搜索高温合金叶片的断裂特征有限元分析
2013-06-09 by:广州有限元分析、培训中心-1CAE.COM 来源:仿真在线
通过对涡轮叶片用、定向凝固合金材料DZ4紧凑拉伸试样的断裂韧性计算,在有限元程序MSC. MARC下建立了复杂构件应力强度因子的计算模型;结合试验研究,计算了预置裂纹叶片的应力强度因子,分析了发生断裂时的状态,发现叶片的断裂韧性具有较大的分散性,其中一部分明显低于材料的试验值;对工作条件下的故障叶片进行了模拟计算,反映出该叶片在发生断裂时瞬断区偏大而疲劳区偏小的断裂特征。
作者: 魏大盛*王延荣*李伟 来源: 万方数据
关键字: 航空发动机 涡轮叶片 定向凝固 断裂韧性声 应力强度因
航空发动机涡轮叶片在严酷的高应力条件下工作,其对材料性能的要求越来越高,在纵向上尤其如此。定向凝固叶片的出现满足了这种需求,同传统铸造叶片相比,其在纵向上具有更好的抗疲劳断裂性能。本次研究对象为某型发动机II级涡轮叶片,其材料为定向凝固高温镍基合金DZ4。在使用过程中,该叶片的进、排气边区域曾产生裂纹并导致断裂。
为深人研究叶片断裂特征并找出断裂原因,开展了以下的试验研究及数值模拟工作。首先,采用紧凑拉伸试样测定了DZ4材料不同方向的断裂韧性Kic同时给出裂纹尖端应力强度因子Ki的计算表达式,并采用MSC. MARC进行了有限元计算。通过计算值与测量值之间的对比,验证了计算方法的准确性;其次,在预置裂纹叶片旋转破坏试验的基础上,建立了叶片在给定裂纹形式下的有限元模型,用以模拟叶片断裂时的状态,并计算出叶片裂纹尖端应力强度因子值;最后,根据故障叶片的瞬断区面积建立相应的计算模型,并在实际工作载荷下计算裂纹尖端的应力强度因子值。将叶片裂纹尖端的应力强度因子值同材料断裂韧性相比较,既可为叶片故障原因的判定提供科学依据,分析叶片断裂与材质、结构的关系,又为工程上构件的断裂分析提供了一种有效可靠的方法,以适应损伤容限定寿方式的需要。
2裂纹尖端应力强度因子计算方法的验证
叶片的结构形式及承受载荷都较为复杂,其应力强度因子只能通过数值方法获得,必须对数值结果的准确性进行考核,这项工作包括两方面的内容:试验研究及理论分析。
首先,选取紧凑拉伸试验件,按照标准试验方法进行了DZ4材料断裂韧性的测试,试验件结构尺寸如图1所示。表1给出了DZ4材料紧凑拉伸试验件的断裂韧性值(L表示纵向,T表示横向),表2为相关的材料数据。
其次,通过获得的试验数据对算法进行考核。有限元程序MSC. MARC中提供了断裂力学分析模块,可以通过拓扑搜索的方式寻找裂纹尖端的J积分回路,进而计算出J积分,再根据小范围屈服下的平面应变关系式得到应力强度因子
式中E为弹性模量,μ为泊松比,J为J积分。
2.1有限元模型及边界条件
利用紧凑拉伸试验件的对称性,取其1/4建立有限元模型,如图2。模型共有节点1292个,单元840个,在裂纹处对网格进行了加密处理。分析时的边界条件为:在对称面上,约束所有节点的法向位移;在圆孔处沿一方向(垂直于裂纹面)施加外载荷.
圆孔上的拉力值可由下式确定
2.2结果及分析
当裂纹长度α为23 mm,则a/W=0.575 , Kic=61.1 MPa·m1/2,利用式(2)及式(3)计算得到Fl=19678. 5 N,下标L表示纵向。MARC程序求得纵向断裂的J积分值为27.71 MPa·mm,裂纹尖端等效应力如图3所示,由式(1)计算得出纵向应力强度因子为60. 46 MPa·m1/2。
为检验算法的可靠性,假设裂纹长度α为30 mm(修改有限元模型),则a/W=0.75,计算得到Fl=8. 4697 kN,求得纵向断裂的J积分值为26. 57MPa·mm,计算得出纵向应力强度因子为59. 21MPa·m1/2。
同表1中材料断裂韧性的试验平均值相比,计算相对误差分别为1. 87%及3. 09%,在工程允许的误差范围内。本算例表明:应用MARC程序中的断裂力学分析模块和线弹性断裂力学理论中J积分与应力强度因子K的关系,能够较为准确的给出裂纹尖端的I型应力强度因子K1。对于I型破坏的DZ4预置裂纹叶片,采用此方法分析,所得结果是具有工程实际意义的。
3预置裂纹叶片的断裂韧性计算
为评估工作条件下叶片发生瞬断时的状态,开展了预置裂纹叶片的破坏试验研究,裂纹形式及试验条件见表30预置裂纹叶片的破坏为典型的I型断裂问题,考虑到DZ4材料属高强度高温合金,以及断裂叶片在断口上所呈现出的脆性断裂特征,采用前面的方法计算出预置裂纹叶片的I积分,进而求出应力强度因子,以此分析叶片的断裂特征。
3.1有限元模型及边界条件
图4为I号裂纹叶片的有限元模型,共有单元3140个,节点4704个,在裂纹处对网格进行了细化,不同试验叶片具有不同的裂纹形状及边界条件。桦齿处施加刚性约束,离心载荷见表3。
3. 2结果及分析
图5及图6给出了1号试验件裂纹尖端等效应力分布,表4则为试验件断裂韧性的计算结果。从表中数据看,叶片断裂韧性存在一定的分散性。2个发生断裂叶片的Kic值,较大的与材料指标接近,另一个则明显低于材料指标。故障叶片的K}。值偏低可能是导致叶片临界裂纹长度a。值较低的一个重要因素。
4故障叶片断裂韧性的计算
故障叶片裂纹距桦槽底部81 mm,位于排气边,其叶背裂纹长7. 54 mm,叶盆裂纹长为8. 12 mm,叶片瞬断时发动机处于最大转速11 212 r/min,叶片所承受的气动和温度负荷按发动机设计状态给出,见图7及图8,裂纹尖端处的温度在708℃左右。
计算了故障叶片在离心负荷、离心+气动负荷以及离心+气动+温度负荷三种载荷工况下的J积分,结果见表5。可以看出,在此条件下叶片的断裂韧性明显低于材料的断裂韧性值。
5结论
本文通过对紧凑拉伸试验件断裂韧性的计算模拟,建立了预置裂纹叶片断裂韧性的计算模型,为实际构件应力强度因子的计算提供了一种可靠的数值方法。研究表明涡轮叶片的断裂韧性散度较大,其中一部分叶片断裂韧性较低,易发生脆断,选用更为先进的叶片材料或改进叶片的结构设计可以提高叶片的抗疲劳断裂性能。
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