基于有限元方法的裂纹扩展寿命预测

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1、万方数据扼拨晦度2009，31(2)：264-268基于有限元方法的裂纹扩展寿命预测+CRACKGRO、)ITHLⅡ咂PREDICTIoNBASEDONH小¨【TEELEM匮NTM匮THoD胡殿印料王荣桥邓俊(北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京100083)HUDianYinWANGRongQiaoDENGJun(Sd忉ol矿JaPropulsion，Beo'ingUniversityofAeronauticsandAstronautics，&彬ng100083，China)摘要采用有限元方法确定结构的断裂力学参量，并与标准紧凑拉伸试样(compactterr

2、sion，CT)的理论值相比较，结果表明有限元方法确定结构的断裂力学参量是可行的。以真实构件发动机涡轮盘为例，首先进行该结构的断裂力学分析；然后进行二次开发模拟构件的裂纹扩展，计算断裂力学参量，拟合出其与裂纹长度的函数关系，确定涡轮盘的临界裂纹长度；最后，选取试验确定的疲劳裂纹扩展率模型，完成构件的裂纹扩展寿命预测，通过与试验检测的结果相对比，证明基于有限元方法的裂纹扩展寿命预测是合理有效的。关键词有限元法裂纹扩展_，积分寿命预测涡轮盘中图分类号0346．1Tilll5AbstractFiniteelementmethod(FEM)isprovedfeasiblet

3、oobtainstructuralfractureparameters00rnpar刮withtheoreticalre—suitsofcompacttensionspeciTnen(CT)．DamagetoleranceanalysisOiltheturbinediskcomponentbasedOnFEMwasperformed．First·ly，structuralstre鹤andstrainweTeobtainedt11mIl曲FEManalysis．ThentheprogrammeWaSdevelopedbasedonFEMtocalculatefrac—

4、turemechanicsparameterssuch818stH獬intensityfactor，．，integralandfurthertosimulatecrackgrowth．Arelationbetweentheparame-tersandcrackk啦；thwasobtainedandusedtodeterminecriticalcrackle,唱,th．1astly，crackgrowthlifeoftheturbinediskw船predict—ed．Thepredictedlifea删withexperimentalresult，whichveri

5、fiedthatthemethodtopredictthecomponent’scrackgrowthlifebasedOilFEMisreasonableandfeasible．Ke)rwordslm3iteelmmatmetlmd；Crackgrowth；J自atewal；IAfepremction；Turbine触已rre驴咖author：HUDianYin，E-mail：hdyscbd@sina．com，Tel：／Fax：+86—10—82313841Manuscriptreceived20070711．inrevisedform20070917．1引言现代

6、机械结构的设计思想不断发展，从单纯静强度无限寿命设计、安全寿命设计、损伤容限设计，进一步发展到基于概率断裂力学和损伤容限基础上的概率损伤容限设计。按照损伤容限设计准则，构件在使用期间允许出现疲劳裂纹，但是，由于采用合理的结构设计，并制定合理的无损检测规范，使得构件在下次检修前仍然有足够的剩余强度继续承载工作，从而保证结构安全，防止发生灾难性的破坏事故。因此开展关键构件的损伤容限分析具有重要的意义。疲劳裂纹扩展的模拟可通过检测手段或数值模拟的方法实现。常用的试验检测方法有声发射检测、无损探伤等；数值方法包括有限元法、边界元法、无网格法等。试验方法成本高、周期长，尤其对

7、于高温构件(如涡轮盘、涡轮叶片等)更是如此。而有限元方法由于其理论成熟、模拟简单，不受裂纹体几何及载荷形式的限制而得到广泛的应用和推广【1。]。利用有限元方法可以描述裂纹尖端断裂参量，如应力强度因子K和．，积分因子，进而预测构件的裂纹扩展寿命。本文选取涡轮盘作为研究对象，因为其作为航空发动机最重要的热端构件之一，成本昂贵、结构复杂、工作条件恶劣。涡轮盘的可靠工作对发动机乃至整个飞机的安全影响极大，由于涡轮盘处于高温、复合交变载荷下工作，在榫槽槽底部位经常出现裂纹故障，属于断裂关键件[8]I丝。扫。因此开展涡轮盘构件的损伤容限分析，进行涡轮盘裂纹扩展寿命的预测，具