CN101777086B - 多重热循环下涡轮叶片热障涂层危险区域的预测方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了高性能航空发动机隔热防护涂层系统可靠性预测技术领域中的一种多重热循环下涡轮叶片热障涂层危险区域的预测方法。包括：对生成的所述一个热循环分析步的inp文件进行处理；从处理后的的inp文件中，提取出一个热循环所对应的历史数据；进行设定次数的热循环，生成设定次数的热循环分析步数据；修改设定次数的热循环分析步的注释名和名称；将经过修改的所述设定次数的热循环分析步数据覆盖所述一个热循环分析步的inp文件中的数据，修改inp文件名并保存；分析修改后的inp文件的数据，获得涡轮叶片热障涂层系统危险区域的预测结果。本发明降低了前处理成本和人工操作出错率，提高预测结果的准确性。
Description
技术领域
本发明属于高性能航空发动机隔热防护涂层系统可靠性预测技术领域，尤其涉及一种多重热循环下涡轮叶片热障涂层危险区域的预测方法。
背景技术
热障涂层(Thermal barrier coatings，简称TBCs)是一种陶瓷材料，它具有熔点高、热传导率低、蒸汽压低、辐射率低和反射率高等特点，它是将陶瓷粉末喷涂或者沉积在高温合金热端部件(尤其是涡轮叶片)表面，用以降低高温部件的工作温度，使其免受高温腐蚀和高温氧化，从而达到延长高温部件的使用寿命的目的，满足现代航空燃气涡轮发动机内高温合金部件在高于其熔点温度的服役环境中工作的要求，提高了航空发动机燃气温度和热效率。因此，它被广泛应用于航空航天、化工、冶金和能源等领域。
然而在实际应用中，由于各层材料参数不匹配、高温蠕变、高温界面氧化和陶瓷材料高温相变等因素共同导致热障涂层受到热应力和残余压缩应力的交替作用，而且随着应用时间的增加，陶瓷层内受到越来越大的残余压缩应力作用，同时还伴随着涂层界面孔洞或界面裂纹的不断成核、扩展和裂纹连接。随着热循环次数的增加，逐渐增大的残余压缩应力和界面裂纹共同导致了陶瓷涂层以屈曲和剥落形式与金属基体相脱离而破坏。一旦涂层发生剥落，热端金属部件将直接暴露在高温恶劣环境下，其后果是十分严重的。因此国内外许多研究人员采用理论分析、实验研究和模拟方法等多种手段来研究在特定工作环境下，陶瓷涂层与金属基底之间的破坏过程和破坏机理，从而预测热障涂层系统的工作寿命或服役时间，提高其应用的可靠性。但是对于复杂结构的热障涂层系统(例如涡轮叶片、导向叶片)，一般很难采用理论解析解来进行相关研究，必须依靠实验测试和有限元模拟方法来实现。其中，反复的实验测试需要花费大量的人力、物力和财力。这就使得有限元模拟方法成为一种主流的研究方法，该方法不仅可以降低试验成本，而且能够减少设计和研制周期。
目前在热障涂层领域中，已经开展了比较广泛的有限元模拟研究，预测热障涂层系统在某工作环境下的温度场、位移场、应力场以及破坏过程。但是，大部分研究工作还主要集中在基础研究，其研究对象主要是简单的几何构型(平板模型、半圆形模型等)的热障涂层系统(部件)。对于复杂曲面实际形状的涡轮叶片热障涂层系统的有限元模拟，我们已率先提出了一个实用的建模方法(公开号：CN101567025)。但是，当需要模拟的热循环次数(N)非常大时(例如N＞100次，甚至上万次)，前期处理的工作量变得非常大(在ABAQUS/CAE中，500个循环的设置需要约为50~200小时的工作量，且极易出错)，并且操作繁琐，容易出错。因此迫切需要发展相关有限元特殊前期处理手段或程序来实现。
发明内容
本发明的目的在于，提供一种多重热循环下涡轮叶片热障涂层危险区域的预测方法，用以解决在使用ABAQUS/CAE进行涡轮叶片热障涂层系统大数目热循环(N＞100)时，前期处理的工作繁琐复杂，过度消耗人力和时间的问题。
技术方案是，一种多重热循环下涡轮叶片热障涂层危险区域的预测方法，在涡轮叶片热障涂层系统的有限元分析模型中，赋予材料参数，设置一个热循环的分析步以及边界条件，对模型进行网格划分后，生成一个热循环分析步的inp文件，其特征是所述方法还包括：
--对生成的所述一个热循环分析步的inp文件进行处理，去掉的所述一个热循环分析步的inp文件中的分隔符；
--从处理后的所述一个热循环分析步的inp文件中，提取出一个热循环所对应的历史数据；
--将所述一个热循环所对应的历史数据，进行设定次数的热循环，生成设定次数的热循环分析步数据；
--修改设定次数的热循环分析步的注释名和名称；
--将经过修改的所述设定次数的热循环分析步数据覆盖所述一个热循环分析步的inp文件中的数据，修改inp文件名并保存；
--分析修改后的inp文件的数据，获得涡轮叶片热障涂层系统危险区域的预测结果。
所述一个热循环分析步包括升温过程、保湿过程及降温过程。
所述设置边界条件包括设置力学边界条件和设置热学边界条件。
所述涡轮叶片热障涂层系统的有限元分析模型，通过CATIA软件和ABAQUS软件共同获得。
所述分析修改后的inp文件的数据，获得涡轮叶片热障涂层系统危险区域的预测结果，具体是采用ABAQUS软件实现。
本发明仅需要设置一个热循环，其余热循环所需要的设置可以自动完成，极大地降低了前处理成本，降低人工操作的出错率，提高预测结果的准确性，特别适用于大数目热循环的涡轮叶片热障涂层系统危险区域的预测。
附图说明
图1是本发明提供的多重热循环下涡轮叶片热障涂层危险区域的预测方法流程图；
图2是单个涡轮叶片热障涂层系统的整体模型图；其中，1是热障涂层，2是氧化层，3是粘结层，4是基底，5是底座；
图3是热障涂层系统承受的热循环实验方式示意图；
图4是单个涡轮叶片热障涂层系统在经历500个热循环后，陶瓷层内应力云图的分布图；
图5是表示应力集中区域每个热循环最大应力随热循环的演化示意图。
具体实施方式
下面结合附图，对优选实施例作详细说明。应该强调的是，下述说明仅仅是示例性的，而不是为了限制本发明的范围及其应用。
选取单个涡轮叶片热障涂层系统作为实施对象，进行其在设定次数的热循环(本实施例设定为500个热循环)作用下的有限元模拟，最终预测出陶瓷层内危险区域的分布。
图1是本发明提供的多重热循环下涡轮叶片热障涂层危险区域的预测方法流程图，图1中，本发明包括以下步骤：
步骤101：建立有限元分析模型。
通过CATIA软件与ABAQUS软件，先建立涡轮叶片热障涂层系统的有限元分析模型，如图2(a)所示。我们选取的各层厚度为hc＝0.40mm，ht＝0.10mm，hb＝0.20mm，hs＝1.80mm，如图2(b)所示，涡轮叶片由外到内依次为热障涂层1、氧化层2、粘结层3、基底4。
为了方便、简化起见，本发明作如下假设：1)各层涂层、基底及底座材料均匀且均各向同性；2)各层涂层厚度均匀；3)底座简化为长方体；4)采用理想弹塑性模型，且仅考虑TBC层的高温蠕变；5)仅仅考虑陶瓷层内的破坏，不考虑界面之间的破坏；6)本实施例只描了单个涡轮叶片热障涂层系统的有限元仿真。
步骤102：赋予材料参数，设置热循环分析部和边界条件。
分别对TBC层、TGO层、BC层、叶片基底定义材料参数，热障涂层系统各层材料的关键材料参数均考虑随温度变化而变化，具体数值如表1-7所示。
力学边界条件设置：1)左下边：u＝w＝0；2)右下边：w＝0。如图2(a)所示。
热学边界条件是根据热循环来设置TBC层外表面与冷却通道的温度，热障涂层系统所经受的热循环如图4所示，主要包括2个过程：
1)TBCs系统制备工序完成后，整个系统从626.85℃(900K)冷却至20℃；
2)设定的热循环方式是：在10分钟内陶瓷层表面升温至1121℃，涡轮叶片(基底)内冷却通道升温至700℃；然后保持这种温度梯度持续时间为40分钟；再在10分钟内整个系统均冷却至20℃。
分析步的设置采用隐式的热-力耦合类型的分析步。在本步骤中，仅需要设置一个热循环的分析步即可，包括一个热循环的各个过程，如升温过程、保湿过程及降温过程等。
热循环的分析步命名规则如下：
Step-1c-1表示第1个循环的升温过程；
Step-1c-2表示第1个循环的保温过程；
Step-1c-3表示第1个循环的降温过程。
步骤103：对模型进行网格划分，并生成只含一个热循环的inp文件。
网格类型的选择：叶身与底座连接处选为C3D4T单元，其它各处选取C3D8RHT。这样可以既保证一定的计算精度，又能控制计算规模。总共使用了49495个单元。
网格划分完成之后，保存为Patents-02-cuboid-L15-900-1c.cae文件，然后输出Job-Patents-02-cuboid-L15-900-1c.inp文件(只含一个热循环)。其中，文件名中的“1c”表示该inp文件仅含一个热循环。
步骤104：从上述inp文件中，提取出一个热循环所对应的历史数据。
本发明使用由Visual C++6.0自主开发的“基于ABAQUS的涡轮叶片热障涂层系统大数目热循环仿真系统”进行inp文件处理。
把Job-Patents-02-cuboid-L15-900-1c.inp导入程序“基于ABAQUS的涡轮叶片热障涂层系统大数目热循环仿真系统”，找到inp文件的历史数据，把第一个循环所对应的历史数据提取出来，即下述部分：
**----------------------------------------
**
**STEP：Step-1c-1
**
*Step，name＝Step-1c-1，nlgeom＝YES
……
**STEP：Step-1c-3
**
*Step，name＝Step-1c-3，nlgeom＝YES
……
*End Step
步骤105：将上述一个热循环所对应的历史数据，进行设定次数的热循环，生成设定次数的热循环分析步数据。设定次数的热循环，在本实施例中为500次热循环。设定的次数在“基于ABAQUS的涡轮叶片热障涂层系统大数目热循环仿真系统”中输入。
步骤106：修改设定次数的热循环分析步的注释名和名称。
把生成的设定次数的热循环分析步数据的注释名与名字分别修改为对应的名字，其它各数据保持不变，如
把第2个循环的升温过程对应的分析步改名为Step-2c-1；
把第2个循环的保温过程对应的分析步改名为Step-2c-2；
把第2个循环的降温过程对应的分析步改名为Step-2c-3；
把第3个循环的升温过程对应的分析步改名为Step-3c-1；
把第3个循环的保温过程对应的分析步改名为Step-3c-2；
把第3个循环的降温过程对应的分析步改名为Step-3c-3；
……其余依此类推。
步骤107：将经过修改的所述设定次数的热循环分析步数据覆盖所述一个热循环分析步的inp文件中的数据，修改inp文件名并保存
在进行500个热循环后，将生成的数据覆盖前述的一个热循环分析步的inp 文件中的数据，将文件名修改为：Job-Patents-02-cuboid-L15-900-500c.inp。其中，文件名中的“500c”表示该inp文件含500个热循环。这样，我们就得到了模拟涡轮叶片热障涂层系统500个热循环所需要的inp文件。
步骤108：将Job-Patents-02-cuboid-L15-900-500c.inp文件提交ABAQUS软件进行分析，获得涡轮叶片热障涂层系统危险区域的预测结果。
模拟的结果可得到涡轮叶片热障涂层系统的温度场、位移场、应力应变场等关键物理量。由于陶瓷层的主要成分为氧化锆，属于脆性材料，我们主要利用第一强度理论来评价该层的应力分布情况。因此，我们主要观察最大主应力(Max.Principal stress)的分布，最大主应力集中之处就是可能最先发生失效的地方，即危险区域，危险区域之外的区域的应力水平一般都相对较低，一般不会发生破坏，因此为安全区域。
本发明分析处理过程基于ABAQUS/CAE软件完成，操作方便，不需要利用其它编译软件额外编程实现；而且，在ABAQUS/CAE中仅需要设置一个热循环即可，其余热循环所需要的设置可以自动完成，极大地降低了前处理成本(在ABAQUS/CAE中，500个循环的设置约为50~200小时的工作量，且极易出错)，使用本发明则避免了人工出错，准确率高，特别适用于大数目热循环(循环数目N＞100)的处理。另外，本方法可以很方便地得到每个热循环关键时间点的物理量信息，如升温结束时刻、保温结束时刻、冷却结束时刻的应力值等物理量信息。这样就可以使用更长的分析步长，减少计算时间，降低计算成本。最后，本方法同样适用于无涂层的涡轮叶片(发动机)或理想形状的涡轮叶片热障涂层系统的大数目热循环的模拟。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。
Claims (4)
1.一种多重热循环下涡轮叶片热障涂层危险区域的预测方法，通过CATIA软件和ABAQUS软件共同建立涡轮叶片热障涂层系统的有限元分析模型，在涡轮叶片热障涂层系统的有限元分析模型中，赋予材料参数，设置一个热循环的分析步以及边界条件，对模型进行网格划分后，生成一个热循环分析步的inp文件，其特征是所述方法还包括：
--对生成的所述一个热循环分析步的inp文件进行处理；
--从处理后的所述一个热循环分析步的inp文件中，提取出一个热循环所对应的历史数据；
--将所述一个热循环所对应的历史数据，进行设定次数的热循环，生成设定次数的热循环分析步数据；
--修改设定次数的热循环分析步的注释名和名称；
--将经过修改的所述设定次数的热循环分析步数据覆盖所述一个热循环分析步的inp文件中的数据，修改inp文件名并保存；
--分析修改后的inp文件的数据，获得涡轮叶片热障涂层系统危险区域的预测结果。
2.根据权利要求1所述的一种多重热循环下涡轮叶片热障涂层危险区域的预测方法，其特征是所述一个热循环分析步包括升温过程、保温过程及降温过程。
3.根据权利要求1所述的一种多重热循环下涡轮叶片热障涂层危险区域的预测方法，其特征是所述设置边界条件包括设置力学边界条件和设置热学边界条件。
4.根据权利要求1所述的一种多重热循环下涡轮叶片热障涂层危险区域的预测方法，其特征是所述分析修改后的inp文件的数据，获得涡轮叶片热障涂层系统危险区域的预测结果，具体是采用ABAQUS软件实现。
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102565119A (zh) * | 2010-12-14 | 2012-07-11 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种测定带热障涂层涡轮叶片冷却效果及隔热效果的方法 |
| CN105046023B (zh) * | 2015-08-27 | 2018-04-24 | 湘潭大学 | 涂有热障涂层的器件的工况模拟方法 |
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Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6681639B2 (en) * | 2001-04-14 | 2004-01-27 | Alstom (Switzerland) Ltd. | Method of estimating the lifetime of thermal barrier coatings |
| CN101567025A (zh) * | 2009-05-31 | 2009-10-28 | 湘潭大学 | 用于涡轮叶片热障涂层系统破坏过程的有限元建模方法 |
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Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6681639B2 (en) * | 2001-04-14 | 2004-01-27 | Alstom (Switzerland) Ltd. | Method of estimating the lifetime of thermal barrier coatings |
| CN101567025A (zh) * | 2009-05-31 | 2009-10-28 | 湘潭大学 | 用于涡轮叶片热障涂层系统破坏过程的有限元建模方法 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 刘奇星等.热循环条件下涡轮叶片热障涂层系统的有限元模拟.《中国力学学会2009学术大会论文集》.2009,1-10. * |
| 李伟信等.热障涂层寿命的计算机优化方法.《功能材料》.2004,第35卷1675-1678. * |
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