蠕变本构模型构建及其航空发动机涡轮叶片蠕变预测方法与流程

1.本技术属于航空发动机涡轮叶片蠕变预测技术领域，具体涉及一种蠕变 本构测模型构建及其航空发动机涡轮叶片蠕变预测方法。


背景技术：

2.蠕变是指金属在一定温度下受持续应力作用而产生缓慢塑性变形的现 象，蠕变现象的发生是温度、应力和时间三者共同作用的结果，其过程主要包 括减速蠕变阶段、恒速蠕变阶段、加速蠕变阶段三个阶段，其特征是变形、应 力和外力不再保持一一对应的关系，而且这种变形即使在应力小于屈服极限时 仍具有不可逆的变形性质。
3.航空发动机涡轮叶片长时处于高温燃气环境中工作，其主要故障模式之 一是蠕变，蠕变导致叶片塑性变形过大或蠕变应力断裂，特别是随着航空技术 的快速发展，涡轮前温度不断提高，涡轮叶片在中高温长时工作环境下表现出 的蠕变变形、蠕变应力断裂等问题更加突出。
4.对航空发动机涡轮叶片蠕变进行预测，可为涡轮叶片方案的设计支撑改 进提供有效支撑，准确可靠的蠕变本构模型是对航空发动机涡轮叶片蠕变进行 预测的基础，而当前的蠕变本构模型存在以下缺陷：
5.1)仅对单晶/定向结晶合金标准试件的蠕变试验数据进行了验证，对于 复杂工况下的真实涡轮叶片工程上数值仿真分析收敛性差；
6.2)没有充分考虑温度项和应力项对蠕变的影响，且不能完整描述蠕变 过程的三个阶段，不能够准确地计算处于非均匀温度场及其复杂应力条件下涡 轮叶片的蠕变变形和应力值。
7.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
8.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构 思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表 明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评 价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

9.本技术的目的是提供一种蠕变本构模型构建及其航空发动机涡轮叶片 蠕变预测方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
10.本技术的技术方案是：
11.一方面提供一种蠕变本构模型构建方法，包括：
12.构建减速蠕变阶段的蠕变曲线：
13.ε
p
＝βln(αt 1)，t≤t
p/s
；
14.构建恒速蠕变阶段的蠕变曲线：
15.t
p/s
《t≤t
s/t
；
16.构建加速蠕变阶段的蠕变曲线：
17.ε
t
＝θ(exp[ω(t-t
s/t
)]-1)，t
s/t
《t；
[0018]
将本蠕变构模型参数与温度、应力进行关联：
[0019][0020]
构建蠕变本构模型：
[0021]
εc＝εo εs ε
t
；
[0022]
其中，
[0023]
ε
p
、εs、ε
t
为减速蠕变阶段、恒速蠕变阶段、加速蠕变阶段的蠕变应变；
[0024]
为减速蠕变阶段、恒速蠕变阶段、加速蠕变阶段的蠕变应变 率；
[0025]
为减速蠕变阶段的初始蠕变率；
[0026]
t为考虑蠕变的工作时间；
[0027]
t
p/s
为减速蠕变阶段、恒速蠕变阶段的转换时刻；
[0028]
t
s/t
为恒速蠕变阶段、加速蠕变阶段的转换时刻；
[0029]
α、β为减速蠕变阶段曲线的参数，α为表征减速蠕变阶段曲线弯曲 程度的参数；
[0030]
ω、θ为加速蠕变阶段曲线的参数，ω为表征加速蠕变阶段曲线弯曲 程度的参数；
[0031]
c为常数；
[0032]
ε
p/s
为减速蠕变阶段、恒速蠕变阶段的转换时的蠕变应变；
[0033]
a0、a1、a2为蠕变本构模型参数，对应于α、ω有不同的参数 值；
[0034]
t为蠕变时的温度；
[0035]
σ为蠕变时的应力；
[0036]
e为材料的弹性模量。
[0037]
根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮叶片蠕变预测方 法中，还包括：
[0038]
根据对应于不同蠕变温度、应力的蠕变曲线，对减速蠕变阶段的初始蠕 变率进行拟合：
[0039][0040]
根据对应于不同蠕变温度、应力的蠕变曲线，对恒速蠕变阶段的蠕变率 进行拟合：
[0041][0042]
根据对应于不同蠕变温度、应力的蠕变曲线，对减速蠕变阶段曲线的弯 曲程度进行拟合：
[0043]
α＝exp{b1 b2/t b3in(sinh(b4σ/e))}；
[0044]
根据对应于不同蠕变温度、应力的蠕变曲线，对加速蠕变阶段曲线的弯 曲程度进行拟合：
[0045]
ω＝exp{d1 d2/t d3in(sinh(d4σ/e))}；
[0046]
其中，
[0047]
a1、a2、a3、a6为减速蠕变阶段的初始蠕变率的蠕变本构模型系数；
[0048]
c1、c2、c3、c6为恒速蠕变阶段的蠕变率的蠕变本构模型系数；
[0049]
b1、b2、b3、b6为减速蠕变阶段曲线的弯曲程度的蠕变本构模型系数；
[0050]
d1、d2、d3、d6为加速蠕变阶段曲线的弯曲程度的蠕变本构模型系数。
[0051]
根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮叶片蠕变预测方 法中，根据对应于不同蠕变温度、应力的蠕变曲线，对减速蠕变阶段曲线的弯 曲程度进行拟合时，以减速蠕变阶段、恒速蠕变阶段的转换时刻的对应关系， 求取减速蠕变阶段曲线的弯曲程度：
[0052][0053]
根据对应于不同蠕变温度、应力的蠕变曲线，对加速蠕变阶段曲线的弯 曲程度进行拟合时，以加速蠕变阶段结束时刻的对应关系，求加减速蠕变阶段 曲线的弯曲程度：
[0054][0055]
其中，
[0056]
为加速蠕变阶段结束时刻蠕变率；
[0057]
t
total
为加速蠕变阶段结束时刻；
[0058]
根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮叶片蠕变预测方 法中，还包括：
[0059]
根据材料在不同温度下的弹性模量测量数据，拟合材料的弹性模量 随温度变化的关系：
[0060]
e＝e0 e1t e2t2 e3t3 e4t4 e5t5；
[0061]
其中，
[0062]
e0、e1、e2、e3、e4、e5为以蠕变时的温度拟合蠕变材料弹性模量的 系数。
[0063]
根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮叶片蠕变预测方 法中，还包括：
[0064]
以恒速蠕变阶段的蠕变应变率拟合恒速蠕变阶段的持续时间：
[0065]
t
s/t-t
p/s
＝
[0066][0067]
其中，
[0068]
k0、k1、k2、k3、k4、k5为恒速蠕变阶段的蠕变应变率拟合恒速蠕变 阶段持续时间的系数。
[0069]
另一方面提供一种航空发动机涡轮叶片蠕变预测方法，包括：
[0070]
构建涡轮叶片三维有限元模型，在其上施加工作载荷，计算涡轮叶片三 维有限元模型节点的应力、应变及其温度；
[0071]
基于涡轮叶片三维有限元模型节点的应力、应变及其温度，利用任一上 述的蠕变本构模型构建方法构建的模型，计算蠕变应变及其蠕变应力。
[0072]
根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮叶片蠕变预测方 法中，计算蠕变应变及其蠕变应力若不收敛，则调整时间增量步，直至能够收 敛。
[0073]
根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮叶片蠕变预测方 法中，涡轮叶片不同温度下的材料参数，以特定温度下的材料参数插值得到。
[0074]
根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机涡轮叶片蠕变预测方 法中，工
作载荷包括离心载荷、气动载荷、温度载荷。
附图说明
[0075]
图1是本技术实施例提供的蠕变本构模型构建及其航空发动机涡轮叶 片蠕变预测方法的示意图。
[0076]
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代 表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限 制。
具体实施方式
[0077]
为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的 技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体 实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。 需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相 关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的 技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
[0078]
此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应 当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用 的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、
ꢀ“
外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置 或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对 位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对 本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类 似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指 示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词 语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中 所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件 涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物 件。
[0079]
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述 中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连 接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接， 也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是 两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具 体含义。
[0080]
下面结合附图1对本技术做进一步详细说明。
[0081]
本技术提供的蠕变本构模型构建及其航空发动机涡轮叶片蠕变预测方 法，可参照以下步骤进行：
[0082]
步骤1：
[0083]
输入航空发动机涡轮叶片蠕变变形、应力计算的必要条件，包括涡轮叶 片材料的基本性能数据、蠕变曲线、涡轮叶片三维模型、蠕变/应力断裂寿命 设计要求、分析用计算状态、气动数据和温度数据；
[0084]
步骤2：
[0085]
典型的蠕变曲线减速蠕变阶段以一个较高的蠕变率开始，蠕变率逐渐降 低，直到
在减速蠕变阶段和恒速蠕变阶段转换的时刻到达最小蠕变率，恒速蠕 变阶段的蠕变保持该最小蠕变率不变，直到在恒速蠕变阶段和第三阶转换的时 刻，蠕变率开始增加，直到断裂。
[0086]
根据蠕变三个阶段试验曲线的形状给出不同数学形式的公式来描述蠕 变曲线。
[0087]
减速蠕变阶段，用对数模型来描述：
[0088]
ε
p
＝βln(αt 1)，t≤t
p/s
；
[0089]
恒速蠕变阶段，蠕变率保持不变，描述如下：
[0090]
t
p/s
《t≤t
s/t
；
[0091]
加速蠕变阶段，蠕变速率增加，参考θ法进行描述：
[0092]
ε
t
＝θ(exp[ω(t-t
s/t
)]-1)，t
s/t
《t；
[0093]
将本蠕变构模型参数与温度、应力进行关联，引入应力、温度关联项：
[0094][0095]
构建蠕变本构模型：
[0096]
εc＝ε
p
εs ε
t
；
[0097]
其中，
[0098]
ε
p
、εs、ε
t
为减速蠕变阶段、恒速蠕变阶段、加速蠕变阶段的蠕变应变；
[0099]
为减速蠕变阶段、恒速蠕变阶段、加速蠕变阶段的蠕变应变 率；
[0100]
为减速蠕变阶段的初始蠕变率；
[0101]
t为考虑蠕变的工作时间；
[0102]
t
p/s
为减速蠕变阶段、恒速蠕变阶段的转换时刻；
[0103]
t
s/t
为恒速蠕变阶段、加速蠕变阶段的转换时刻；
[0104]
α、β为减速蠕变阶段曲线的参数，α为表征减速蠕变阶段曲线弯曲 程度的参数；
[0105]
在t＝0时刻，
[0106]
减速蠕变阶段的初始蠕变率
[0107]
ω、θ为加速蠕变阶段曲线的参数，ω为表征加速蠕变阶段曲线弯曲 程度的参数；
[0108]
在t＝t
s/t
时刻，
[0109]
恒速蠕变阶段蠕变率
[0110]
c为常数；
[0111]
ε
p/s
为减速蠕变阶段、恒速蠕变阶段的转换时的蠕变应变；
[0112]
a0、a1、a2为蠕变本构模型参数，对应于α、ω有不同的参 数值；
[0113]
t为蠕变时的温度；
[0114]
σ为蠕变时的应力；
[0115]
e为材料的弹性模量。
[0116]
构建的蠕变本构模型综合考虑了蠕变的三个阶段，且该模型中三个 阶段的参数基本相互独立，且与应力、温度相关联，并通过蠕变模型和判据的 设计，实现了三个阶段蠕变变形曲线的光滑过渡，可完整描述三个阶段蠕变变 形。
[0117]
步骤3：
[0118]
根据温度拟合弹性模量，由材料性能数据对温度采用5次多项式拟 合，得到5次多项式的系数：
[0119]
e＝e0 e1t e2t2 e3t3 e4t4 e5t5；
[0120]
根据拟合恒速蠕变阶段持续的时间，恒速蠕变阶段蠕变持续时间， 由蠕变试验数据对采用5次多项式拟合，得到5次多项式的系数：
[0121]
t
s/t-t
p/s
＝
[0122][0122][0123]
根据对应于不同蠕变温度、应力的蠕变曲线，对减速蠕变阶段的初 始蠕变率进行拟合，得到系数a1、a2、a3、a4：
[0124][0125]
根据对应于不同蠕变温度、应力的蠕变曲线，对恒速蠕变阶段的蠕 变率进行拟合，得到系数c1、c2、c3、c4：
[0126][0127]
根据对应于不同蠕变温度、应力的蠕变曲线，对减速蠕变阶段曲线 的弯曲程度进行拟合，得到系数b1、b2、b3、b4：
[0128][0129]
可以减速蠕变阶段、恒速蠕变阶段的转换时刻的对应关系，求取减 速蠕变阶段曲线的弯曲程度：
[0130][0131]
根据对应于不同蠕变温度、应力的蠕变曲线，对加速蠕变阶段曲线 的弯曲程度进行拟合，得到系数d1、d2、d3、d4：
[0132]
ω＝exp{d1 d2/t d3in(sinh(d4σ/e))}；
[0133]
可以加速蠕变阶段结束时刻的对应关系，求加减速蠕变阶段曲线的 弯曲程度：
[0134][0135]
其中，
[0136]
为加速蠕变阶段结束时刻蠕变率；
[0137]
t
tota1
为加速蠕变阶段结束时刻；
[0138]
步骤4:
[0139]
蠕变本构模型结合商用有限元abaqus二次开发接口，编制creep 用户子程序，子程序除蠕变本构模型算法模块外，还可包括插值模块和误差控 制模块；其中，
[0140]
插值模块主要作用是将材料参数按照温度插值，对于某种涡轮叶片 材料，仅提取其几个特定温度下的材料参数，但是当前有限元模型计算节点的 温度一般不在这几个特定温度之内，需要根据节点的温度将本构参数对温度插 值；
[0141]
误差控制模块主要作用是控制误差，若误差不满足要求，则减小增 量步，重新计算更新应力应变，直到误差满足要求，储存状态变量，增量步结 束。
[0142]
步骤5：
[0143]
基于有限元软件abaqus分析平台，构建涡轮叶片三维有限元模型， 根据涡轮叶片工的作真载荷，施加相应的离心载荷、气动载荷、温度载荷，在 非均匀应力场、温度场下进行计算，将有限元模型节点的应力、应变和温度传 第到creep用户子程序中。
[0144]
步骤6：
[0145]
creep用户子程序中进行涡轮叶片蠕变变形和应力迭代计算，根据 时间增量步计算蠕变各阶段的当前时间增量步的蠕变率和蠕变增量，若结果收 敛，更新应力应变和蠕变总量并增大增量步继续迭代计算，若结果不收敛，则 调整时间增量步重新进行计算，直至满足要求，最终将计算结果反馈到 abaqus主程序，得到蠕变应变及其蠕变应力。
[0146]
以本技术提供的蠕变本构模型构建方法构建的模型，能够准确的描 述蠕变过程三个阶段的蠕变行为，仿真精度高，更能满足工程实际需求；
[0147]
本技术提供的蠕变本构模型构建方法中，将温度变量和应力变量作 为模型参数，对构件在实际工况下受到温度场、应力场的影响进行了统一，避 免了参数对温度/应力插值造成的收敛性问题，使模型在全场温度和应力范围 内具有良好的稳定性；
[0148]
本技术提供的蠕变本构模型构建方法中，将蠕变本构模型中的参数 表示为应力和温度的函数，具有内插和外推的功能，在蠕变数据较少的情况下， 能够保证计算的收敛性，工程适用性强。
[0149]
在对航空发动机涡轮叶片蠕变进行预测时，以本技术提供的蠕变本 构模型构建模型，具有较高的效率，可缩短涡轮叶片设计的迭代周期。
[0150]
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的 都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
[0151]
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案， 领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施 方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征 作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保 护范围之内。