基于Abaqus二次开发的复杂结构寿命计算平台

临界距离理论适用于计算复杂结构的蠕变疲劳寿命,但在工程实践中该方法的计算效率很低。为解决这一问题,使用Python语言对Abaqus软件进行二次开发。所开发软件可以使用临界距离法计算结构的蠕变疲劳寿命,并提供多种功能以提高分析效率,包括模型信息提取、材料参数导入和计算结果输出等。通过对某型高压涡轮叶片进行分析计算验证了软件适用性。结果表明该软件可以有效简化临界距离法的步骤,实现对复杂结构蠕变疲劳寿命的高效计算,具有一定工程价值。

镍基高温合金疲劳-蠕变寿命预测的临界面损伤方法

采用临界面损伤方法并耦合疲劳-蠕变寿命模型,通过适当的技术改进,分别对某型航空发动机650℃条件下涡轮盘用材料ZSGH4169高温合金和980℃条件下涡轮转子叶片用材料DZ125定向凝固高温合金的疲劳-蠕变寿命进行预测,并分别比较以W_(alls),C_(cb),S_(wt),G_(lk),和Fin为参数的五种寿命模型的预测精度。算例的计算结果表明:对于ZSGH4169高温合金,以Walls临界损伤平面为参数的寿命模型预测效果较好,预测的结果与实验值相比基本落在±3倍分散带以内;而对于DZ125高温合金而言,以G_(lk)临界损伤平面为参数的寿命模型预测效果较好,预测的结果与实验值相比基本落在±2.5倍分散带以内。

基于威布尔的发动机涡轮叶片寿命可靠性评估

在发动机涡轮叶片寿命层面上提出了三参数的威布尔分布,确定其寿命的实际分布,为发动机涡轮叶片的可靠性定量评估提供了一种切实可行的方法,其可行性已被初步的实验证实。同时也为航空公司合理备件、节约备件库存量提供参考,对提高公司的运作效益有着重要的意义。

晶体塑性本构模型材料参数识别方法研究

为建立简单高效的晶体塑性本构模型材料参数识别方法,将传统Voronoi多晶/柱晶微结构模型进行了简化,探索了简化微结构模型的建模策略,验证了利用简化微结构模型进行材料参数识别的合理性,分别形成了针对多晶、柱晶与单晶合金的材料参数识别策略,获得了ZSGH4169,DZ125与DD6合金共15组材料参数。结果显示:简化模型的网格数量远远低于传统Voronoi微结构模型,极大地降低了计算代价;为保证简化模型的结果合理且计算代价适中,简化多晶模型需大致含有125个晶粒;相同材料参数条件下,简化模型与传统Voronoi模型的计算结果基本一致;3类合金仿真/实验结果间的最大误差均不超过5%。文中所开发材料参数识别方法计算成本小、操作难度低、运行效率高。

基于Bayes理论的航空发动机涡轮叶片维修决策

为了更可靠、更经济地实施航空发动机涡轮叶片维修决策,对Bayes统计推断理论在维修中的应用进行了探索。通过仿真试验,对比分析了维修人员在常规情况下根据维修经验和通过采样对叶片维修策略的选择。试验结果表明,基于Bayes统计推断理论的方法,对于航空公司决策者或维修人员进行维修决策是可行的和方便的。

一种TiAl合金高温低循环疲劳性能及失效机理

通过对TiAl合金进行总应变范围控制的高温(750℃)低循环疲劳实验,研究双态(Duplex,DP)和全片层(Fully Lamellar,FL)组织形态对TiAl合金低循环疲劳性能和寿命的影响,并采用总应变幅-寿命方程对两类组态TiAl合金低循环疲劳寿命进行预测。结果表明:在相同温度和应变条件下,DP组态TiAl合金稳态迟滞回线对应的平均应力明显低于FL组态TiAl合金稳态迟滞回线对应的平均应力;采用总应变幅-疲劳寿命方程能够准确预测两种组态TiAl合金在750℃下的疲劳寿命,预测寿命基本位于试验寿命的±2倍分散带以内;另外,DP组态TiAl合金的疲劳源区位于试样的近心部,而FL组态TiAl合金的疲劳源区位于试样的次表面,两类组态TiAl合金的高温疲劳失效机理存在明显差异。

高Nb-TiAl合金高温力学行为本构建模仿真技术

针对新研制的高Nb-TiAl合金(Ti-45Al-8Nb-0.2W-0.2B-0.02Y(原子分数/%)),开展了750℃条件下不同应变速率的单轴拉伸、低周疲劳、疲劳-蠕变交互和蠕变试验,获得了相应试验条件下的试验数据和曲线,基于宏观唯象Chaboche黏塑性统一本构模型,采用Ohno-Wang修正项准确表征材料的循环硬化/软化行为。另外,为了准确模拟材料的加速蠕变阶段,在Chaboche黏塑性统一本构模型中耦合Kachanov损伤演化率,采用自适应的显式Euler法将微分形式的本构模型离散为差分方程组,并植入到有限元软件ABAQUS的用户材料子程序UMAT中,实现对高Nb-TiAl合金在不同试验条件下力学行为的仿真模拟。结果表明,采用考虑Ohno-Wang修正并耦合Kachanov损伤的Chaboche黏塑性统一本构模型能够准确模拟高Nb-TiAl合金不同应变速率的单轴拉伸、低周疲劳、疲劳-蠕变交互和蠕变行为,且预测精度较高,满足实际工程需要。

粘塑性本构模型材料参数识别的降维优化方法及其应用

为了建立简单高效的材料参数优化方法,将张量形式的本构方程降低维度,表达为标量形式的本构方程,利用Matlab软件完成了标量本构模型与数学优化算法的一体化集成,开发了材料参数优化程序组,获得了FGH96,K417G,IC10,DD26高温合金不同温度下的材料参数,并利用有限元软件Abaqus软件Material library模块对材料参数进行存储管理。结果显示:所建立的参数优化方法计算代价小,优化效率高,操作相对简单,可快速自动地获得粘塑性模型的材料参数;调用计算程序及Material library模块中的相关数据,能够较为精确地模拟高温合金的短时拉伸性能与长时蠕变性能,可完成复杂温度场下涡轮叶片的蠕变分析。

一种TiAl合金的高温疲劳-蠕变交互力学行为与寿命预测方法

针对TiAl合金开展750℃条件下的低周疲劳(low cycle fatigue,LCF)和疲劳-蠕变交互(creep-fatigue interaction,CFI)性能实验,所有实验均采用应变控制,应变比为–1,应变幅为0.4%且保持恒定,应变速率为1×10–3 s–1。对TiAl合金在高温LCF和CFI实验条件下的应力-应变稳态迟滞环、循环硬化/软化、应力松弛和寿命进行研究和对比分析,并采用Morrow修正方法和本工作提出的统一寿命预测模型对TiAl合金的高温LCF和CFI寿命进行预测,最后对TiAl合金的高温LCF和CFI试样的失效机理进行分析。结果表明:(1)与高温LCF相比,TiAl合金的CFI性能在应力-应变稳态迟滞环、循环硬化/软化现象、应力松弛行为和寿命等方面均有明显区别;(2)Morrow修正方法不能对TiAl合金的高温LCF和CFI寿命进行准确预测,而本工作提出的统一寿命模型预测寿命位于实验寿命的±1.5倍分散带以内,预测能力较高;(3)TiAl合金高温LCF和CFI裂纹均萌生于试样表面,TiAl合金高温LCF试样呈现出穿晶断裂特征,而其CFI试样呈现出穿晶和沿晶的混合断裂特征。

单晶镍基高温合金在600～760℃下的低循环疲劳行为

研究[001]晶体取向的第二代单晶镍基高温合金DD6中温段下的低循环疲劳行为,实验温度为600℃,650℃,700℃和760℃,应变比为–1。结果表明:在此温度范围内,合金呈现循环硬化特性;随着温度的升高,[001]晶体取向DD6合金的弹性模量有所降低,合金的应变-寿命关系与温度相关。采用考虑温度影响修正的循环损伤累积(CDA)模型对[001]晶体取向DD6合金在中温段下的低循环疲劳寿命进行统一预测,预测寿命值位于实验结果的±3倍分散带以内。

DZ125合金钎焊接头窄钎缝区高温循环应力应变分析方法

针对钎焊接头窄钎缝区(大约150μm)在高温环境下的循环应力应变测量困难问题,提出一种基于反推法的新思想,依据以下两类数据进行计算和分析:第一类是采用有限元软件ABAQUS的用户材料子程序(UMAT)嵌入Chaboche热黏塑性本构模型计算得到的DZ125母材合金高温循环应力应变数据;第二类是经高温循环试验得到的钎焊接头的相应数据,最后经过数据处理和MATLAB软件编程获得窄钎缝区的应力应变.研究结果表明,钎焊接头在高温环境下的变形具有明显的不均匀性和局部性,并指出较之母材合金其钎缝区相对较"软",而且它也是整个钎焊接头的薄弱环节,应给予足够的重视.推而广之,反推法的提出为研究普通焊接接头窄焊缝的力学行为提供了一条新的途径.

一种TiAl合金的高温蠕变和疲劳行为及其寿命预测方法

针对双态(duplex,DP)和全片层(fuIly lamellar,FL)不同组织形态的Ti-43Al一9V-Y金属间化合物合金,开展了高温蠕变(700℃)和高温低周疲劳(700和750℃)实验,研究其高温蠕变、疲劳变形行为和寿命预测方法.首先采用Omega法对2种组织形态TiAl合金的蠕变变形行为进行了数值模拟,并对其持久寿命进行了预测,然后在Walker应变的基础上提出了新的寿命模型,对2种组织形态TiAl合金的疲劳寿命进行了预测.研究结果表明:(1)2种组织形态TiAl合金的高温蠕变实验曲线仅包含稳态和加速蠕变阶段,而不包含初始蠕变阶段,且Omega法能够对2种组织形态TiAl合金的高温蠕变变形行为进行准确地表征;(2)相同温度和应力水平下,FL组织形态TiAl合金的持久寿命比DP组织形态TiAl合金的长,且Omega法预测的持久寿命与相应的实验寿命吻合得很好;(3)在相同温度和载荷条件下,DP组织形态TiAl合金的疲劳寿命比FL组织形态TiAl台金的长,且采用新提出的寿命模型能够对2种不同组织形态TiAl合金的疲劳寿命进行预测,预测的寿命全部位于实验寿命的士3倍分散带以内.

孔间非均匀应力影响下的带孔薄板破坏行为

针对燃气涡轮发动机中带密布孔薄壁结构特征引起的疲劳-蠕变开裂问题,设计了带单孔、双孔的DZ125薄壁平板试样,开展了850℃、应力比为0.1的高温疲劳-蠕变试验研究。基于双孔薄板的弹塑性有限元分析结果,确定两孔之间的应力最大路径为关键区域,定义了描述多孔平板复杂应力状态的孔间等效应力。有限元分析和试验结果表明:孔间非均匀应力是决定多孔平板循环寿命的关键因素,循环寿命随孔间等效应力的增加而减小;沿加载方向的拉伸应力是带孔薄板疲劳-蠕变破坏的主导应力,裂纹起源于边缘孔高应力区。距径比在临界值4.22左右,等效应力变化较大,在设计时应将距径比控制在该临界值以上。

TiAl合金高温疲劳小裂纹与长裂纹扩展行为

采用原位观察疲劳试验方法研究了变形TiAl合金在650℃下的三维小裂纹扩展行为,利用传统疲劳裂纹扩展试验方法研究了该合金在650～800℃温度范围内的长裂纹扩展行为。结果显示,650℃下,变形TiAl合金的三维小裂纹在低于长裂纹扩展门槛值的区域依然能够扩展,并且扩展速率高于长裂纹;位于试样棱边的横向机械加工刻痕是合金三维小裂纹萌生的主要位置之一,小裂纹在扩展过程中发生偏折并在偏折处合并,合金的疲劳寿命对试样表面的不规则条状加工缺陷不敏感;在650～800℃温度范围内,合金的疲劳长裂纹稳态扩展速率对温度变化不敏感,裂纹扩展过程均显示为解理断裂,裂纹扩展门槛值受韧/脆转变温度影响,韧/脆转变温度以下温度的门槛值较低。