本发明属于航空航天发动机技术领域，是一种考虑残余应力影响的结构件高周疲劳寿命预测方法，能够准确计算航空发动机结构件高周疲劳寿命。
背景技术：
航空发动机结构件成型流程包括机械加工和表面强化处理，同时盘状结构在使用之前往往进行大转速预旋转，这些过程往往产生不均匀的塑性变形，在服役之前结构件便存在一定程度的残余应力。由于服役过程中气动力的作用，高周疲劳失效是航空发动机叶片、榫接等部位的典型失效模式，具有严重的后果，因此在进行结构件高周疲劳寿命预测时，往往不考虑残余应力的作用仅仅作为寿命保障的手段。随着航空发动机的发展，对于高周疲劳寿命预测精度的要求也越发提高，因此如何考虑残余应力的影响，是高周疲劳寿命预测的一个挑战。
现有技术文献“陈禹锡,高玉魁.ti2alnb金属间化合物喷丸强化残余应力模拟分析与疲劳寿命预测”采用残余应力直接叠加的方法预测疲劳寿命，然而其未考虑应力梯度的影响，所以影响疲劳寿命预测准确度。
技术实现要素：
本发明技术解决方案：克服现有技术的不足，提供一种考虑残余应力影响的结构件高周疲劳寿命预测方法，采用临界距离法和高应力体积法两种方法相结合的方法考虑应力梯度的影响，可以有效量化表征真实结构的高周疲劳寿命，有效实现残余应力影响下的结构件高周疲劳寿命预测，服务与支撑航空发动机结构件高周疲劳寿命评估，进而指导结构件设计。而且本发明采用临界距离法和高应力体积法量化残余应力的影响，与现有技术存在明显区别。
本发明技术解决方案：一种考虑残余应力影响的结构件高周疲劳寿命预测方法，通过临界距离法量化结构件几何特征对高周疲劳性能的影响，通过高应力体积法修正临界距离表达式，最终有效量化残余应力对高周疲劳寿命的影响，实现步骤如下：
第一步，开展与欲考核结构件相同材料的标准件，按照国标《gbt3075-2008金属材料疲劳试验轴向力控制方法》相关要求，开展至少4种载荷下应力控制的高周疲劳试验，每个载荷条件下试验件数量不少于3件。根据每个条件下的试验结果进行拟合，选择已有的应用广泛的高周疲劳寿命模型，获取高周疲劳寿命模型中的未知参数，建立欲考核结构件材料的高周疲劳寿命模型。
第二步，根据残余应力产生的实际工艺情况，如机械加工、表面强化处理等方式，利用abaqus有限元软件进行实际工艺过程仿真，获取残余应力分布，模拟过程保证与真实工艺过程一致。为了验证数值模拟的准确性，可以开展残余应力测试试验，验证残余应力数值模拟的准确性。
第三步，对考核的结构件的服役条件进行获取，包括结构件的服役温度、服役转速、位置信息，将结构件在abaqus有限元软件中建模，并施加与真实情况相同的边界条件，计算服役环境下该结构件的应力分布。在此基础上，采用abaqus有限元软件中预定义场的方式，将残余应力场作为初始条件进行有限元分析，获取叠加残余应力之后的结构件服役载荷应力分布。
第四步：开展无残余应力结构件在不同载荷下的高周疲劳试验，每个载荷下试验件数量不少于3件。根据第三步模拟获得的残余应力分布，确定最大应力点位置，根据最大应力点处主应力梯度最大的方向，确定关键路径。提取关键路径上应力分布，基于第一步获得的高周疲劳寿命预测模型，计算关键路径上每一点应力分布对应的寿命。选择与每个试验结果相同的寿命预测点，若没有可以进行插值处理，确定每个点在临界路径上的位置。根据每个试验件获得的临界距离进行拟合，获取临界距离表达式，其基本形式如下：
l＝anb
式中，l为临界距离，单位是mm，a、b均为材料常数，n为疲劳寿命，单位是循环数。
第五步，根据第三步获得的有残余应力和无残余应力时结构件服役环境下应力分布有限元分析结果，分别确定两种情况下最大应力值，将达到最大应力值的90％以上的应力区域称为高应力区域，对结构件高应力体积区域的体积进行统计，方法是输出关键路径上所有节点的应力值，将所有满足高应力区域定义的节点提起出来。分别对有残余应力和无残余应力时的关键路径进行处理，获取有无残余应力时高应力体积区域的变化。
第六步：对结构件进行处理，诱导残余应力，开展有残余应力结构件高周疲劳试验，每个载荷下试验件数量不少于3件，根据试验结果对第四步获取的临界距离表达式进行修正，修正后临界距离的表达式如下；
式中，l为临界距离，单位是mm，a、b、c均为材料常数，n为疲劳寿命，单位是循环数。v90是高应力区域的体积，v0是参考体积。
第七步：利用第六步获得的修正的临界距离理论，进行有残余应力的结构件高周疲劳寿命预测，通过第三步的有限元分析结果，提出高应力区域的体积，然后假设初始寿命，代入第六步建立的表达式中计算得到临界距离，根据临界距离获得关键路径上对应的应力，根据第一步获得的寿命模型，获得新的寿命值，若此寿命值与初始寿命不同，再次迭代计算临界距离，直到寿命不发生改变为止。
本发明与现有技术相比的优点在于：本发明在量化残余应力影响时，不仅仅考虑残余应力对应力最大值的影响，同时考虑了残余应力对整个应力分布的影响，采用高应力体积法与临界距离法相结合的方法，实现了结构件高周疲劳寿命的精确预测。现有研究往往只关注最大应力的变化而忽略了整个应力分布对疲劳寿命的影响，研究表明这样做寿命预测结果明显偏乐观。
附图说明
图1为本发明的一种考虑残余应力影响的结构件高周疲劳寿命预测方法实施流程；
图2为结构件残余应力分布；
图3为结构件服役载荷下有无残余应力的情况下应力分布；
图4为临界距离拟合示意图。
具体实施方式
下面结合附图，通过举例的方式，对本发明一种考虑残余应力影响的结构件高周疲劳寿命预测方法的技术方案做进一步说明。本例子的预研究材料为钛合金tc4。
如图1所示，本发明具体实现过程如下：
第一步，开展与欲考核结构件相同材料的标准件，本次标准件来自真实结构取样，保证标准件元素成分、微观组织均与真实结构一致。按照《gbt3075-2008金属材料疲劳试验轴向力控制方法》，开展500mpa、600mpa、660mpa、720mpa、770mpa五种载荷下应力控制的高周疲劳试验，根据试验结果拟合basquin模型，建立高周疲劳寿命模型，表达式如下。
σa，-1＝σf′nb
式中，σa,-1为应力比为-1时的应力幅值，n为高周疲劳寿命，b是材料强度系数，σf′是材料强度系数。
若开展的高周疲劳试验应力比不是-1，则可以通过古德曼曲线来进行折算，其表达式如下
式中，σa,-1为应力比为-1时的应力幅值，σa,r为应力比为r时的应力幅值，σm为平均应力，σu为屈服应力。
本次算例中，拟合得到的结果为σf′＝4205.17，b＝-0.1483。
第二步，根据残余应力产生的实际工艺情况，如机械加工、表面强化处理等方式，利用abaqus有限元软件进行实际工艺过程仿真，获取残余应力分布，模拟过程保证与真实工艺过程一致。为了验证数值模拟的准确性，可以开展残余应力测试试验，验证残余应力数值模拟的准确性。本次算例中研究的试验件为tc4压气机盘盘心部位的模拟件，在开展高周疲劳试验之前，进行大载荷拉伸，在试验件两端加载25.3kn，此时缺口部位产生塑性变形进入屈服，卸载到零之后在孔边产生残余压应力，在远离缺口位置产生残余拉应力，残余应力分布结果如图2所示。在有限元软件abaqus中建立试验件模型，采用各向同性硬化和随动强化模型描述本构行为，获取残余应力分布。
第三步，对考核的结构件的服役条件进行获取，包括结构件的服役温度、服役转速、位置信息，将结构件在abaqus有限元软件中建模，并施加与真实情况相同的边界条件，计算服役环境下该结构件的应力分布。在此基础上，采用abaqus有限元软件中预定义场的方式，将残余应力场作为初始条件进行有限元分析，获取叠加残余应力之后的结构件服役载荷应力分布。本次算例中，tc4钛合金压气机盘温度为300℃，由于试验件存在对称性，因此对称轴必定是关键路径，提取对称路径上的应力分布，有无残余应力情况下结构件应力分布如图3所示，可以看出，无残余应力时服役载荷最大值约为880mpa，当存在残余应力时，最大应力值降低到780mpa，表明残余应力的存在显微降低了最大载荷。
第四步，开展无残余应力结构件在不同载荷下的高周疲劳试验，本次算例包括四个载荷，分别为20.8kn、19.6kn、18.4kn、17.2kn，应力比为0.1。每个载荷下试验件数量不少于3件。根据第三步模拟获得的残余应力分布，确定最大应力点位置，根据最大应力点处主应力梯度最大的方向，确定关键路径。在本次算例中，由于试验件存在对称性，因此对称轴必定是关键路径。提取关键路径上应力分布，基于第一步获得的高周疲劳寿命预测模型，计算关键路径上每一点应力分布对应的寿命。选择与每个试验结果相同的寿命预测点，若没有可以进行插值处理，确定每个点在临界路径上的位置。根据每个试验件获得的临界距离进行拟合，获取临界距离表达式，其基本形式如下：
l＝anb
式中，l为临界距离，单位是mm，a、b均为材料常数，n为疲劳寿命，单位是循环数。拟合结果为a＝18876mm，b＝0.795，拟合结果如图4所示。
第五步，根据第三步获得的有残余应力和无残余应力时结构件服役环境下应力分布有限元分析结果，分别确定两种情况下最大应力值，分别为mpa和mpa，将达到最大应力值的90％以上的应力区域称为高应力区域，对两种情况，对应的高应力分别为，对结构件高应力体积区域的体积进行统计，由于本次算例试验件的对称性，采用的方法是输出关键路径上所有节点的应力值，将所有满足高应力区域定义的节点提起出来。分别对有残余应力和无残余应力时的关键路径进行处理，获取有无残余应力时高应力体积区域的变化，计算得到无残余应力时高应力区域为1.08mm，有残余应力时高应力区域为4.92mm。
第六步，对结构件进行预拉伸处理，拉伸到25.3kn后然后卸载到0，产生残余应力。随后开展有残余应力结构件高周疲劳试验，最大载荷为19.6kn，应力比为0.1，每个载荷下试验件数量不少于3件，根据试验结果对第四步获取的临界距离表达式进行修正，修正后临界距离的表达式如下；
式中，l为临界距离，单位是mm，a、b、c均为材料常数，n为疲劳寿命，单位是循环数。v90是高应力区域的体积，v0是参考体积。拟合得到c＝-0.309。
第七步，利用第六步获得的修正的临界距离理论，进行有残余应力的结构件高周疲劳寿命预测，通过第三步的有限元分析结果，提出高应力区域的体积，然后假设初始寿命为100000循环，代入第六步建立的表达式中计算得到临界距离，根据临界距离获得关键路径上对应的应力，根据第一步获得的寿命模型，获得新的寿命值，若此寿命值与初始寿命不同，再次迭代计算临界距离，直到寿命不发生改变为止。在本次算例中，采用热点法进行寿命预测，预测寿命与试验平均寿命的误差为64.3％，未修正的临界距离方法进行预测，预测寿命与试验平均寿命的误差为30.8％，而采用修正后的临界距离方法进行预测的话，预测寿命与试验平均寿命的误差为13.2％。结果说明本发明的寿命预测精度显著提升。
提供以上实施例仅仅是为了描述本发明的目的，而并非要限制本发明的范围。本发明的范围由所附权利要求限定。不脱离本发明的精神和原理而做出的各种等同替换和修改，均应涵盖在本发明的范围之内。
1.一种考虑残余应力影响的结构件高周疲劳寿命预测方法，其特征在于，包括步骤如下：
步骤(1)：开展相同材料标准件高周疲劳试验，建立高周疲劳寿命模型；所述相同材料标准件指的是与考核结构件材料牌号、热处理制度完全相同的材料开展的高周疲劳试验件；所述高周疲劳指的是疲劳寿命大于105循环的疲劳过程；
步骤(2)：根据实际工艺情况，进行残余应力分布有限元模拟；所述实际工艺情况是指真实结构件产生残余应力的工艺，所述工艺包括表面处理工艺、机械加工工艺以及预处理工艺；所述表面处理工艺包括喷丸、挤压；所述机械加工工艺包括车削、铣削所述预处理工艺包括预旋转、预拉伸；所述残余应力分布指通过表面强化处理手段在结构件中引入的初始应力；所述残余应力分布有限元模拟是指通过有限元软件对上述工艺进行数值仿真，获取残余应力分布；
步骤(3)：根据真实服役条件进行结构件应力分布计算，分别获取有、无残余应力时应力分布；根据步骤(2)获取的残余应力分别计算有残余应力时结构件应力分布；所述真实服役条件是指结构件工作状态下的温度、转速、安装位置条件，用于确定有限元模拟的边界条件和载荷条件；所述结构件应力分布指的是在真实服役条件下结构件由于载荷引起的应力分布；
步骤(4)：开展无残余应力结构件高周疲劳试验，根据试验结果拟合临界距离表达式，所述临界距离是指由于结构件应力分布不均匀，因此在疲劳寿命预测中，采用应力集中点附近给定距离上的有效应力代替最大应力来计算寿命，此时的距离称为临界距离；
步骤(5)：根据步骤(3)获得的有限元分析结果对结构件高应力体积区域进行统计，获取有、无残余应力时高应力体积区域的变化；所谓高应力体积区域指的是结构件上应力值超过最大应力90％应力的区域；
步骤(6)：开展有残余应力结构件高周疲劳试验，根据试验结果对步骤(4)临界距离表达式进行修正；
步骤(7)：利用步骤(6)中修正的临界距离理论进行有残余应力的结构件高周疲劳寿命预测，获取预测结果。
2.根据权利要求1所述的一种考虑残余应力影响的结构件高周疲劳寿命预测方法，其特征在于：所述步骤(6)中对临界距离表达式进行修正是通过引入高应力体积区域来完成的，其表达式如下：
式中，l为临界距离，单位是mm，a、b、c均为材料常数，n为疲劳寿命，单位是循环数，v90是高应力区域的体积，v0是参考体积。
技术总结