艦船燃氣渦輪葉片三維熱流固耦合應力應變分析及壽命預測

朱江江 楊自春

海軍工程大學船舶與動力學院，湖北武漢 430033

艦船燃氣渦輪葉片三維熱流固耦合應力應變分析及壽命預測

朱江江 楊自春

海軍工程大學船舶與動力學院，湖北武漢 430033

為提高燃氣輪機的可靠性、可用性以及可維護性而進行的壽命預估與減損控制研究，需要對燃氣輪機的關(guān)鍵零部件進行結(jié)構(gòu)特性分析。對艦船燃氣輪機渦輪葉片在緊急升工況載荷譜下的應力應變狀態(tài)進行了三維熱流固耦合有限元分析，針對典型載荷譜計算了渦輪葉片應力應變的變化規(guī)律，對渦輪葉片材料進行了控制應變試驗，為葉片壽命預測提供了必要的參數(shù)。根據(jù)應力應變分析結(jié)果利用Basquin公式和Manson－Coffin公式計算了2個危險點處的疲勞裂紋起始壽命。并根據(jù)分析結(jié)果對渦輪葉片進行了壽命預測，預測結(jié)果可以作為燃氣輪機使用維修的參考依據(jù)。

燃氣渦輪葉片；熱流固耦合；應變試驗；疲勞壽命；裂紋

1 引言

為了提高燃氣輪機的可靠性、可用性以及可維護性而進行的壽命預估與減損控制研究，需要對燃氣輪機的關(guān)鍵零部件進行結(jié)構(gòu)特性分析［1］。燃氣輪機渦輪葉片是燃氣輪機的關(guān)鍵部件之一，承擔著把燃氣工質(zhì)熱能轉(zhuǎn)化為機械能的重要任務。渦輪葉片在運行中不僅承受著離心力、熱應力及穩(wěn)定氣流力的共同作用，還受到高溫環(huán)境和腐蝕介質(zhì)的影響。據(jù)不完全統(tǒng)計，我國航空燃氣輪機以往發(fā)生各類斷裂失效中轉(zhuǎn)動部件的失效高達80%［2］以上。渦輪葉片失效通常可以分為兩類：低周疲勞失效［3］和蠕變斷裂［4］。 本文對某型艦船燃氣輪機渦輪葉片在緊急升工況載荷譜下的應力應變狀態(tài)進行了三維熱流固耦合有限元分析，并根據(jù)分析結(jié)果對渦輪葉片進行了壽命預測，預測結(jié)果可以作為燃氣輪機使用維修的參考依據(jù)。

2 典型載荷譜

本文以燃氣輪機緊急升工況運行載荷譜為有限元分析的邊界條件。因為緊急升工況載荷譜是對燃氣輪機損耗最大的載荷譜，所以在該載荷譜下得到的預測壽命結(jié)果是實際使用壽命的下限。根據(jù)燃氣輪機工作程序要求，由冷態(tài)至0.8名義工況緊急發(fā)出功率時間應不少于9.5 min。3 min發(fā)動機啟動，首先接通起動電機，90 s燃燒室燃油點火，180 s發(fā)動機進入慢車；5 min在慢車工況暖機，由慢車到名義工況正常發(fā)出功率的時間應少于5 min，即慢車到名義工況的時間在1.5～5 min之間；由名義工況降到慢車的正常時間不少于5 min。為了冷卻燃氣輪機，在慢車工況下，轉(zhuǎn)動30 min時間。另假設燃氣輪機進入0.8工況后迅速上升到全工況運行用時10 s，然后在全工況狀態(tài)下運行1 h。圖1所示為燃氣輪機緊急升工況運行載荷譜。

3 燃氣渦輪葉片熱彈塑性應力應變分析

由于渦輪葉片運行過程中的應變問題屬于小變形問題，葉片變形對周圍的流場、溫度場的影響較小，所以本文采用單向熱—流—固方法對燃氣渦輪葉片進行三維應力應變分析。

3.1 燃氣渦輪葉片流場CFD分析

本文使用大型有限元軟件中的ANSYS－CFX模塊對燃氣渦輪導向葉片與動葉片的實體及葉柵通道進行全尺寸建模，整個流場區(qū)域模型如圖2所示。流體區(qū)域采用有限體積法進行區(qū)域離散，采用H－J－O混合網(wǎng)格進行網(wǎng)格劃分，如圖3所示。模型的邊界條件為入口設置總壓和總溫，出口設置靜壓，壓力值采用絕對壓力。湍流模型采用 kε模型。圖4、圖5所示為0.8工況下動葉片表面壓力計算結(jié)果。從圖中可以看出葉片進氣邊的壓力最大為2.8e＋5 Pa，葉盆側(cè)與葉背側(cè)壓力變化曲線形式不同對葉片形成氣流力，造成承受葉片由葉盆側(cè)向葉背側(cè)的彎曲應力。而壓力沿葉高方向變化不大，圖中葉頂處壓力升高的原因是葉片與機匣存在間隙。

3.2 渦輪葉片瞬態(tài)溫度場分析

當燃氣輪機變工況工作時，渦輪盤片系統(tǒng)的溫度也會發(fā)生變化。溫度的變化會導致葉片產(chǎn)生3種不同類型的損傷：溫度變化滯后性產(chǎn)生的熱應力；高溫時材料物性參數(shù)降低導致局部高應力區(qū)域發(fā)生塑性變形；溫度超過材料0.5倍熔點時材料發(fā)生永久蠕變變形。

在ANSYS結(jié)構(gòu)分析模塊中建立渦輪盤片系統(tǒng)有限元模型如圖6所示，溫度單元采用可以進行熱結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)換的SOLID70三維8節(jié)點熱單元。熱邊界條件為對流換熱，葉片與輪盤之間為接觸傳熱按圖1.1所示載荷譜進行加載分析。圖7、圖8所示為溫度場計算結(jié)果。從圖中可以看出危險點14924與11045（危險點的確定見圖9）相比溫度有滯后性。

3.3 渦輪盤片系統(tǒng)瞬態(tài)應力應變分析

渦輪葉片在惡劣的運行條件下經(jīng)受離心力、熱應力和氣流力的綜合作用，所經(jīng)歷復雜的應力和應變直接決定其運行壽命。本節(jié)綜合前兩節(jié)流場分析與溫度分析的結(jié)果得到渦輪葉片復雜環(huán)境下的瞬態(tài)應力應變。

渦輪盤片系統(tǒng)結(jié)構(gòu)分析的幾何模型與溫度分析時相同，只需把單元類型從溫度單元SOLID70轉(zhuǎn)換為結(jié)構(gòu)單元SOLID183，同時建立渦輪葉片輪盤結(jié)構(gòu)單元接觸表面。離心力載荷通過設置旋轉(zhuǎn)角速度加載，溫度載荷作為體載荷加載到單元中，壓力載荷作為面載荷加載到渦輪葉片葉身表面。限制有限元模型的剛體位移，葉片與輪盤接觸表面設置為非線性摩擦接觸，同時限制葉根沿榫槽方向的位移。葉片材料塑性變形與蠕變交互作用的模擬采用雙線性隨動強化模型與時間硬化蠕變本構(gòu)模型組合。按圖1所示緊急升工況載荷譜加載，圖9～圖13為應力應變計算結(jié)果。

由圖9可以看出渦輪葉片上存在兩個危險區(qū)域11045號節(jié)點區(qū)域和14924號節(jié)點區(qū)域。圖10和圖11分別是11045號節(jié)點區(qū)域和14924號節(jié)點區(qū)域的應力隨時間變化曲線。比較兩節(jié)點處應力曲線的變化過程可以看出：11045號節(jié)點區(qū)域所受應力主要是溫度變化引起的熱應力，最大值達到820 MPa，該處復雜的結(jié)構(gòu)以及直接與燃氣接觸是導致其高熱應力的原因，而該處所受離心力引起的機械應力很小幾乎可以忽略不計；14924號節(jié)點區(qū)域為離心力最大的區(qū)域，該處的應力為熱應力與機械應力綜合作用，兩者之和在490 s時達到最大，隨后熱應力逐漸減小，在3200秒時熱應力消失，此時的應力全部為機械應力，大小為720 MPa。圖12和圖13所示分別為三個循環(huán)下11045號節(jié)點區(qū)域和14924號節(jié)點區(qū)域的塑性應變隨時間變化曲線。比較可以看出：11045號節(jié)點區(qū)域的塑性應變不隨循環(huán)變化，即在燃氣輪機卸載時此處無反向熱應力；而14924號節(jié)點區(qū)域的塑性應變是循環(huán)變化的。因此可以認為11045號節(jié)點區(qū)域的疲勞失效屬于應力疲勞，14924號節(jié)點區(qū)域的疲勞失效屬于應變疲勞。另外渦輪葉片的蠕變應變只有1e－6量級，可以忽略不計。

4 渦輪葉片疲勞壽命研究

通常把零部件的疲勞壽命劃分為疲勞裂紋起始壽命和疲勞裂紋擴展壽命，燃氣輪機渦輪葉片的大部分壽命都消耗在疲勞裂紋起始上，葉片一旦出現(xiàn)宏觀擴展裂紋，其疲勞裂紋擴展壽命相對于裂紋起始壽命來說較短，把這部分壽命計算到葉片的總疲勞壽命里，對渦輪葉片這樣重要的零部件是不安全的，所以研究中一般都把裂紋起始壽命定義為渦輪葉片的疲勞壽命。

4.1 疲勞壽命預測公式

針對疲勞壽命的預測，國內(nèi)外學者進行了很多的研究，提出了大量的疲勞壽命預測模型。目前較為通用的應力壽命預測模型為Basquin公式，由于Basquin公式?jīng)]有考慮平均應力的影響，Kwofie［5］從疲勞強度系數(shù)的函數(shù)關(guān)系式出發(fā)，對Basquin公式進行了相應的修正，得到如下關(guān)系式：

Manson－Coffin公式是目前應用最為廣泛的應變疲勞壽命預測公式，其基本關(guān)系式如下：

上式對短壽命區(qū)的壽命預測是適用的，對于長壽命區(qū)，塑性應變范圍較小，考慮彈性應變范圍以及平均應力對疲勞壽命的影響，將上式改寫為：

4.2 渦輪葉片材料的疲勞特性參數(shù)試驗測試

擬合材料疲勞試驗結(jié)果，并得出疲勞壽命公式，是進一步分析渦輪葉片裂紋形成壽命的主要依據(jù)［6］。為了得出渦輪材料的應變－壽命曲線，本文參照GB6399－86進行了控制應變試驗。

由圖14可得渦輪葉片材料在平均工作溫度下的 4 個基本參數(shù)為：σ′f0＝2 598 MPa，b＝－0.151，ε′f0＝ 0.108，c＝ － 0.712，σb＝ 1 008 MPa。 于是渦輪葉片材料的應變—壽命公式為：

根據(jù)式（4）生成的應變—疲勞曲線如圖15所示。

4.3 渦輪葉片壽命預測

由前文燃氣渦輪葉片應力應變分析結(jié)果可知：11045號節(jié)點區(qū)域的失效模式為應力疲勞應采用Basquin公式計算其裂紋起始壽命，其最大應力為820 MPa，平均應力為410 MPa，代入式（1）計算得到11045區(qū)域相應的疲勞壽命為2965個循環(huán)。14924號節(jié)點區(qū)域的失效模式為應變疲勞應采用Manson－Coffin公式，其彈性應變范圍為Δεe＝ 4.14 ×10－3，塑性應變范圍為 Δεp＝ 0.3 × 10－3，平均應力為400 MPa，代入式（4）計算得到14924區(qū)域相應的疲勞壽命為2287個循環(huán)。

5 結(jié) 論

本文有以下5點結(jié)論：

1）燃氣渦輪葉片受離心力、熱應力和氣流力的共同作用，采用單向熱流固耦合法可以精確地計算燃氣渦輪葉片的應力應變隨時間的變化規(guī)律。

2）燃氣渦輪葉片上有兩處危險點分別是11045號節(jié)點區(qū)域和14924號節(jié)點區(qū)域。

3）11045號節(jié)點區(qū)域的失效模式是應力疲勞失效，14924號節(jié)點區(qū)域的失效模式為應變疲勞失效。

4）渦輪葉片疲勞特性試驗為葉片壽命分析提供了必要的材料參數(shù)。

5）11045號節(jié)點區(qū)域的疲勞裂紋起始壽命為2965個循環(huán)，14924號節(jié)點區(qū)域的疲勞裂紋起始壽命為2287個循環(huán)。

［1］魏鵬飛，吳建軍，陳啟智.液體火箭發(fā)動機渦輪葉片結(jié)構(gòu)特性的有限元分析［J］.國防科技大學學報，2005，27（2）：29－31.

［2］陶春虎，鐘培道，王仁智.航空發(fā)動機轉(zhuǎn)動部件的失效與預防［M］.北京：國防工業(yè)出版社，2001.

［3］REDDY TSR，et al.A review of recent aeroelstic analysis methods for propulsion at NASA Lewis research centre［R］.NASA Technical Paper 3406，1993.

［4］PERSSON C，PERSSON P O.Evaluation of service－induced damage and restoration of cast turbine blades［J］.Journal of Materials Engineering and Performance 1993，2（4）：5－9.

［5］KWOFIE S.An exponential stress function for predicting fatigue strength and life due to mean stresses ［J］.International Journal of Fatigue，2001，23：829－836.

［6］徐灝.疲勞強度［M］.北京：高等教育出版社，1988.

Analysis and Life Cycle Prediction of Marine Gas Turbine Blades Based on Thermal-Fluid-Structure Interaction

Zhu Jiang－jiang Yang Zi－chun
College of Naval Architecture and Power， Naval University of engineering， Wuhan 430033， China

Investigating the damage reduction control and the life cycle prediction of blade for purpose of improving the reliability，usability and maintainability of marine gas turbine need to analyze the structure performance of key components.Finite Element Method was used to carry out the three－dimensional analysis of thermal－fluid－structure interaction with regard to different stress and strain under emergent loading conditions.Experiment was performed to control the material strain of turbine blade， which would make inputs available for life cycle prediction，followed by stress and strain computation in typical loading spectrum.The results were used for computing the life cycle of fatigue cracks at two hazardous points by Basquin Equation and Manson－Coffin Equation.Analysis results can be utilized to predict the blades＇life cycle and thus provide reference for the operation and maintenance of gas turbine.

gas turbine blade； thermal－fluid－structure interaction； strain test； fatigue life； crack

TP202＋.1

A

1673－3185（2010）05－64－05

10.3969/j.issn.1673-3185.2010.05.013

2009－10-15

××裝備預研基金項目（9140A27050106JB11）

朱江江（1982－），男，博士研究生。研究方向：熱力系統(tǒng)的可靠性與故障診斷。E-mail：hanjiangxue12＠163.com

楊自春（1968－），男，教授，博士生導師。研究方向：熱力系統(tǒng)的可靠性與故障診斷