一种航空发动机用高温合金焊接接头疲劳寿命预测方法

技术领域

本发明属于航空发动机结构强度安全领域，具体涉及一种航空发动机用镍基高温合金焊接接头的疲劳寿命预测方法。

背景技术

GH4169因其良好的抗高温、抗氧化、耐腐蚀及抗疲劳性能广泛应用于航空航天、燃气轮机、核能等领域的高温结构。航空发动机被誉为现代工业皇冠上的明珠，随着近些年对航空发动机性能、轻量化和环保要求的不断提高，焊接作为一种高效实用的连接方式持续发挥着重要的作用。GH4169因其主要强化相γ”析出缓慢，同时具备良好的可焊接性，在航空发动机机匣、涡轮盘、涡轮轴等高温承力部件应用广泛。在航空发动机运行过程中，多数焊接结构需要承受交变载荷作用，其疲劳性能直接影响发动机服役可靠性。

焊接接头是典型的非均质结构，且由于在焊接过程中难以避免会引入气孔、夹杂及未熔合等焊接缺陷，导致焊接接头疲劳寿命分散程度大，循环寿命低。目前，对于对接焊接接头结构寿命预测主要通过进行大量的疲劳实验，获得相应的疲劳数据，拟合建立相关的寿命模型。但是，焊接内部缺陷的不确定性往往导致疲劳数据的分散性，该类方法对实验数量需求大，周期过长，且预测精度较差。另一种就是建立相关的寿命预测模型结合少量构件疲劳试验，避免过高的试验成本和过长的试验周期。当前针对含内部微裂纹与缺陷的材料疲劳寿命研究，主要基于Murakami在其著作Metal Fatigue:Effects of Small Defectsand Nonmetallic Inclusions中提出的含微裂纹材料的疲劳极限预测模型与疲劳裂纹扩展寿命模型。然而有关镍基高温合金电子束焊接内部缺陷及焊接组织对接头疲劳寿命的影响尚无专门的研究，限制了焊接制造技术在航空发动机领域更全面、可靠的应用。

发明内容

针对的航空发动机镍基高温合金焊接接头组织不均性与内部焊接缺陷造成疲劳寿命分散程度大，寿命预测困难且需考虑服役温度多变的问题，本发明旨在提供一种基于高温疲劳实验数据，焊接接头高温维氏硬度，以及焊接组织缺陷的高温合金焊接接头疲劳寿命预测方法。

为实现上述目的，本发明的技术方案如下：一种航空发动机用高温合金焊接接头疲劳寿命预测方法，步骤如下：

步骤1：利用真空电子束焊接技术，对经过固溶处理的GH4169薄板材料进行双道次对焊焊接，再通过荧光检测与X-rad射线对焊缝质量进行无损检测，进行焊缝质量评定。进一步对焊接接头进行两级效热处理，以获得符合行业规定工艺流程下的GH4169薄板对接电子束焊接头。

步骤2：进行GH4169电子束焊接头的拉伸性能试验，获取焊接接头的应力、应变曲线，根据焊接接头的屈服应力σ

步骤3：应用场发射扫描电子显微镜对所有疲劳失效试样的断口进行形貌观察，确定导致疲劳裂纹萌生的焊接缺陷位置，并在ImageJ图片处理软件中对裂纹源尺寸进行测量，得到初始缺陷面积area，单位为μm

步骤4：利用测量的裂纹源焊接缺陷面积area，根据公式(1)对焊接接头的疲劳极限进行评估，该公式有效地考虑了焊接初始缺陷对于试样疲劳强度的影响：

式中，σ

步骤5：对于较均匀且缺陷分布较少的材料，根据Basquin公式可知其疲劳寿命与循环应力间存在如下关系：

式中，σ为循环应力，C

式中，C

步骤6：将式(1)代入式(3)可得：

步骤7：根据含缺陷材料的疲劳极限预测公式，提出修正应力σ

步骤8：在疲劳试验开始前，利用工业CT技术对试样进行分层扫描，试验后则通过疲劳断口观察，获得该电子束焊接工艺下材料最大的缺陷尺寸与位置信息，可以得到σ

步骤9：由此，在某一特定温度下，HV为一常数时，可建立等效应力σ

式中，k

根据上式(6)即可得到某一特定温度下的考虑缺陷的疲劳寿命预测模型。

步骤10：进行高温维氏硬度测量试验，获得多级温度下的GH4169焊接接头各区域平均维氏硬度，构建焊接接头平均维氏硬度(HV)与温度(T)的数学关系：

HV＝kT+b# (7)

式中，T为环境温度，k，b为根据测量数据拟合得到的材料常数。

综上所述，利用优化工具对目标函数进行全局最小化优化，拟合得到k

/>

本发明的优势和有益效果在于以下几点：

1.本发明方法针对航空发动机焊接结构在服役过程中疲劳破坏往往发生在其气孔、夹杂及未熔合等缺陷处的现象，在对GH4169高温合金真空电子束焊接接头进行寿命评估时，综合考虑了服役温度、循环载荷以及与内部焊接缺陷等因素的耦合效应对焊接接头疲劳性能影响。基于Murakami含缺陷材料的疲劳极限预测公式，提出了一种考虑缺陷空间尺寸和服役温度的修正Basquin公式，可对GH4169真空电子束焊接接头疲劳强度及疲劳寿命进行更为有效的评估与预测。

2.本发明方法针对焊接缺陷不确定，通过工业CT扫描确定最大缺陷信息，提出修正应力σ

附图说明

图1 GH4169电子束焊接头疲劳试验件加工尺寸；

图2 GH4169电子束焊接头疲劳S-N数据图；

图3 GH4169电子束焊接不同疲劳断口形貌(400℃)；

图4 GH4169电子束焊接不同疲劳断口形貌(500℃)；

图5 GH4169电子束焊接不同疲劳断口形貌(550℃)；

图6基于修正应力σ

图7焊接接头维氏硬度与服役温度间关系曲线；

图8基于修正应力σ

图9基于修正应力σ

图10基于修正应力σ

具体实施方式

下面结合附图1—11及具体实施例对本发明作进一步详细说明。

该实施例针对真空电子束焊接GH4169材料航空发动机关键零部件焊接缺陷造成疲劳寿命分散预测困难且需考虑外部服役温度结构与内部缺陷耦合作用的问题，提供了一种基于少量材料疲劳试验样本数据，根据Murakami含有缺陷材料的疲劳极限预测公式与维氏硬度与环境温度相关的函数关系，结合Basquin疲劳寿命预测模型，对受焊接头内部缺陷与外部应力联合作用下的GH4169真空电子束接头进行疲劳寿命预测。

具体地，该实施例提供了一种航空发动机用镍基高温焊接接头的疲劳寿命预测方法，认定焊接接头的疲劳失效是在服役温度影响下，疲劳裂纹由焊接缺陷处萌生，并扩展至临界尺寸而破坏。具体步骤如下：

步骤1：2.5mm厚的GH4169薄板材料经970℃×1h固溶处理后，进行双道次真空电子束对焊接，焊后进行荧光检测与X-rad射线对焊缝质量进行检测，并对通过检测的焊接接头进行720℃×8h+620℃×8h的双时效热处理，获得符合质量要求GH4169薄板对接电子束焊接头，按照附图1所示尺寸加工疲劳试样。

步骤2：进行GH4169电子束焊接头的拉伸性能试验，获得接头的应力应变曲线及抗拉强度UTS，根据升降法原则对GH4169焊接疲劳试样分别在400℃，500℃，550℃三级高温下依次进行应力比R＝0.1的疲劳性能测试，根据试验结果对应力-寿命数据进行拟合，得到如附图2所示的S-N曲线。

步骤3：如图3至图5所示，在场发射扫描电子显微镜下对所有疲劳失效试样的断口进行形貌观察，确定导致疲劳裂纹萌生的焊接缺陷位置，并在ImageJ图片处理软件中对裂纹源尺寸进行测量，得到缺陷面积area，单位为μm

表1疲劳试验样本试样数据计算汇总

/>

步骤4：利用测量的裂纹源初始焊接缺陷面积area，根据下式对GH4169焊接试样的疲劳极限进行评估：

式中，σ

步骤5：对于较均匀且缺陷分布较少的材料，根据Basquin公式可知其疲劳寿命与循环应力间存在如下关系：

式中，σ为循环应力，C

式中，C

步骤6：将式(1)代入式(3)，可以建立含缺陷尺寸和维氏硬度的疲劳寿命与循环应力关系方程：

步骤7：根据含缺陷材料的疲劳极限预测公式，提出修正应力σ

式中，σ

步骤8：在疲劳试验开始前，利用工业CT技术对试样进行分层扫描，试验后则通过观察疲劳断口的裂纹源，获得该电子束焊接工艺下材料试样最大的缺陷尺寸与位置信息，可以得到σ

步骤9：根据上表1实验数据，建立修正的

式中，k

在该实施例中，根据式(6)分别对400℃、500℃、550℃三级温度建立基于缺陷尺寸的寿命预测模型，进行含缺陷信息的疲劳寿命预测模型优化求解。根据现有的研究数据表明，对于GH4169电子束焊接头，其疲劳寿命预测模型为：

其中：式(7)为400℃时寿命预测模型，式(8)为500℃时寿命预测模型，式(9)为550℃时寿命预测模型。图8-图10依次为400℃、500℃、550℃三级温度的疲劳寿命模型预测结果，基于修正应力的单一温度寿命预测模型可以实现±2倍的预测精度。

步骤10：在该实施例中，进行焊接接头的高温维氏硬度测量试验，试验的温度梯度依次为25℃，400℃，500℃，550℃，650℃和750℃，获得多级温度下的GH4169焊接接头各区域平均维氏硬度，构建焊接接头平均维氏硬度(HV)与温度(T)的数学关系：

HV＝kT+b# (10)

式中，T为环境温度，k，b为根据测量数据拟合得到的材料常数。

拟合接头整体维氏硬度可得：

HV＝-0.1317T+450# (11)

由此可以建立如下同时考虑温度与初始缺陷的疲劳寿命预测模型：

即：

利用优化工具对目标函数进行全局最小化优化，拟合得到k

表2疲劳试验样本试样数据计算汇总

/>

以上所述的仅是本发明的实施例，方案中公知的具体结构及特性等常识在此未作过多描述。对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。