(yù)測(cè)方法。

背景技術(shù)：

1、航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片是航空發(fā)動(dòng)機(jī)中數(shù)量最多、工作環(huán)境最惡劣的部件之一。航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片在服役過程中承受著由各種氣動(dòng)、機(jī)械原因誘發(fā)的振動(dòng)應(yīng)力，由于航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片長(zhǎng)期在高溫、潮濕和交變應(yīng)力等復(fù)雜環(huán)境下工作，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)葉片進(jìn)行防腐涂層處理可以有效保護(hù)葉片，防止其收到腐蝕介質(zhì)的侵蝕。然而，涂層處理可能會(huì)對(duì)不銹鋼葉片表面狀態(tài)及其高周疲勞性能產(chǎn)生影響，因此構(gòu)建適用于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)葉片的疲勞極限預(yù)測(cè)模型時(shí)必須考慮涂層及葉片構(gòu)型等因素。建立考慮涂層-基體應(yīng)力梯度效應(yīng)的不銹鋼模擬葉片疲勞極限預(yù)測(cè)模型，并通過開展模擬葉片振動(dòng)疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證模型的誤差。通過建立的適用于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)涂層處理不銹鋼葉片的疲勞極限預(yù)測(cè)模型，可以為發(fā)動(dòng)機(jī)葉片設(shè)定安全工作載荷提供理論支持和指導(dǎo)標(biāo)準(zhǔn)，對(duì)于保障飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的安全工作具有積極意義。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的是提供一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)涂層處理葉片疲勞極限預(yù)測(cè)方法，考慮涂層處理對(duì)葉片疲勞性能的影響，預(yù)測(cè)出涂層處理葉片的疲勞極限。

2、為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供了一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)涂層處理葉片疲勞極限預(yù)測(cè)方法，包括以下步驟：

3、s1、通過單軸拉伸試驗(yàn)獲得不銹鋼葉片基體的應(yīng)力應(yīng)變曲線，通過納米壓痕反演分析的方法確定涂層的本構(gòu)模型；

4、s2、在振動(dòng)臺(tái)上開展涂層葉片疲勞試驗(yàn)，通過找頻并采用逐級(jí)載荷加載法確定涂層葉片的疲勞極限；

5、s3、在abaqus建立涂層葉片有限元模型；

6、s4、使用有限元方法模擬涂層葉片在振動(dòng)臺(tái)上的疲勞試驗(yàn)；

7、s5、建立考慮涂層處理的葉片疲勞極限預(yù)測(cè)模型；

8、s6、提取涂層葉片危險(xiǎn)點(diǎn)位置周向有效應(yīng)力參數(shù)導(dǎo)入預(yù)測(cè)模型計(jì)算疲勞極限；

9、s7、將有效應(yīng)力參數(shù)代入建立的預(yù)測(cè)模型得到疲勞極限預(yù)測(cè)結(jié)果，將預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果相互驗(yàn)證。

10、優(yōu)選的，s1的具體步驟如下：

11、s11、通過單軸拉伸試驗(yàn)獲得不銹鋼葉片基體的應(yīng)力應(yīng)變曲線，擬合得到公式(1)j-c本構(gòu)模型；

12、σ＝1296+1716ε0.765????????(1)

13、其中，σ為應(yīng)力，ε為應(yīng)變；

14、s12、由于涂層比較薄，通過納米壓痕反演分析的方法確定涂層的本構(gòu)模型，通過納米壓痕試驗(yàn)確定涂層硬度和彈性模量，通過公式(2)和公式(3)計(jì)算得到特征應(yīng)力σr和特征應(yīng)變?chǔ)舝；

15、

16、

17、其中，er為復(fù)合彈性模量，h為涂層硬度；

18、s13、通過公式(4)和公式(5)確定硬化指數(shù)n和屈服強(qiáng)度σr；

19、

20、

21、其中，hr為卸載后殘余深度，hm為最大壓入深度，σy為屈服應(yīng)力；

22、s14、最終確定涂層本構(gòu)模型為公式(6)；

23、σ＝936.99(1+73.97ε)0.681????????(6)。

24、優(yōu)選的，在步驟s2中，涂層葉片疲勞試驗(yàn)的應(yīng)力比r＝-1。

25、優(yōu)選的，在步驟s3中，涂層葉片有限元模型與試驗(yàn)件尺寸比例為1：1。

26、優(yōu)選的，s4的具體步驟如下：

27、s41、對(duì)葉柄進(jìn)行全向固定；

28、s42、通過諧響應(yīng)分析找到葉片的一階固有頻率在1053hz左右；

29、s43、在模擬實(shí)驗(yàn)中，施加垂直方向的激振力，以模擬真實(shí)試驗(yàn)中的加載條件。

30、優(yōu)選的，s5的具體步驟如下：

31、s51、結(jié)合basquin和walker模型，得到公式(7)，公式(7)兩端取對(duì)數(shù)，得到疲勞極限預(yù)測(cè)模型，為公式(8)；

32、

33、

34、其中，a為材料參數(shù)，nf為疲勞壽命，σmax為疲勞極限，y為平均應(yīng)力影響參數(shù)，r為應(yīng)力比；

35、s52、計(jì)算全向梯度應(yīng)力影響因子δt；

36、s53、計(jì)算應(yīng)力集中影響因子ks；

37、s54、引入全向梯度應(yīng)力影響因子δt和應(yīng)力集中影響因子ks，建立模擬葉片全向梯度應(yīng)力場(chǎng)的疲勞極限預(yù)測(cè)模型，計(jì)算得到模擬葉片的疲勞極限σmax；

38、s55、將各參數(shù)帶入涂層-基體多層結(jié)構(gòu)全向梯度應(yīng)力場(chǎng)疲勞極限預(yù)測(cè)模型得到涂層不銹鋼葉片疲勞極限。

39、優(yōu)選的，s52的具體步驟如下：

40、s521、以疲勞破壞危險(xiǎn)點(diǎn)為基點(diǎn)，分別在葉片的葉尖方向、對(duì)稱軸方向、葉柄方向和厚度方向四個(gè)方向上取一系列的等距離點(diǎn)，并記錄下相應(yīng)的應(yīng)力值；

41、s522、分別對(duì)四組梯度應(yīng)力場(chǎng)影響距離值和應(yīng)力值進(jìn)行歸一化處理，繪制距離-應(yīng)力歸一化曲線；

42、s523、由仿真得到的應(yīng)力梯度值及梯度應(yīng)力場(chǎng)影響距離值計(jì)算得到全向梯度應(yīng)力影響因子δt，公式如下：

43、δt＝(b1·s1)+(b2·s2)+(b3·s3)+(b4·s4)????(9)

44、其中，s1、s2、s3、s4分別為葉片葉尖方向、對(duì)稱軸方向、葉柄方向和厚度方向四個(gè)方向距離-應(yīng)力歸一化曲線所圍面積，b1、b2、b3、b4為加權(quán)系數(shù)，b1+b2+b3+b4＝1；

45、s1、s2、s3的計(jì)算公式如下：

46、

47、s4的計(jì)算公式如下：

48、

49、χ(r)的計(jì)算公式如下：

50、

51、其中，l為葉片應(yīng)力峰值點(diǎn)在該方向上的梯度應(yīng)力場(chǎng)影響距離，σ(r)為應(yīng)力場(chǎng)，r為場(chǎng)徑，χ(r)為應(yīng)力梯度，t為涂層厚度，t為葉片厚度。

52、優(yōu)選的，s53的具體步驟如下：

53、s531、為了研究分析應(yīng)力集中效應(yīng)對(duì)疲勞破壞危險(xiǎn)點(diǎn)的實(shí)際影響，在相同加載條件下，分別開展實(shí)際模擬葉片氣動(dòng)均布載荷加載有限元仿真實(shí)驗(yàn)和無拔模模擬葉片氣動(dòng)均布載荷加載有限元仿真實(shí)驗(yàn)，研究拔模角度產(chǎn)生的應(yīng)力集中效應(yīng)；

54、s532、得到應(yīng)力集中影響因子ks公式如下：

55、

56、其中，σ1為實(shí)際模擬葉片疲勞破壞點(diǎn)最大應(yīng)力值，σ2為無拔模模擬葉片相應(yīng)點(diǎn)應(yīng)力值。

57、優(yōu)選的，s54的具體步驟如下：

58、s541、引入全向梯度應(yīng)力影響因子δt和應(yīng)力集中影響因子ks得到公式(14)；

59、

60、s542、對(duì)公式(14)兩邊取對(duì)數(shù)，得到模擬葉片全向梯度應(yīng)力場(chǎng)的疲勞極限預(yù)測(cè)模型為公式(15)；

61、

62、s543、將材料參數(shù)a、應(yīng)力梯度影響因子δt、應(yīng)力集中影響因子ks帶入疲勞極限預(yù)測(cè)模型，由疲勞壽命nf計(jì)算得到疲勞極限σmax，當(dāng)nf＝107時(shí)，得到模擬葉片疲勞極限σmax。

63、優(yōu)選的，s55中涂層-基體多層結(jié)構(gòu)全向梯度應(yīng)力場(chǎng)疲勞極限預(yù)測(cè)模型如下：

64、

65、其中，nf為疲勞壽命，σmax為疲勞極限，a為材料參數(shù)，y為，r為，ks為應(yīng)力集中影響因子，δt為全向梯度應(yīng)力影響因子。

66、因此，本發(fā)明采用上述一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)涂層處理葉片疲勞極限預(yù)測(cè)方法，具有以下有益效果：

67、(1)考慮了涂層薄而脆的特征，利用納米壓痕反演分析的方法有效的獲取了涂層的本構(gòu)參數(shù)；

68、(2)以應(yīng)力場(chǎng)的角度考慮了涂層對(duì)葉片疲勞極限的影響，提出了全向梯度應(yīng)力場(chǎng)涂層葉片疲勞極限預(yù)測(cè)模型，在保證計(jì)算精度的前提下，同時(shí)提高計(jì)算效率。

69、下面通過附圖和實(shí)施例，對(duì)本發(fā)明的技術(shù)方案做進(jìn)一步的詳細(xì)描述。