主轴高低周复合疲劳寿命预测方法、电子设备及存储介质与流程

本技术涉及航空，特别地，涉及主轴高低周复合疲劳寿命预测方法、电子设备及存储介质。

背景技术：

1、航空发动机主轴作为核心转动部件，其安全性和可靠性至关重要。服役中承受轴向力、扭矩、振动的多轴复合载荷，长期处于 300-600℃高温环境，轴肩、开孔、封严篦齿等复杂结构易应力集中，且载荷呈 “低周高幅（启动 / 停机）- 高周低幅（巡航）” 叠加特征，易引发高低周复合疲劳失效，因此精准预测其寿命是提升发动机安全性的关键。高低周复合疲劳由于其复杂的应力状态和疲劳机制，传统的寿命预测方法往往基于单轴疲劳试验数据和经验公式，这些方法在处理多轴应力和复合载荷时存在较大误差，难以满足现代航空发动机高精度设计的需求。因此，开发一种考虑多轴应力的主轴高低周复合疲劳寿命预测方法，具有重要的现实意义和应用价值。该方法既要考虑多轴应力状态下的疲劳损伤机制，还要考虑高周损伤与低周损伤的耦合作用，同时又能够处理多工况下不同高低周载荷作用，并结合数值模拟手段，提高预测结果的可靠性。此外，考虑多轴应力的寿命预测方法还能够适应不同类型的主轴结构件和载荷条件，具有较强的通用性和适应性。总之，主轴高低周复合疲劳寿命预测在航空发动机的设计和维护中具有十分重要的作用，考虑多轴应力的寿命预测方法，不仅能够提高预测精度，还能够为维护决策提供更可靠的依据，从而确保航空发动机的安全运行和长期可靠性。

技术实现思路

1、本技术一方面提供了主轴高低周复合疲劳寿命预测方法，解决现有技术针对航空发动机主轴300-600℃高温服役、启动或停机瞬态载荷、制造残余应力敏感的特有场景，解决复杂工况预测精度不足的技术问题。

2、本技术通过如下方案实现：

3、主轴高低周复合疲劳寿命预测方法，包括步骤：

4、s1、建立融合飞行任务剖面对应的 300-600℃温度历程与制造残余应力的主轴有限元模型，提取主轴高应力区域的应力应变分量历程，并计算含残余应力修正的损伤参数，以损伤参数最大点为危险点，提取主轴危险部位的应力应变 - 温度 - 残余应力耦合多方向损伤梯度；

5、s2、采用动态临界距离法计算主轴危险部位的等效损伤参数，代入多轴疲劳寿命模型中计算危险部位的低周、高周多轴疲劳寿命；

6、s3、采用高低周耦合损伤因子计算高周多轴疲劳与低周多轴疲劳之间的耦合作用，结合线性损伤累计法则累加低周、高周、高低周耦合损伤，获得主轴的高低周复合疲劳寿命；

7、s4、针对航空发动机飞行任务剖面的“启动 - 巡航 - 停机”工况，重复上述步骤计算各工况的高低周复合疲劳寿命；

8、s5、引入工况顺序记忆修正系数和高温热松弛损伤修正系数，采用线性损伤累计法则将各工况的损伤累加，从而获得全部工况的总寿命。

9、进一步地，所述步骤s1具体包括步骤：

10、s11、建立主轴的“篦齿-轴肩-花键”多段结构参数化多物理场有限元模型，保留与应力集中、织构分布强相关的结构细节，简化非关键冗余结构，提取包括篦齿-轴肩、轴肩-花键异型过渡区疲劳敏感度函数，量化结构突变和材料织构对疲劳损伤的放大效应；

11、s12、根据主轴与轮盘、轴承的装配方式施加约束与载荷，包括轴向力、扭矩、振动扭矩、陀螺力矩及与飞行任务剖面同步对应的 300-600℃高温交变温度场，针对危险部位采用分层精细化网格划分，表层网格尺寸≤0.05mm 匹配织构晶粒尺寸，深层网格按 1.2倍比例梯度放大；

12、s13、提取主轴高应力区域各节点的应力应变分量历程，嵌入织构各向异性修正系数计算各节点损伤参数，以损伤参数最大点为危险点，沿轴向、径向、最大剪应力方向提取主轴危险部位的应力应变 - 温度 - 残余应力耦合多方向损伤梯度，完整表征危险部位应力应变的空间分布特征。

13、进一步地，所述步骤s13中，提取主轴高应力区域各节点的应力应变分量历程，嵌入织构各向异性修正系数计算各节点损伤参数具体包括步骤：

14、s131、首先借助坐标旋转变换矩阵将应力、应变分量历程旋转至所有平面上，同时嵌入温度交变下的应力应变修正系数；

15、s132、计算每个平面上的最大剪应变，以最大的最大剪应变所在平面为临界平面，计算临界平面上的最大正应力和正应变历程，算出损伤参数：

16、 (1)；

17、式中，δγmax为最大剪应变幅，为最大剪应变幅所在临界平面上的最大正应力，为临界平面上的正应变变程，

e为高温交变下的动态弹性模量，为拟合参数，与材料属性和疲劳寿命相关。

18、进一步地，应力分量和应变分量分别用张量与张量表示：

19、 (2)；

20、绕z轴旋转后绕y轴旋转的坐标旋转矩阵

m表达式如下：

21、 (3)；

22、坐标旋转前后的应力应变张量变化关系如下：

23、 (4)；

24、式中，为旋转后的应力应变张量，为旋转前的应力应变张量；

25、旋转后的平面内有两个正交方向上的剪应变，将这两个剪应变合成为该平面的剪应变，遍历所有载荷步，获得剪应变的最大变程，取其一半为该平面的剪应变幅值，取从0°变化到360°，取从0°变化到180°，以最大剪应变幅值所在的平面为临界平面，用临界平面上的应力应变的组合量算出损伤参数，以损伤参数最大点为危险点，沿轴向、径向、最大剪应力方向提取主轴危险部位的应力应变 - 温度 - 残余应力耦合多方向损伤梯度。

26、进一步地，步骤s13中，以损伤参数最大点为危险点，提取主轴危险部位的应力应变 - 温度 - 残余应力耦合多方向损伤梯度，具体包括步骤：

27、针对主轴的“篦齿-轴肩-花键”多段结构特点和材料织构的各向异性分布特征，计算与危险点等距的一批节点的双修正损伤值，以其中损伤值最小的节点为损伤梯度路径的下一点，以下一点为危险点重复前述步骤，直到损伤梯度路径长度满足要求。

28、进一步地，所述步骤s2具体包括步骤：

29、s21、采用织构自适应动态临界距离法，根据主轴的“篦齿-轴肩-花键”不同部位的应力梯度自适应确定临界距离，计算主轴危险点处的等效损伤参数，其中，计算主轴危险点处的等效损伤参数时，取一定距离内损伤平均值作为等效损伤计算寿命，公式如下：

30、 (5)；

31、式中，为等效损伤参数，为临界距离；

32、s22、将主轴危险点处的等效损伤参数代入嵌入有温度交变软化系数的高温交变多轴疲劳寿命模型中计算危险点处的低周、高周疲劳寿命，其中，低周多轴疲劳寿命表达式如下：

33、 (6)；

34、式中，

g为剪切模量，为剪切疲劳强度系数，为剪切疲劳延性系数，

b

0和

c

0分别为剪切疲劳强度指数和剪切疲劳延性指数，为平均切应力，λ为拟合参数，为临界平面上的最大正应力，为临界平面上的正应变变程，e为高温交变下的动态弹性模量，为疲劳寿命；

35、高周多轴疲劳寿命表达式如下：

36、 (7)。

37、进一步地，所述步骤s3具体包括步骤：

38、s31、结合航空主轴 300-600℃高温交变与织构各向异性特征，采用考虑了主轴多轴应力与结构突变的高低周幅值比

α、高低周循环比

n的高低周疲劳损伤耦合因子

d

c，其表达式如下：

39、 (8)；

40、s32、基于线性损伤累计法则，高低周复合疲劳寿命的表达式为：

41、 (9)；

42、式中，n

ccf为复合疲劳寿命，n

hcf为高周疲劳寿命，n

lcf为低周疲劳寿命。

43、进一步地，所述步骤s5具体包括步骤：

44、s51、结合航空发动机飞行任务剖面的“启动 - 巡航 - 停机”工况，采用线性累计法则计算多工况下的疲劳寿命，其表达式如下：

45、(10)；

46、式中，

n为全部工况总寿命，

n

1、

n

2……

n

n为各工况复合疲劳寿命。

47、本技术另一方面还提供了一种电子设备，所述电子设备包括：存储器、处理器以及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现所述的主轴高低周复合疲劳寿命预测方法。

48、本技术另一方面还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现所述的主轴高低周复合疲劳寿命预测方法。

49、本技术另一方面还提供了一种计算机程序产品，包括计算机程序或计算机可执行指令，所述计算机程序或计算机可执行指令被处理器执行时，实现所述的主轴高低周复合疲劳寿命预测方法。

50、与现有技术相比，本技术能够产生以下有益效果：

51、本发明针对航空发动机主轴300-600℃高温服役、启动或停机瞬态载荷、制造残余应力敏感的特有场景，解决复杂工况预测精度不足的问题，提出了考虑多轴应力的主轴高低周复合疲劳寿命预测方法，该方法能够解决非比例载荷下的多轴疲劳寿命预测问题，同时应用了基于损伤梯度的临界距离法，能够考虑不同缺口形状的应力集中问题，加上高低周损伤耦合因子与线性损伤累计理论，从而能够精准计算主轴复杂工况疲劳寿命，最终能够实现任意结构任意载荷下的高低周复合疲劳寿命预测，为主轴寿命预测提供科学可靠的依据，提升航空发动机安全性与可靠性。

52、除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本技术还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本技术作进一步详细的说明。