高溫低周疲勞的案例
高周疲勞與低周疲勞
低周和高周疲勞的區分
根據產生裂紋所需的載荷循環次數，人們習慣將疲勞分為低周疲勞
和高周疲勞。兩者之間的界限并不明確，但通常以
1~
10萬次循環作為區分的依據。
在高周疲勞情況下，應力足夠低，因此應力-應變關系可以被認為是
線
彈性的。
而低周疲勞則包含非線性行為，材料應力-應變關系呈現滯回特性。
在分析高周疲勞時，應力范圍通常用于描述
受力
狀態
，而
在分析低周疲勞時，
則會選擇
應變范圍或耗散能量。
3. 高周疲勞的數學模型
材料疲勞領域的研究最早開始于
19 世紀，這一領域的持續發展產生了許多疲勞預測方法。其中一個經典模型就是 S-N 曲線。這一曲線將材料失效前所經歷的循環次數（即壽命）N 與單軸加載的應力幅值關聯起來。
曲線在水平軸上代表失效循環數，在垂直軸上代表載荷幅值。如果兩個軸都使用
log10
尺度，對于許多部件，載荷壽命關系將在很大的耐久性范圍內近似于一條直線。
總的趨勢是，降低應力幅值，可以獲得更長的材料使用壽命。通常這種相關性非常強，可以達到應力幅值降低10% 就能夠將使用壽命延長50% 。
圖3
載荷與失效循環數的關系
某些材料在疲勞試驗中表現出了應力閾值，稱為疲勞極限，當應力低于該閾值時，
將
不會出現疲勞損傷，組件的運行壽命可以無限長。
對于鋼，在大約10
7
次循環時可能有一個持久極限，這意味著幅值小于疲勞極限載荷的循環不會導致疲勞破壞，無論它們被施加多少次。
并非所有材料都有疲勞極限。有些材料即使在低
水平應力作用下，也會因疲勞而失效，比如鋁合金。
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ABAQUS中的LCF(LOW CYCLE FATIGUE功能結合XFEM和PARIS法則可以模擬裂紋的疲勞擴展，計算裂紋每前進一步所需要的循環次數。下面給出了具體的C3、C4與Paris參數的計算過程，和自己看論文等的一些總結與經驗，關于step的一些調整等，后面做了一個三維平板的案列，案例參考文獻中的參數，結果與文獻中較為符合，參考文獻和CAE也給出。
abaqus低周疲勞開裂相關概念（適合新手）
一次加載達到一定數值后，若直接算出來的G≥Gc時，構件發生開裂，若直接算出來的G小于Gc時，雖然不會直接開裂，但是會隨著疲勞關系慢慢發展開裂，但并不是加載多小都能開裂，算出來的G值必須大于Gc的0.01倍，小于Gc的0.85倍。
當加載進入0.01Gc至0.85Gc區間（Gthresh≤G≤Gpl）時，△G單次循環加載下最大G值與最小G值得差值，C1、C2是材料常數，在一次循環后abaqus計算出△G，由此可以計算出N，即可知道多少次能開裂，開裂后裂縫增長的速率隨著次數的是多快即為C3△GC4，C1、C2、C3、C4均為給定的材料常數。
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基于ABAQUS和FE-SAFE的低周疲勞仿真 附MicromechanicsPlugin下載
1、綜述
機器、車輛和結構的零部件經常會承受重復載荷的作用，由此產生的循環應力可導致相關材料發生微觀物理損傷，微觀損傷在連續的循環載荷作用下累積，直至發展成裂紋或其他宏觀損傷，這個過程稱為疲勞。疲勞分為高周疲勞和低周疲勞，一般將失效循環數小于次循環的疲勞稱為低周疲勞，將失效循環數大于此次數的疲勞稱為高州疲勞。低周疲勞一般采用基于應變的疲勞算法。
2、基于應變疲勞分析算法
穩定循環應力-應變遲滯曲線如下圖，一般用Ramberg-Osgood方程表示，
（1）
其中，為彈性模量，為循環硬化系數，為循環應變硬化指數
圖1 穩定的應力-應遲滯回曲線
應變-壽命曲線是在介于兩個極限應變之間的完全反向（R=-1）循環載荷條件下的疲勞試驗得到的，同時還需進行應力測量，試驗設備如圖2。彈性應變、塑性應變和總應變與疲勞壽命的關系如圖3，數學表達式如式（2），
（2）
其中為疲勞強度系數，為疲勞強度指數，為疲勞延展性系數，為疲勞延展指數
圖2 疲勞測試設備
圖3 彈性應變、塑性應變和總應變與壽命的關系曲線
Brown-Miller 方程廣泛運用于延展性金屬多軸疲勞計算中，損傷最大位置發生在最大剪應力所在的平面，同時能考慮剪應力和正應力的影響，如圖4所示。
（3）
其中，為最大剪應變，為正應力，為平均應力
圖4 Brown-Miller 算法示意
3 、有限元仿真
3.1 材料模型
硬化模型對疲勞仿真精度至關重要。
展開 高熵合金、中熵合金低周疲勞加載下的變形機理
在低周疲勞加載下，等原子面心立方 (FCC) CoCrFeMnNi 高熵合金的塑性變形由位錯結構（如位錯墻，位錯胞）的形成而累積，進而導致裂紋萌生。雖然已有文章報道過這些位錯結構，但關于它們的形成機制還存在爭議。此外，應變幅度、循環加載次數和晶粒取向對位錯結構的影響還未見報道。
德國卡爾斯魯厄理工學院的研究人員通過開展室溫下低周疲勞試驗，結合透射電鏡顯微結構研究，闡述了兩種不同晶粒尺寸的CoCrFeMnNi合金的循環變形行為和相應的微觀結構變化，并系統探討了不同位錯結構的形成機理。相關論文以題為 ‘Deformation mechanisms of CoCrFeMnNi high-entropy alloy under low-cycle-fatigue loading’ 發表在《Acta Materialia》。
論文鏈接：
https://doi.org/10.1016/j.actamat.2021.117089
本文通過透射電鏡研究表明，在低應變幅（0.3%）下，位錯結構主要由平面滑移帶（planar slip bands）組成，而在較高應變幅（0.5%和0.7%）下，位錯主要形成墻、迷宮和胞結構（wall， labyrinth and cell）等。這一結果也揭示了位錯的運動由低應變幅下的平面滑移向高應變幅下的交滑移的轉變。
展開 基于ansys渦輪盤蠕變及低周疲勞壽命可靠性分析方法
對于航空發動機高溫部件渦輪盤來說，蠕變失效和疲勞失效是其兩種主要的失效模式：在循環工作條件下，蠕變損傷和疲勞損傷不斷累積，并且蠕變損傷和疲勞損傷存在交互作用。因此，蠕變一疲勞損傷分析就成為渦輪盤壽命預測的重要組成部分。此外，由于金屬材料在高溫和高應力下存在明顯的蠕變變形，從而造成渦輪盤存在應力松弛現象，是否考慮應力松弛效應的壽命預測可能導致相差幾倍甚至上百倍的差別
基于ansys渦輪盤蠕變及低周疲勞壽命可靠性分析方法.pdf
3D打印讓國產發動機更進一步
軍事觀察者根據國內外公開資料推測，王華明院士在我國新一代重型和中型隱身戰斗機用發動機關鍵部件：高溫鈦合金雙性能整體葉盤也獲得了重大進展，采用了激光快速成形雙相鈦合金“ 特種熱處理”新工藝， 激光增材制造出了具有梯度組織和梯度性能的先進航空發動機鈦合金整體葉盤，具有極為優異的綜合力學性能。新一代高性能軍用飛機的優異作戰性能強烈依賴于先進高推重比航空發動機的應用，而整體葉盤技術將發動機葉片、輪 盤等零件集成設計為一個整體構件，可大幅減少零件數量，減輕結構質量，從而提高發動機的推重比和使用可靠性。有資料稱較與傳統的榫齒連接結構相比，每個整體葉盤可減重約30％。
國外第三代航空發動機的最新改型，如F414，Ｆ110-GE-129G，Ｆ100-PW-229A發動機均部分改用了整體葉盤，大幅提高了發動機推重比；第四代發動機如EJ200，Ｆ119，Ｆ135的風扇和高壓壓氣機則全部使用了整體葉盤制造技術。隨著整體葉盤結構設計和加工能力的提升及工程應用經驗的積累，其在發動機中的應用技術不斷發展成熟。傳統鈦合金風扇和高壓壓氣機轉子采用榫齒連接結構，葉片和盤分開制造，可以靈活選用不同材料或同一材料不同組織狀態，這是因為葉片需要高的強度、塑性和高周疲勞強度性；而盤片則需要優異的耐高溫性、低周疲勞性及損傷容限性，兩者性能要求截然不同。整體葉盤如果采用同一種組織狀態，往往難以滿足葉片和盤不同的受力和受熱條件要求，在一定程度上各自損失了一些性能。為了挖掘整體葉盤的最大性能潛力，必須發展雙性能整體葉盤技術。
目前雙性能整體葉盤技術的制造方法主要采用是焊接法，通過線性摩擦焊等技術將不同性能的葉片和盤片焊接為一個整體。然而焊接法的最大問題是連接區域往往會成為整個構件的薄弱環節，這對于強調高可靠性和長壽命的航空發動機高速轉動部件來說是個重要隱患。
展開 強度丨南航：航空發動機和燃氣輪機熱端部件的熱腐蝕-疲勞性能與壽命預測方法研究進展
如Brooking等[54]的研究表明，當單晶CMSX-4合金處于低溫熱腐蝕環境時，在疲勞載荷峰值處引入60 s的保載會降低其疲勞壽命，如圖7(a）所示。這是由于疲勞與低溫型熱腐蝕結合時，長時間保載過程可使裂紋張開，使腐蝕性介質擴散到裂紋尖端，導致裂紋尖端周圍的氧化程度增加，加速了疲勞裂紋擴展，從而導致疲勞壽命降低。Chapman等[55]對單晶CMSX-4合金腐蝕-疲勞的研究中，也發現了類似的結果。Yang等[39,56]對DZ125合金高溫熱腐蝕后低周疲勞行為的研究發現，長時間預腐蝕和疲勞過程中的長時間保載加速DZ125合金腐蝕-疲勞失效，表面腐蝕層開裂導致裂紋萌生是腐蝕-疲勞失效的主要原因之一，如圖7(b～d）所示。此外，DZ125合金的低周疲勞失效還與熱腐蝕引起的再結晶、試樣有效面積的減少有關。如圖7(e）所示，高溫熱腐蝕后低周疲勞載荷會引起合金表面保護性氧化層的破壞，促使再結晶發生，形成許多小晶粒。在低周疲勞載荷作用下，裂紋往往在這些再結晶晶界處萌生。綜上所述，熱腐蝕后渦輪葉片高溫合金的低周疲勞壽命下降與腐蝕坑、缺陷、氧化/硫化物的形成以及熱腐蝕侵蝕引起的再結晶等因素密切相關。
國內外雖然針對渦輪葉片高溫合金熱腐蝕-疲勞性能開展了一定的實驗研究，一定程度上揭示了熱腐蝕對疲勞失效的影響。然而，這些實驗研究主要是基于對高溫合金進行預先熱腐蝕然后開展疲勞試驗[57,58]，實驗條件與渦輪材料服役環境（即燃氣-海洋環境耦合的服役環境）有所不同，不能實時反映熱腐蝕與機械載荷的交互作用。通常，機械載荷的作用往往會加速熱腐蝕的發生，而熱腐蝕又將反過來促進渦輪材料在機械載荷作用下疲勞裂紋的萌生和擴展[8,59,60]。
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