渦輪葉片熱疲勞分析

徐昆鵬 蘇長青

摘 要：針對渦輪葉片工作產(chǎn)生的熱疲勞破壞問題，利用Solidworks三維建模軟件建立葉片CAD模型，運(yùn)用ANSYS有限元軟件workbench模塊對其進(jìn)行300℃～600℃溫度梯度工況下的熱疲勞分析，分析得到渦輪葉片溫度場和熱應(yīng)力分布云圖，確定了渦輪葉片危險(xiǎn)部位及應(yīng)力分布情況，進(jìn)而對渦輪葉片進(jìn)行疲勞壽命預(yù)測，研究結(jié)果對提高渦輪葉片可靠性提供借鑒與參考。

關(guān)鍵詞：渦輪葉片 有限元 ANSYS 熱疲勞

中圖分類號：V23 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1672-3791（2018）01（a）-0082-02

葉片作為航空發(fā)動機(jī)的重要組成部分，擔(dān)負(fù)著能量轉(zhuǎn)化的重任。國內(nèi)外學(xué)者對渦輪葉片的失效及安全性等問題普遍關(guān)注。文獻(xiàn)1以葉片失效分析為背景，在推導(dǎo)出導(dǎo)向葉片瞬態(tài)溫度場的計(jì)算方法后，通過ANSYS對導(dǎo)向葉片進(jìn)行瞬態(tài)溫度場數(shù)值分析，進(jìn)而得到導(dǎo)向葉片瞬態(tài)熱應(yīng)力分布與熱疲勞壽命的計(jì)算結(jié)果。文獻(xiàn)2基于瞬態(tài)熱/流耦合理論，通過ANSYS實(shí)現(xiàn)某型航空發(fā)動機(jī)渦輪導(dǎo)向葉片在熱沖擊作用下的溫度場計(jì)算，并求解出葉片的熱應(yīng)力及振動模態(tài)。本文基于ANSYS有限元軟件多次通過對渦輪葉片瞬態(tài)熱疲勞仿真模擬的狀況下研究300℃～600℃工作溫度梯度下渦輪葉片熱應(yīng)力分布及疲勞壽命曲線，仿真結(jié)果對于研究發(fā)動機(jī)可靠性具有一定的指導(dǎo)意義。

1 模型建立

根據(jù)渦輪葉片結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，采用Solidworks軟件進(jìn)行實(shí)體建模，為下一步對葉片進(jìn)行有限元熱疲勞分析提供幾何模型。將葉片三維模型導(dǎo)入ANSYS軟件中，對葉片網(wǎng)格進(jìn)行整體控制，網(wǎng)格劃分采用solid186二次實(shí)體單元，最大網(wǎng)格不超過2mm，整體采取六面體網(wǎng)格劃分（Hex Dominant），有196515個(gè)節(jié)點(diǎn)，51847個(gè)單元，所得葉片有限元模型如圖1所示。

1.1 葉片材料參數(shù)

葉片使用的材料為GH4133B合金，屬于一種正交各向同性材料，其材料密度為8210kg/m3。空氣對流換熱系數(shù)為10w/m℃，環(huán)境溫度為22℃。不同溫度下的熱導(dǎo)率如下：100℃—12.1w/m℃、200℃—14.2w/m℃、300℃—16.7w/m℃、400℃—18.8w/m℃、500℃—21.4w/m℃、600℃—23.7w/m℃；不同溫度下的熱膨脹系數(shù)如下：100℃—11.6E-6℃、200℃—12.3E-6℃、300℃—12.4E-6℃、400℃—13.3E-6℃、500℃—13.8E-6℃、600℃—14.4E-6℃；不同溫度下的彈性模量如下：20℃—215GPa、100℃—215GPa、200℃—215GPa、300℃—182GPa、400℃—173GPa、500℃—163GPa、600℃—163GPa；不同溫度下的泊松比如下：20℃—0.36、100℃—0.37、200℃—0.34、300℃—0.35、400℃—0.35、500℃—0.37、600℃—0.35； 不同溫度下的屈服強(qiáng)度如下：20℃—719MPa、300℃—745MPa、400℃—746MPa、500℃—736MPa、600℃—720MPa。

1.2 渦輪葉片計(jì)算載荷及熱邊界條件

渦輪葉片工作在高溫、高壓和高轉(zhuǎn)速條件下，所受載荷情況復(fù)雜，主要包括離心載荷、溫度載荷以及高溫燃?xì)飧g等，其主要失效模式為疲勞失效，在航空發(fā)動機(jī)部件中，失效概率相對較高。本文主要考慮渦輪葉片工作時(shí)所受的溫度載荷，通過對載荷數(shù)據(jù)的簡化處理，在有限元軟件中進(jìn)行加載。

2 渦輪葉片熱應(yīng)力分析

針對模擬渦輪葉片工作時(shí)300℃～600℃狀態(tài)下熱疲勞分析，分析所得各個(gè)狀態(tài)下溫度場，由于渦輪葉片實(shí)際工作環(huán)境復(fù)雜，熱源選擇在渦輪盤與葉片接觸的榫頭處，從圖1可以看出渦輪葉片溫度從榫頭到葉冠呈下降趨勢，溫度分布日趨合理。本文研究直接采用ANSYS workbench進(jìn)行熱應(yīng)力分析，在得到上述溫度場下，直接施加熱載荷及熱邊界條件，其得到的應(yīng)力分布云圖如圖2所示。

從圖2可以看出各個(gè)溫度梯度下的熱應(yīng)力分布圖中危險(xiǎn)部位為榫頭與葉身的交界處。

3 熱疲勞壽命分析

針對模擬渦輪葉片工作時(shí)300℃～600℃狀態(tài)下熱疲勞分析，分析所得各個(gè)狀態(tài)下疲勞壽命曲線如圖3所示。

從圖3可以看出渦輪葉片的疲勞壽命曲線在不同溫度工況下是整體下降的，在高溫狀況下降的起始點(diǎn)越早，下降的幅度最為突出。

4 結(jié)論

本文利用ANSYS workbench對某型渦輪葉片進(jìn)行了熱疲勞分析，主要得到以下結(jié)論：

（1）引起渦輪葉片產(chǎn)生熱疲勞裂紋是在不均勻工作溫度分布產(chǎn)生的高周循環(huán)熱應(yīng)力作用下產(chǎn)生的。

（2）航空發(fā)動機(jī)葉片升溫主要是榫頭部位溫度開始升高，然后通過熱傳導(dǎo)、熱對流等方式進(jìn)行熱的傳遞，從熱應(yīng)力分布圖可以看出產(chǎn)生最大熱應(yīng)力的部位在榫頭與葉身交界處。

（3）從上述300℃～600℃溫度梯度下的疲勞壽命曲線可以得出渦輪葉片疲勞壽命整體下降，且在高周疲勞溫度下降幅度最為明顯。

參考文獻(xiàn)

[1] 尹珩蘇.航空發(fā)動機(jī)低壓渦輪葉片疲勞壽命預(yù)測[D].電子科技大學(xué)，2016.

[2] 董延陽.航空發(fā)動機(jī)盤鼓式轉(zhuǎn)子振動引起的疲勞問題研究[D].哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2015.

[3] 錢惠華，李海，程滔，等.渦輪導(dǎo)向葉片熱疲勞分析[J].航空動力學(xué)報(bào)，2003（2）：186-190.

[4] 馬楠楠，陶春虎，何玉懷，等.航空發(fā)動機(jī)葉片多軸疲勞試驗(yàn)研究進(jìn)展[J].航空材料學(xué)報(bào)，2012（6）：44-49.

[5] Eggertson E，Kapulla R.Turbulent mixing and its effects on thermal fatigue in nuclear reactors[J].World Academy of Science Engineering and Tech-nology，2011，76（3）：206-213.

[6] 孫楊，魯建.某渦輪發(fā)動機(jī)渦輪導(dǎo)向器的熱應(yīng)力分析[J].推進(jìn)技術(shù)，2004，25（4）：357-359.