渦輪葉片熱疲勞分析

1、    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，運用ansys有限元軟件workbench模塊對其進行300600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部位及應(yīng)力分布情況，進而對渦輪葉片進行疲勞壽命預(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：v23 ：a ：1672-3791（2018）01（a）-0082-02葉片作為航空發(fā)動機的重要組成部分，擔(dān)負著能量

2、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)溫度場的計算方法后，通過ansys對導(dǎo)向葉片進行瞬態(tài)溫度場數(shù)值分析，進而得到導(dǎo)向葉片瞬態(tài)熱應(yīng)力分布與熱疲勞壽命的計算結(jié)果。文獻2基于瞬態(tài)熱/流耦合理論，通過ansys實現(xiàn)某型航空發(fā)動機渦輪導(dǎo)向葉片在熱沖擊作用下的溫度場計算，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300600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，采用solidw

3、orks軟件進行實體建模，為下一步對葉片進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)格進行整體控制，網(wǎng)格劃分采用solid186二次實體單元，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個節(jié)點，51847個單元，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?？諝鈱α鲹Q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：10012.1w/m、20014.2w/m、30016.7w/m、40018.8w/m、5002

4、1.4w/m、60023.7w/m；不同溫度下的熱膨脹系數(shù)如下：10011.6e-6、20012.3e-6、30012.4e-6、40013.3e-6、50013.8e-6、60014.4e-6；不同溫度下的彈性模量如下：20215gpa、100215gpa、200215gpa、300182gpa、400173gpa、500163gpa、600163gpa；不同溫度下的泊松比如下：200.36、1000.37、2000.34、3000.35、4000.35、5000.37、6000.35； 不同溫度下的屈服強度如下：20719mpa、300745mpa、400746mpa、500736mpa、

5、600720mpa。1.2 渦輪葉片計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氣腐蝕等，其主要失效模式為疲勞失效，在航空發(fā)動機部件中，失效概率相對較高。本文主要考慮渦輪葉片工作時所受的溫度載荷，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300600狀態(tài)下熱疲勞分析，分析所得各個狀態(tài)下溫度場，由于渦輪葉片實際工作環(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進行

6、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可以看出各個溫度梯度下的熱應(yīng)力分布圖中危險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300600狀態(tài)下熱疲勞分析，分析所得各個狀態(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)動機葉片升溫

7、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300600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1 尹珩蘇.航空發(fā)動機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，2003（2）：186-190.4 馬楠楠，陶春虎，何玉懷，等.航空發(fā)動機葉片多軸疲勞試驗研究進展j.航空材料學(xué)報，2012（6）：44-49.5 eggertson e，kapulla r.turbulent mixing and its effects on thermal fatigue in nuclear reactorsj.world academy of s