Разработка численных методов и программного обеспечения для прогнозирования усталостной прочности деталей турбомашин

• Автор: Буй Мань Кыонг
• Шифр специальности: 05.13.18
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2011
• Место защиты: Иркутск
• Количество страниц: 224 с. : ил.

ВВЕДЕНИЕ.
ГЛАВА 1. ОБЗОР ИССЛЕДОВАНИЙ НАПРЯЖННОДЕФОРМИРОВАННОГО СОСТОЯНИЯ И ВЫНОСЛИВОСТИ ДЕТАЛЕЙ ТУРБОМАШИН, РАБОТАЮЩИХ ПОД ДЕЙСТВИЕМ ТЕРМОМЕХАНИЧЕСКИХ НАГРУЗОК
1.1. Напряжннодеформированное состояние и виды основных отказов конструктивных элементов турбомашин, работающих под действием термомеханических нагрузок

1.1.1. Корпуса турбин, паровые коробки, арматура

1.1.2. Детали газовых турбин

1.1.3. Роторы, лопатки, диски турбин и компрессоры

1.2. Обзор методов определения усталостной прочности лопаток и других деталей турбомашин
1.3. Математическое моделирование лопаток и других деталей турбомашин при анализе их напряжннодеформированного состояния, свободных и вынужденных колебаний.

1.4. Общие требования к данным для расчта и оценки.

1.5. Экспериментальные методы исследования усталостной прочности

1.6. Выводы.

ГЛАВА 2. МЕТОДЫ ОЦЕНКИ И ФАКТОРЫ ВЛИЯНИЯ НА УСТАЛОСТНУЮ ПРОЧНОСТЬ ДЕТАЛЕЙ ТУРБОМАШИН
2.1. Методы оценки усталостной прочности деталей турбомашин.
2.1.1. Метод моделирования развития трещины.
2.1.2. Метод долговечности по напряжениям.
2.1.3. Метод долговечности по деформациям.
2.1.4. Метод виброусталости.
2.2. Факторы влияния на предел выносливости деталей турбомашин
2.3. Выводы.
ГЛАВА 3. ОСНОВНЫЕ МЕТОДЫ ИССЛЕДОВАНИЯ ПРОЧНОСТИ ДЕТАЛЕЙ ТУРБОМАШИН. ПРИМЕНЕНИЕ МЕТОДА КОНЕЧНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ ДЛЯ АНАЛИЗА НАПРЯЖННОДЕФОРМИРОВАННОГО СОСТОЯНИЯ И УСТАЛОСТНОЙ ПРОЧНОСТИ ДЕТАЛЕЙ ТУРБОМАШИН
3.1. Численные методы, используемые для приближнных решений задач упругости механики деформируемого тврдого тела.
3.1.1. Метод конечных разностей.
3.1.2. Метод граничных элементов
3.1.3. Метод конечных элементов.
3.2. Применения метода конечных элементов в прочностном анализе деталей турбомашин.
3.2.1. Задачи температурных полей в деталях турбомашин.
3.2.2. Задачи статического напряжннодеформированного состояния деталей турбомашин
3.2.3. Задачи определения динамических характеристик деталей турбомашин с учтом влияния температуры и вращения
3.3. Применяемые конечные элементы.
3.4. Математическое моделирование и разработка численных методов для решения динамической задачи лопаток турбомашин
3.4.1. Трхмерная модель лопаток
3.4.2. Модель на основе теории пластин и оболочек.
3.5. Разработка модели возбуждающих газодинамических сил.
3.6. Программная реализация метода конечных элементов при исследовании усталостной прочности лопаток и других деталей машин
3.6.1. Основные алгоритмические решения при реализации МКЭ
3.6.2. Нагрузки и граничные условия.
3.6.3. Построение матрицы жсткости элементов.
3.6.4. Построение матрицы масс элементов
3.6.5. Построение глобальных матриц.
3.6.6. Алгоритм решения статических уравнений.
3.3.7. Алгоритм определения собственных частот и форм колебаний
3.6.8. Алгоритм определения динамических напряжений.
3.6.9. Алгоритм построения графического вывода результатов
3.7. Выводы.
ГЛАВА 4. АНАЛИЗ И ВЫБОР МЕТОДОВ РАСЧТА ДИНАМИЧЕСКИХ НАПРЯЖЕНИЙ И СХЕМАТИЗАЦИИ СЛУЧАЙНЫХ ПРОЦЕССОВ НАГРУЖЕНИЯ ПРИ ОЦЕНКЕ УСТАЛОСТНОЙ ПРОЧНОСТИ ДЕТАЛЕЙ ТУРБОМАШИН МЕТОДОМ КОНЕЧНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ.
4.1. Методы прямого интегрирования
4.1.1. Метод центральных разностей
4.1.2. Метод Хаболта
4.1.3. Метод Вилсона 0
4.1.3. Метод Ньюмарка.
4.1.4. Метод i Метод ННТ.
4.2. Методы определения динамических напряжений на основе собственных частот и форм колебаний.
4.2.1. Метод суперпозиции мод.
4.2.2. Метод ускорения мод
4.3. Метод квазистатического анализа
4.4. Метод ковариационного анализа
4.5. Метод анализа случайных колебаний.
4.6. Математическое и программное обеспечение для схематизации случайных процессов нагружения при оценке долговечности деталей турбомашин.
4.6.1. Схематизация случайных процессов нагружения во временной области
4.6.2. Схематизация случайных процессов нагружения в частотной области
4.7. Методы и алгоритмы определения характеристик сопротивления усталостному разрушению натурных деталей турбомашин
4.8. Выводы
ГЛАВА 5. РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ ДИНАМИКИ И УСТАЛОСТНОЙ ПРОЧНОСТИ ЛОПАТОК ТУРБОМАШИН С УЧТОМ ВЛИЯНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ И ВРАЩЕНИЯ.
5.1. Результаты численного исследования
5.1.1. Результаты проверки точности и сходимости разработанных математических моделей.
5.1.2. Результаты численного исследования динамических характеристик
и усталостной прочности лопаток турбомашины
5.2. Разработка рекомендаций для повышения усталостной прочности деталей турбомашин.
5.3. Выводы
ЗАКЛЮЧЕНИЕ.
ЛИТЕРАТУРА


От этого в оболочке корпуса и во фланцах возникают большие термические напряжения на внешних поверхностях возникают напряжения растяжения, на внутренних напряжения сжатия, которые могут оказаться выше предела текучести нагретого материала. В этом случае возникает пластическая деформация корпуса и после остановки двигателя и его остывания внутренний диаметр фланца уменьшается. Это явление называется усадкой фланцев. Оно приводит к короблению корпусов и возникновению больших натягов, затрудняющих разборку турбины. Со временем может уменьшиться и радиальный зазор между корпусом и рабочими лопатками. Для уменьшения термических напряжений во фланцах и предупреждения их усадки и коробления между крепежными отверстиями фланцев фрезеруют выемки. Кроме корпуса турбины, изза термомеханической усталости разрушаются арматуры, болты и шпильки, которые используются для того, чтобы соединять части корпуса и другие аппараты турбины с корпусом. Они нагружены при пусках, остановках или изменениях режимов. Помимо этого наблюдаются разрушения штока и картера мотора самолта вследствие термической усталости рис. Рис. Усталостное разрушение штока и картера мотора самолета типа i
Расчт корпуса основывается на долговечности до возникновения трещины по данным длительных лабораторных испытаний , 3, 9. А если в нм имеются технологические дефекты или возникли трещины вследствие нарушения режимов прогрева корпуса при пуске, то рост трещин в последующем периоде эксплуатации неизбежен. Эксплуатацию статически нагруженных корпусов можно допустить при условии, что остановка трещины гарантирована. Детали газовой турбины являются самыми типичными деталями, подвергающимися действиям переменных термических напряжений и повреждений вследствие термомеханической усталости, когда газовая турбина работает на переходных режимах, свойственных силовым установкам быстроходных и высокоманевренных машин. Таблица 1. В конструкции турбины диск служит для установки рабочих лопаток, создающих крутящий момент, и для передачи этого крутящего момента с лопаток на вал. Опорами вала турбины обычно являются цапфа компрессора и роликовый подшипник, расположенный вблизи дисков. Практики применяют консольное расположение дисков для того, чтобы уменьшать массу турбины. А для уменьшения изгибных напряжений в вале диски располагают между опорами. Сечения вблизи передних и задних кромок рабочих и направляющих лопаток наземных газовых турбин испытывают резкие термические градиенты при пусках и остановках турбины. ТРДД. Максимальная температура газа перед ротором турбины высокого давления ТВД достигает . К . Рис. В таблице 1. При расчте на прочность и долговечность деталей турбины в качестве критерия зарождения трещины была принята глубина 0,8 мм, которая обеспечивает соответствующий запас долговечности по распространению трещины. Существенным дефектом камер является возникновение во время работы двигателя усталостных трещин в наружных кожухах. На рис. Типичный расчтный ресурс двигателя тыс. Допустимая деформация дисков составляет 0,, а полная переходная пиковая деформация лопаток 0, при соответствующем диапазоне температур от 0 до 0 С 9. Известно, что ротор газовой турбины, изготавливающийся из сплавов Х2Н4МА, ХН2М, ХНЗВ2ФР, наиболее напряжнная часть турбины, так как он в отличие от статорных деталей подвергается не только статическим механическим нагрузкам, но и, дополнительно, связанным с вращением, центробежным и вибрационным, особенно высоким тепловым нагрузкам. Для турбин высокого давления 0. К, низкого давления . К . Основной частью ротора турбины является диск, который изготавливается из хромоникельмарганцевой жаропрочной стали ХН8ГМФБ, а диски, подвергающиеся более высоким нагревам, из сплава ХНТЮР или из сплавов ЭП2ИД, ЭКУ, ЭК1ИД, ЭП2 . Диск служит для установки рабочих лопаток, создающих крутящий момент, и для передачи этого крутящего момента с лопаток на вал. Диски роторов турбин работают при высоких до 0К и переменных температурах в полтном цикле двигателя рис. Рис. Конструкция диска должна быть наджной и долговечной и обеспечивать передачу крутящего момента с дисков на вал. Как правило, диски турбины являются самыми напряжнными и трудными в обеспечении циклического ресурса.