航空发动机涡轮叶片裂纹扩展疲劳寿命计算

本文基于Seniorcrack疲劳裂纹扩展分析软件对航空发动机涡轮叶片进行疲劳寿命计算。主要内容包括：

• 有限元分析：基于商业或者前提有限元软件对涡轮叶片进行有限元分析，载荷和工作条件不限，可以时温度或者流体压力等，最终输出计算结果为涡轮叶片的应力应变及位移场。有限元分析不是这里讨论的重点。

• 裂纹扩展前处理：定义裂纹位置、网格属性、材料模型等。

• 疲劳裂纹扩展计算：选择单元类型、有限元求解器类型、求解方法（子结构或者全模型）、扩展步长、等效应力强度因子计算方法、裂纹扩展角度计算方法选取、裂纹扩展计算。

• 后处理：扩展步结果、裂纹扩展轨迹动画、裂纹扩展轨迹云图动画、扩展结果（贝壳图、轨迹K曲线、轨迹疲劳寿命曲线）。

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  有限元分析

有限元分析可以基于任何软件，最终通过接口程序导入到seniorcrack软件。这里有限元分析不是本文讨论的重点。这里基于开源软件calculix软件对涡轮叶片进行静力分析，得到计算结果位移如图所示，下一步将基于有限元结果进行疲劳裂纹扩展及寿命计算。这里需要指出的是：如果基于子结构方法那么全局解只需要计算一次；如果是基于全模型方法，那么每次裂纹更新remesh后都需要重新计算全局解的计算，计算效率较低。

裂纹扩展前处理

前处理包括定义裂纹位置、网格属性、材料模型等。裂纹位置通过裂纹插入菜单进行操作，如图所示，选择椭圆裂纹，初始裂纹尺寸为1x1。

本文采用子模型方法，那么需要定义子模型范围，选择“submodel domain"定义子模型区域，子模型区域将会被remesh，其大小和计算精度相关，最好是模型裂纹尺寸的五倍以上。子模型区域类型可以是动态的，也可以是固定的；固定的模式下，形状可以是椭圆、长方体、球体等类型。本文计算选择椭球体：

定义好子模型区域后，进行网格预览：

材料模型选择30Cr，裂纹扩展模型选择paris公式：

疲劳裂纹扩展计算

1. 裂纹扩展计算载荷选择恒幅载荷，R=0

2. 单元类型选择二阶单元；

3. 应力强度因子计算方法选择VCCT:

4. 有限元求解器选择calculix

5. 扩展步长最大值设置为0.1，扩展步长数量设置为100次

6. 停止条件包括：DKTH判断、DK<KC/(1-R)

完成设置后进行计算，在计算界面上随时可以终止计算：

后处理

后处理包括裂纹扩展轨迹、裂纹扩展动画、裂纹扩展路径和疲劳寿命。

裂纹扩展轨迹如下：

疲劳寿命路径、应力强度因子和路径寿命曲线：

每一步计算结果云图：

疲劳裂纹扩展动画：