CN113704915A - 一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法 - Google Patents

一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法，包括步骤：第1步：建立重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测模型；第2步：透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测结果与试验结果对比校核；第3步：重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命消耗评估。使用本发明可进行在役重型燃气轮机透平叶片表面热障涂层热疲劳寿命预测，实现在机组运行期间对透平叶片表面热障涂层寿命消耗情况的全程、实时掌控，极大地提高重型燃气轮机透平叶片运行的安全性与叶片热障涂层寿命消耗预测的可靠性。

Description

一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法
技术领域
本发明属于热障涂层技术领域，具体是一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法。
背景技术
热障涂层技术因可降低高温部件的工作温度、防止部件的高温腐蚀从而成为具有应用价值的技术，被广泛应用于地面重型(发电)燃气轮机的热通道部件，如燃烧室的过渡段、火焰筒等和透平叶片的表面。由于热障涂层的工作环境苛刻，既要承受高温载荷，同时经历频繁的升温-降温的冷热循环，针对重型燃气轮机高可靠性、长寿命的要求,热障涂层使用寿命的评估和预测成为研究的热点问题之一。
诸多研究者在建立热障涂层寿命预测模型方面开展了大量工作，NASA最早开展此研究，其模型主要考虑了陶瓷层、粘结层/基体间的热膨胀失配应力和粘结层的高温氧化；之后GE、P&W、GARRET三家燃气轮机制造公司也发展了各自的模型,其中GE在分析中引入了剪应变参量，其模型主要针对涂层边缘效应引起的失效GARRET更多地从热腐蚀角度预测涂层寿命；P&W寿命模型着眼点放在涂层本构关系的研究上，将非弹性应变和氧化层厚度引入模型中。但是，目前的热障涂层寿命预测模型均是针对热障涂层材料而言，与生产应用实际结合脱轨，即缺少针对在役重型燃气轮机高温部件表面热障涂层寿命预测模型和服役过程中涂层寿命消耗评估的方法。因此，开发一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层寿命预测方法，解决服役状态的高温部件表面热障涂层寿命预测模型和方法缺少的现状，为建立更加完善的热障涂层寿命预测模型提供参考。
发明内容
本发明旨在针对目前缺少在役重型燃气轮机透平叶片表面热障涂层寿命预测方法，提供了一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法，可进行在役重型燃气轮机透平叶片表面热障涂层热疲劳寿命预测，实现在机组运行期间透平叶片表面热障涂层寿命消耗的全程、实时掌控，极大地提高重型燃气轮机运行的安全性与叶片热障涂层寿命消耗预测的可靠性。
本发明采用如下技术方案来实现的：
一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法，包括以下步骤：
步骤一：建立重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测模型：
步骤二：模型预测结果与试验结果对比校核；
步骤三：重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测。
本发明进一步的改进在于，采用的热障涂层热疲劳寿命预测模型为：
Figure BDA0003231978370000021
Figure BDA0003231978370000022
结合重型燃气轮机透平叶片实际运行工况，确定模型中的参数Δεf0、Δε、δc、b和c。
本发明进一步的改进在于，步骤一的具体实现方法如下：
(1)通过逆向测绘获得重型燃气轮机透平叶片外观及其内部冷却通道的几何结构尺寸，建立带热障涂层的透平叶片三维实体模型，然后采用流固耦合方法计算透平叶片在某运行工况下的温度场、应力场分布，确定叶片最危险区域；
(2)根据透平叶片表面热障涂层的成分、厚度和喷涂工艺等要求，制备热障涂层高温性能测试试样；以某运行工况下叶片最危险区域的热障涂层表面温度作为试验条件进行热障涂层高温恒温氧化试验和热疲劳试验，得到热障涂层氧化层厚度的温度和时间的函数、涂层的抛物线氧化速率常数的温度函数，计算完全因氧化导致涂层失效的氧化层临界厚度δc；
(3)建立热障涂层三维实体模型，以某运行工况下叶片最危险区域热障涂层表面温度作为热循环温度条件，采用热-结构耦合方法进行不同氧化层厚度的高温热循环载荷作用下的涂层系统应力应变计算，根据陶瓷层内界面附近应力场分布结果，得到陶瓷层界面附近危险点的应变范围Δε随氧化层厚度的变化曲线；结合热障涂层热疲劳试验结果，采用非线性回归的方法对模型进行非线性拟合，令c＝1，得到模型中的b、c和Δεf0等经验参数数值。
本发明进一步的改进在于，所述步骤一第(1)条中，逆向测绘技术为采用激光扫描技术测绘透平叶片外观尺寸，然后解剖叶片，采用蓝光三维扫描测绘透平叶片内部冷却通道的几何结构尺寸。
本发明进一步的改进在于，所述的步骤一第(3)条中，热障涂层三维实体模型是带热障涂层的重型燃气轮机透平叶片三维实体模型，计算得到的Δε。
本发明进一步的改进在于，所述的步骤一第(3)条中，b、c和Δεf0等经验参数是某运行工况下的透平叶片表面热障涂层热疲劳寿命预测模型相关的参数数值。
本发明进一步的改进在于，所述的步骤二的对比校核标准为：若预测的寿命位于试验寿命的±2倍分散带以内，则建立的重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测模型适用实际生产，否则不适用。
本发明进一步的改进在于，步骤三具体实现方法如下：
(1)采用累积损伤的概念，根据Miner线性累积损伤模型，假设在起/停机、甩负荷、跳机、快速负荷变化等不同运行工况下的某种温度循环载荷作用下循环一次造成的损伤为Dm＝1/Nm，则重型燃气轮机透平叶片热障涂层在实际服役过程中的损伤累计为
Figure BDA0003231978370000041
(2)判断实际服役过程中重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命消耗，若不同运行工况下热障涂层的总累积损伤D大于等于1，则说明热障涂层已失效，若总的损伤小于1，则热障涂层继续有效。
本发明至少具有如下有益的技术效果：
本发明提供一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法，可进行在役重型燃气轮机透平叶片表面热障涂层热疲劳寿命预测，实现在机组运行期间对透平叶片表面热障涂层寿命消耗情况的全程、实时掌控，极大地提高重型燃气轮机透平叶片运行的安全性与叶片热障涂层寿命消耗预测的可靠性。
附图说明
图1是本发明一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法流程图；
图2是某型燃气轮机带热障涂层的透平叶片三维实体模型示意图；
图3是热障涂层高温性能测试试样示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合参照附图，对本发明进一步详细说明。
如图1所示，本发明提供的一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法，包括以下步骤：
第1步：通过逆向测绘获得某型重型燃气轮机透平叶片外观及其内部冷却通道的几何结构尺寸，建立带热障涂层的透平叶片三维实体模型(见图2)，然后采用流固耦合方法计算透平叶片在某运行工况下如热态启动工况下的温度场、应力场分布，确定叶片最危险区域；
第2步：根据叶片表面热障涂层的成分、厚度和喷涂工艺等要求，制备热障涂层高温性能测试试样(见图3)，然后以热态启动工况下叶片最危险区域的热障涂层表面温度作为试验条件进行热障涂层高温恒温氧化试验和热疲劳试验，热障涂层氧化层厚度的温度和时间的函数、涂层的抛物线氧化速率常数温度函数，计算完全因氧化导致涂层失效的氧化层临界厚度δc；
第3步：建立热障涂层三维实体模型，以某运行工况下叶片最危险区域热障涂层表面温度作为热循环温度条件，采用热-结构耦合方法进行不同氧化层厚度的高温热循环载荷作用下的涂层系统应力应变计算，根据陶瓷层内界面附近应力场分布结果，得到陶瓷层界面附近危险点的应变范围Δε随氧化层厚度的变化曲线；结合热障涂层热疲劳试验结果，采用非线性回归的方法对模型进行非线性拟合，令c＝1，得到模型中的b、c和Δεf0等经验参数数值；
第4步：比较预测寿命和试验寿命，预测的寿命位于试验寿命的±2倍分散带以内(见表1)；
表1是透平叶片表面热障涂层热疲劳寿命预测模型校核实验结果
Figure BDA0003231978370000051
Figure BDA0003231978370000061
第5步：由于建立的热障涂层热疲劳寿命模型适用工况为恒幅循环载荷，对于其他温度循环载荷条件下的热疲劳寿命预测采用累积损伤的概念，根据Miner线性累积损伤模型，假设在起/停机、甩负荷、跳机、快速负荷变化等不同运行工况下的某种温度循环载荷作用下循环一次造成的损伤为Dm＝1/Nm，则重型燃气轮机透平叶片热障涂层在实际服役过程中的损伤累计为
Figure BDA0003231978370000062
Figure BDA0003231978370000063
第6步：若不同运行工况下热障涂层的总累积损伤D大于等于1，则热障涂层已失效，若总的损伤小于1，则热障涂层继续有效。
上述实施例只为说明本发明的技术构思和特点，其目的在于让熟悉此项技术的人能够了解本发明的内容并据以实施，并不能以此限制本发明的保护范围。凡根据本发明精神实质所作的等效变化或修饰，都应涵盖在本发明的保护范围内。

Claims (8)

1.一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：建立重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测模型；
步骤二：模型预测结果与试验结果对比校核；
步骤三：重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测。
2.根据权利要求1所述的一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法，其特征在于，采用的热障涂层热疲劳寿命预测模型为：
Figure FDA0003231978360000011
Figure FDA0003231978360000012
结合重型燃气轮机透平叶片实际运行工况，确定模型中的参数Δεf0、Δε、δc、b和c。
3.根据权利要求2所述的一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法，其特征在于，步骤一的具体实现方法如下：
(1)通过逆向测绘获得重型燃气轮机透平叶片外观及其内部冷却通道的几何结构尺寸，建立带热障涂层的透平叶片三维实体模型，然后采用流固耦合方法计算透平叶片在某运行工况下的温度场、应力场分布，确定叶片最危险区域；
(2)根据透平叶片表面热障涂层的成分、厚度和喷涂工艺等要求，制备热障涂层高温性能测试试样；以某运行工况下叶片最危险区域的热障涂层表面温度作为试验条件进行热障涂层高温恒温氧化试验和热疲劳试验，得到热障涂层氧化层厚度的温度和时间的函数、涂层的抛物线氧化速率常数的温度函数，计算完全因氧化导致涂层失效的氧化层临界厚度δc；
(3)建立热障涂层三维实体模型，以某运行工况下叶片最危险区域热障涂层表面温度作为热循环温度条件，采用热-结构耦合方法进行不同氧化层厚度的高温热循环载荷作用下的涂层系统应力应变计算，根据陶瓷层内界面附近应力场分布结果，得到陶瓷层界面附近危险点的应变范围Δε随氧化层厚度的变化曲线；结合热障涂层热疲劳试验结果，采用非线性回归的方法对模型进行非线性拟合，令c＝1，得到模型中的b、c和Δεf0等经验参数数值。
4.根据权利要求3所述的一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法，其特征在于，所述步骤一第(1)条中，逆向测绘技术为采用激光扫描技术测绘透平叶片外观尺寸，然后解剖叶片，采用蓝光三维扫描测绘透平叶片内部冷却通道的几何结构尺寸。
5.根据权利要求3所述的一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法，其特征在于，所述的步骤一第(3)条中，热障涂层三维实体模型是带热障涂层的重型燃气轮机透平叶片三维实体模型，计算得到的Δε。
6.根据权利要求3所述的一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法，其特征在于，所述的步骤一第(3)条中，b、c和Δεf0等经验参数是某运行工况下的透平叶片表面热障涂层热疲劳寿命预测模型相关的参数数值。
7.根据权利要求1所述的一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法，其特征在于，所述的步骤二的对比校核标准为：若预测的寿命位于试验寿命的±2倍分散带以内，则建立的重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测模型适用实际生产，否则不适用。
8.根据权利要求1所述的一种重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命预测方法，其特征在于，步骤三具体实现方法如下：
(1)采用累积损伤的概念，根据Miner线性累积损伤模型，假设在起/停机、甩负荷、跳机、快速负荷变化等不同运行工况下的某种温度循环载荷作用下循环一次造成的损伤为Dm＝1/Nm，则重型燃气轮机透平叶片热障涂层在实际服役过程中的损伤累计为
Figure FDA0003231978360000021
(2)判断实际服役过程中重型燃气轮机透平叶片热障涂层热疲劳寿命消耗，若不同运行工况下热障涂层的总累积损伤D大于等于1，则说明热障涂层已失效，若总的损伤小于1，则热障涂层继续有效。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115859739A (zh) * 2022-12-28 2023-03-28 西安交通大学 燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101776645A (zh) * 2010-01-06 2010-07-14 湘潭大学 一种带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法
CN102169531A (zh) * 2011-05-05 2011-08-31 北京航空航天大学 一种带热障涂层的圆管的热疲劳寿命预测方法
CN102788811A (zh) * 2012-06-06 2012-11-21 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机透平叶片高温合金涂层服役温度的预测方法
CN103091189A (zh) * 2013-01-10 2013-05-08 湘潭大学 一种模拟热障涂层服役环境并实时检测其失效的试验装置
US20160258361A1 (en) * 2015-03-03 2016-09-08 General Electric Company Methods and systems for enhancing control of power plant generating units
CN112001046A (zh) * 2020-08-18 2020-11-27 上海交通大学 疲劳蠕变交互损伤的燃气轮机透平叶片寿命评估模型
CN112098058A (zh) * 2020-08-07 2020-12-18 上海发电设备成套设计研究院有限责任公司 重型燃气轮机透平叶片热疲劳寿命分析方法及试验系统
CN112525907A (zh) * 2020-11-23 2021-03-19 华能国际电力股份有限公司 一种用于服役燃气轮机高温静止部件材料剩余蠕变寿命评估的方法
CN113094888A (zh) * 2021-03-31 2021-07-09 西安电子科技大学 一种高速旋转涡轮叶片热障涂层的寿命预测方法及装置

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101776645A (zh) * 2010-01-06 2010-07-14 湘潭大学 一种带热障涂层的叶片热疲劳失效的模拟测试方法
CN102169531A (zh) * 2011-05-05 2011-08-31 北京航空航天大学 一种带热障涂层的圆管的热疲劳寿命预测方法
CN102788811A (zh) * 2012-06-06 2012-11-21 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机透平叶片高温合金涂层服役温度的预测方法
CN103091189A (zh) * 2013-01-10 2013-05-08 湘潭大学 一种模拟热障涂层服役环境并实时检测其失效的试验装置
US20160258361A1 (en) * 2015-03-03 2016-09-08 General Electric Company Methods and systems for enhancing control of power plant generating units
CN112098058A (zh) * 2020-08-07 2020-12-18 上海发电设备成套设计研究院有限责任公司 重型燃气轮机透平叶片热疲劳寿命分析方法及试验系统
CN112001046A (zh) * 2020-08-18 2020-11-27 上海交通大学 疲劳蠕变交互损伤的燃气轮机透平叶片寿命评估模型
CN112525907A (zh) * 2020-11-23 2021-03-19 华能国际电力股份有限公司 一种用于服役燃气轮机高温静止部件材料剩余蠕变寿命评估的方法
CN113094888A (zh) * 2021-03-31 2021-07-09 西安电子科技大学 一种高速旋转涡轮叶片热障涂层的寿命预测方法及装置

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
FANG YOULONG等: "Remaining useful life prognostic of three-shaft gas turbine based on the low-pressure turbine outlet temperature", pages 1 - 8 *
周长海等: "热障涂层寿命预测的研究现状及展望", no. 03, pages 32 - 37 *
李永君等: "热障涂层厚度激光透射法红外热波检测技术研究", vol. 46, no. 7, pages 91 - 95 *
魏洪亮等: "等离子涂层涡轮导向叶片热疲劳寿命预测研究", vol. 23, no. 1, pages 1 - 8 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115859739A (zh) * 2022-12-28 2023-03-28 西安交通大学 燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法
CN115859739B (zh) * 2022-12-28 2023-08-22 西安交通大学 燃机和航空发动机热障涂层局部剥落损伤程度的评判方法

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