CN117871311A - 一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法，包括以下步骤：步骤1、确定试验叶片气热参数；步骤2、确定单组试验叶片数量；步骤3、确定试验组别数量；步骤4、确定气冷涡轮导叶温度载荷谱；步骤5、进行叶片温度调试试验；步骤6、进行正式热寿命试验；步骤7、气冷涡轮导叶试验叶片状态评估；步骤8、确定气冷涡轮导叶抗热疲劳循环能力；步骤9、气冷涡轮导叶抗热疲劳循环能力仿真计算；步骤10、试验结果有效性分析。采用本发明提供的试验方法可以在零件状态下，以较低的技术风险和投入，以及接近真实工作环境条件下，实现对燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命的考核。

Description

一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法
技术领域
本发明属于船用燃气轮机领域，具体涉及一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法。
背景技术
燃气轮机具有功率密度大、起动速度快、燃料灵活等优点，广泛应用于工业及海上平台发电、天然气管线增压、石油化工及冶金等领域，也广泛用作船舶的主动力装置。
现代高性能燃气轮机为了获得更高的循环效率、更大的功率，燃气初温(高压涡轮进口温度)不断提高。随着高压涡轮进口温度的不断提高，其运行温度远远超过叶片材料的熔点温度，如目前已投入运行的最先进的燃气轮机涡轮进口燃气温度已经达到1600℃，先进航空发动机的涡轮进口温度更是超过1800℃。确保燃气轮机涡轮叶片在如此高温环境下能够长时间安全可靠地运行主要有三方面的措施：一是不断提高涡轮叶片材料的耐热等级，二是采用先进的冷却技术以降低叶片温度，三是不断提高涡轮叶片隔热涂层的隔热效果。近年来，涡轮进口温度的提高主要归功于涡轮冷却设计水平的提高，其次是由于高性能耐热合金与涂层材料的发展及生产制造工艺水平的进步。显然，涡轮叶片冷却对提高涡轮进口温度，改善燃气轮机性能起到至关重要的作用。但这也导致涡轮叶片热负荷越来越高，给叶片的可靠性带来了较大的挑战。
此外，燃驱压缩机组用的燃气轮机在运行使用过程中，启动、加速、减速、停机等操作使得其涡轮叶片(特别是气冷涡轮叶片)承受了较大的温度载荷变化，即热冲击载荷，这种温度载荷变化极易导致气冷涡轮叶片热冲击疲劳，大大降低了高压涡轮叶片的使用寿命，影响了机组的可靠性和安全性。加之长时间在中高工况运行的特殊工作特点，启停更易造成气冷涡轮叶片的热疲劳，已成为燃驱燃气轮机设计、试验中不可忽视的因素。
近年来，尽管国内外学者及科研人员在航空发动机和燃气轮机涡轮叶片高效冷却设计方面已开展了大量的研究工作，在航空发动机涡轮叶片热冲击试验方面也开展了少量研究，对改善涡轮叶片冷却性能、揭示涡轮叶片叶身内部冷却流动机理有了一定的认识，但是这些研究并没有关注如何针对燃驱压缩机组用燃气轮机气冷涡轮叶片开展热冲试验，以改善燃驱压缩机组气冷涡轮叶片的抗热疲劳能力，也鲜有关于燃驱压缩机组冷却涡轮叶片热冲击试验方面的报道。因此，对燃驱压缩机组气冷涡轮叶片进行热疲劳试验考核具有极其重要的实用价值和科学意义，特别是对长时间运行在中高工况且频繁变化负荷使用的燃驱压缩机组气冷涡轮导叶和动叶，如何科学合理且有针对性地开展热疲劳试验考核成为船用燃气轮机研制迫切需要解决的技术难题。
目前大多数设计及试验人员将试验对象的气冷涡轮导叶直接装机，在燃驱压缩机组用燃气轮机整机环境下进行考核。但在燃气轮机整机环境下对气冷涡轮导叶热寿命进行考核给整机可靠性带来较大技术风险，气冷涡轮导叶出现故障后整机受损严重，代价过大；且试验过程中需在整机台架对气冷涡轮导叶进行试验，试验后需对机组分解，以便在试验过程中开展导叶叶片状态分析检查工作，整机上下试验台架、分解周期较长，投入较大。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法，可以在零件状态下，以较低的技术风险和投入，以及接近真实工作环境条件下，实现对燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命的考核。
本发明的目的是通过以下技术方案实现的，一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法，包括以下步骤：
步骤1、确定试验叶片气热参数；
步骤2、确定单组试验叶片数量；
步骤3、确定试验组别数量；
步骤4、确定气冷涡轮导叶温度载荷谱；
步骤5、进行叶片温度调试试验；
步骤6、进行正式热寿命试验；
步骤7、气冷涡轮导叶试验叶片状态评估；
步骤8、确定气冷涡轮导叶抗热疲劳循环能力；
步骤9、气冷涡轮导叶抗热疲劳循环能力仿真计算；
步骤10、试验结果有效性分析。
优选的，在步骤2中，单组试验叶片数量根据涡轮导叶热冲击试验台最大燃气流量与最高负荷条件下试验叶片气热参数中单个涡轮叶栅通道燃气流量的比值确定。
优选的，在步骤3中，试验组别数量根据下式确定：
其中，Ns,s为单组试验叶片数量，Ns,all为需要开展热冲击试验的气冷涡轮导叶总数量。
优选的，在步骤4中，气冷涡轮导叶温度载荷谱根据以下规则确定：根据步骤1确定的长时间运行负荷条件下试验气冷涡轮导叶中截面平均温度，各负荷工况持续时间根据叶片在各负荷状态下达到稳定中截面平均温度时间确定，快速升降温持续时间不大于燃驱压缩机组变工况时所用时间。
优选的，在步骤5中，将某一气冷涡轮导叶叶身中截面布置热电偶，作为调试叶片安装到试验台上，按照步骤4给定的各负荷条件下气冷涡轮导叶温度载荷谱曲线，调整试验台燃烧器供油流量、燃烧器供气流量、燃烧器供气压力、冷却空气供气压力、冷却空气供气流量，确保能够实现气冷涡轮导叶温度载荷谱中各工况下的温度载荷状态，并记录各载荷状态下试验台燃烧器供油流量、燃烧器供气流量、燃烧器供气压力、冷却空气供气压力、冷却空气供气流量参数，后续正式试验时按此参数进行各载荷工况条件下试验状态控制。
优选的，在步骤6中，拍照并记录燃驱压缩机组气冷涡轮导叶参试叶片试验前的状态；将步骤5安装的带有热电偶的调试叶片拆下，更换为不带热电偶的气冷涡轮导叶；在步骤5完成叶片温度调试试验基础上，根据调试试验所确定的气冷涡轮导叶温度载荷谱中各工况下的温度载荷状态下燃烧器供油流量、燃烧器供气流量、燃烧器供气压力、冷却空气供气压力、冷却空气供气流量参数，按照步骤4确定的气冷涡轮导叶温度载荷谱曲线开展气冷涡轮导叶热冲击试验。
优选的，在步骤7中，步骤6试验过程中，每经过50次循环后，对气冷涡轮导叶试验叶片的表面状态进行检查分析，拍照并记录气冷涡轮导叶参试叶片当前循环次数后的状态，如果表面出现长度超过1.5mm裂纹，则试验结束，当前已完成的循环次数即为试验叶片的抗热疲劳循环能力；如果表面未出现长度超过1.5mm裂纹，则试验继续，直至出现长度超过1.5mm裂纹为止，循环次数即为试验叶片的抗热疲劳循环能力。
优选的，在步骤8中，将步骤6试验前、步骤7试验过程中各次检查分析拍照记录的气冷涡轮导叶参试叶片状态进行对比分析，结合步骤7试验过程中检查分析确定的试验叶片抗热疲劳循环能力，最终确定高压涡轮导叶抗热疲劳循环能力Ntest。
优选的，在步骤9中，将步骤4确定的温度载荷谱输入仿真计算模型进行计算，分别计算T0.5，T0.6，T0.7，T0.8和T0.9条件下对应的第一主应力和第一主应变分布，各工况下的第一主应力和第一主应变分别记为σ1 0.5、ε1 0.5，σ1 0.6、ε1 0.6，σ1 0.7、ε1 0.7，σ1 0.8、ε1 0.8，σ1 0.9、ε1 0.9，计算0℃条件下对应的第一主应力、第一主应变和第3主应变分布，考核点值分别为σ1 0、ε1 0和ε3 0；
在谷值温度工况时可能主要表现为受压状态，需要将各温度工况下第一主应变ε1 0.5、ε1 0.6、ε1 0.7、ε1 0.8、ε1 0.9与0℃条件下第一(ε1 0)、第三(ε3 0)主应变的方向进行比较，选取与各温度工况下第一主应变方向相同或者相反的那个主应变作为谷值主应变记为：
其主应变范围为：
将对应工况的Δεi、σ1 i分别带入下式求得每个工况的循环次数分别记为Ni(N0.5、N0.6、N0.7、N0.8、N0.9)，则有：
式中，b为疲劳强度指数，c为疲劳延性指数，σf为疲劳强度系数，εf为疲劳延性系数，E为弹性模量，Nf为抗热疲劳循环能力；
分别计算每个工况下每次启停的损伤记为1/Ni，则一次图谱的总损伤为：
Dr＝1/N0.5+1/N0.6+1/N0.7+1/N0.8+1/N0.9 (5)
预测的图谱数量即涡轮导叶抗热疲劳循环能力为：
Neq＝1/Dr (6)。
优选的，在步骤10中，将步骤9计算获得的抗热疲劳循环能力Neq与步骤八试验获得的Ntest相比，若Neq/Ntest≥4，则即为涡轮导叶抗热疲劳循环能力；若Neq/Ntest小于4，则需要重新调整试验方案进行试验。
与现有技术相比，本发明具备以下优点：
本发明提供的一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法，根据燃驱压缩机组涡轮长时间运行在中高工况且频繁变化负荷使用的工作特点，全新组织了导叶热寿命试验过程，有利于规范燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验过程，更能够得到满足使用要求的燃驱压缩机组气冷涡轮导叶。采用本发明提出的燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法，可以在零件状态下，以较低的技术风险和投入，以及接近真实工作环境条件下，实现对燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命的考核，无需复杂的整机环境，避免了大量的整机上下试验台架及分解检查较高的人力、物力投入。
附图说明
图1为本发明中一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法流程图；
图2为本发明实施例中确定的气冷涡轮导叶温度载荷谱曲线。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。
如图1所示，本发明的技术方案中提供一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法，包括以下步骤：
步骤1、确定试验叶片气热参数：根据燃驱压缩机组气冷涡轮导叶设计及计算给出的温度场结果，给定长时间运行负荷(如90％、80％、70％、60％、50％)条件下气冷涡轮导叶中截面平均温度Ts,ave,i，以及试验条件下单个涡轮叶栅通道燃气流量Gs,g,i、燃气总温燃气总压/>冷却空气总压/>冷却空气总温/>单个气冷涡轮导叶冷却空气流量Gs,c,i。
步骤2、确定单组试验叶片数量：根据步骤1确定的长时间运行最高负荷条件下试验叶片气热参数中单个涡轮叶栅通道燃气流量Gs,g，结合涡轮导叶热冲击试验台最大燃气流量GT,g,max，如果GT,g,max/Gs,g≥4，则单组试验叶片数量Ns,s取3；如果3≤GT,g,max/Gs,g<4，则单组试验叶片数量Ns,s取2；如果2≤GT,g,max/Gs,g<3，则单组试验叶片数量Ns,s取1。
步骤3、确定试验组别数量：试验组别数量根据下式确定：
其中，Ns,s为单组试验叶片数量，Ns,all为需要开展热冲击试验的气冷涡轮导叶总数量。
步骤4、确定气冷涡轮导叶温度载荷谱：根据步骤1确定的长时间运行负荷条件下试验气冷涡轮导叶中截面平均温度Ts,ave,i，各负荷工况持续时间根据叶片在各负荷状态下达到稳定中截面平均温度时间确定，一般情况下各负荷工况持续时间ttest,max＝2～3s快速升降温持续时间不大于燃驱压缩机组变工况时所用时间，给定如图2所示的气冷涡轮导叶温度载荷谱，并绘制载荷谱曲线。
步骤5、进行叶片温度调试试验：将某一气冷涡轮导叶叶身中截面布置热电偶，作为调试叶片安装到试验台上，按照步骤4给定的各负荷条件下气冷涡轮导叶温度载荷谱曲线，调整试验台燃烧器供油流量GT,oil,i、燃烧器供气流量GT,g,i、燃烧器供气压力冷却空气供气压力/>冷却空气供气流量GT,c,i，确保能够实现气冷涡轮导叶温度载荷谱中各工况下的温度Ttest,i载荷状态(偏差不超过1％)，并记录各载荷状态下试验台燃烧器供油流量GT,oil,i、燃烧器供气流量GT,g,i、燃烧器供气压力/>冷却空气供气压力/>冷却空气供气流量GT,c,i参数，后续正式试验时按此参数进行各载荷工况条件下试验状态控制。
步骤6、进行正式热寿命试验：拍照并记录燃驱压缩机组气冷涡轮导叶参试叶片试验前的状态；将步骤5安装的带有热电偶的调试叶片拆下，更换为不带热电偶的气冷涡轮导叶；在步骤五完成叶片温度调试试验基础上，根据调试试验所确定的气冷涡轮导叶温度载荷谱中各工况下的温度Ttest,i载荷状态下燃烧器供油流量GT,oil,i、燃烧器供气流量GT,g,i、燃烧器供气压力冷却空气供气压力/>冷却空气供气流量GT,c,i参数，按照步骤4确定的气冷涡轮导叶温度载荷谱曲线开展气冷涡轮导叶热冲击试验。
步骤7、气冷涡轮导叶试验叶片状态评估：步骤6试验过程中，每经过50次循环后，对气冷涡轮导叶试验叶片的表面状态进行检查分析，拍照并记录气冷涡轮导叶参试叶片当前循环次数后的状态，如果表面出现长度超过1.5mm裂纹，则试验结束，当前已完成的循环次数即为试验叶片的抗热疲劳循环能力；如果表面未出现长度超过1.5mm裂纹，则试验继续，直至出现长度超过1.5mm裂纹为止，循环次数即为试验叶片的抗热疲劳循环能力。
步骤8、确定气冷涡轮导叶抗热疲劳循环能力：将步骤6试验前、步骤7试验过程中各次检查分析拍照记录的气冷涡轮导叶参试叶片状态进行对比分析，结合步骤7试验过程中检查分析确定的试验叶片抗热疲劳循环能力，最终确定高压涡轮导叶抗热疲劳循环能力Ntest。
步骤9、气冷涡轮导叶抗热疲劳循环能力仿真计算：将步骤4确定的温度载荷谱输入仿真计算模型进行计算，分别计算T0.5，T0.6，T0.7，T0.8和T0.9条件下对应的第一主应力和第一主应变分布，各工况下的第一主应力和第一主应变分别记为σ1 0.5、ε1 0.5，σ1 0.6、ε1 0.6，σ1 0.7、ε1 0.7，σ1 0.8、ε1 0.8，σ1 0.9、ε1 0.9，计算0℃条件下对应的第一主应力、第一主应变和第3主应变分布，考核点值分别为σ1 0、ε1 0和ε3 0；
在谷值温度工况时可能主要表现为受压状态，需要将各温度工况下第一主应变ε1 0.5、ε1 0.6、ε1 0.7、ε1 0.8、ε1 0.9与0℃条件下第一(ε1 0)、第三(ε3 0)主应变的方向进行比较，选取与各温度工况下第一主应变方向相同或者相反的那个主应变作为谷值主应变记为：
其主应变范围为：
将对应工况的Δεi、σ1 i分别带入下式求得每个工况的循环次数分别记为Ni(N0.5、N0.6、N0.7、N0.8、N0.9)，则有：
式中，b为疲劳强度指数，c为疲劳延性指数，σf为疲劳强度系数，εf为疲劳延性系数，E为弹性模量，Nf为抗热疲劳循环能力；
分别计算每个工况下每次启停的损伤记为1/Ni，则一次图谱的总损伤为：
Dr＝1/N0.5+1/N0.6+1/N0.7+1/N0.8+1/N0.9 (5)
预测的图谱数量即涡轮导叶抗热疲劳循环能力为：
Neq＝1/Dr (6)。
步骤10、试验结果有效性分析：将步骤9计算获得的抗热疲劳循环能力Neq与步骤8试验获得的Ntest相比，若Neq/Ntest≥4，则即为涡轮导叶抗热疲劳循环能力；若Neq/Ntest小于4，则需要重新调整试验方案进行试验。
以上是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法，其特征在于：所述方法包括以下步骤：
步骤1、确定试验叶片气热参数；
步骤2、确定单组试验叶片数量；
步骤3、确定试验组别数量；
步骤4、确定气冷涡轮导叶温度载荷谱；
步骤5、进行叶片温度调试试验；
步骤6、进行正式热寿命试验；
步骤7、气冷涡轮导叶试验叶片状态评估；
步骤8、确定气冷涡轮导叶抗热疲劳循环能力；
步骤9、气冷涡轮导叶抗热疲劳循环能力仿真计算；
步骤10、试验结果有效性分析。
2.如权利要求1所述的一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法，其特征在于：所述步骤2中，单组试验叶片数量根据涡轮导叶热冲击试验台最大燃气流量与最高负荷条件下试验叶片气热参数中单个涡轮叶栅通道燃气流量的比值确定。
3.如权利要求1所述的一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法，其特征在于：所述步骤3中，试验组别数量根据下式确定：
其中，Ns,s为单组试验叶片数量，Ns,all为需要开展热冲击试验的气冷涡轮导叶总数量。
4.如权利要求1所述的一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法，其特征在于：所述步骤4中，气冷涡轮导叶温度载荷谱根据以下规则确定：根据所述步骤1确定的长时间运行负荷条件下试验气冷涡轮导叶中截面平均温度，各负荷工况持续时间根据叶片在各负荷状态下达到稳定中截面平均温度时间确定，快速升降温持续时间不大于燃驱压缩机组变工况时所用时间。
5.如权利要求4所述的一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法，其特征在于：所述步骤5中，将某一气冷涡轮导叶叶身中截面布置热电偶，作为调试叶片安装到试验台上，按照所述步骤4给定的各负荷条件下气冷涡轮导叶温度载荷谱曲线，调整试验台燃烧器供油流量、燃烧器供气流量、燃烧器供气压力、冷却空气供气压力、冷却空气供气流量，确保能够实现气冷涡轮导叶温度载荷谱中各工况下的温度载荷状态，并记录各载荷状态下试验台燃烧器供油流量、燃烧器供气流量、燃烧器供气压力、冷却空气供气压力、冷却空气供气流量参数，后续正式试验时按此参数进行各载荷工况条件下试验状态控制。
6.如权利要求5所述的一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法，其特征在于：所述步骤6中，拍照并记录燃驱压缩机组气冷涡轮导叶参试叶片试验前的状态；将所述步骤5安装的带有热电偶的调试叶片拆下，更换为不带热电偶的气冷涡轮导叶；在所述步骤5完成叶片温度调试试验基础上，根据调试试验所确定的气冷涡轮导叶温度载荷谱中各工况下的温度载荷状态下燃烧器供油流量、燃烧器供气流量、燃烧器供气压力、冷却空气供气压力、冷却空气供气流量参数，按照所述步骤4确定的气冷涡轮导叶温度载荷谱曲线开展气冷涡轮导叶热冲击试验。
7.如权利要求6所述的一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法，其特征在于：所述步骤7中，所述步骤6试验过程中，每经过50次循环后，对气冷涡轮导叶试验叶片的表面状态进行检查分析，拍照并记录气冷涡轮导叶参试叶片当前循环次数后的状态，如果表面出现长度超过1.5mm裂纹，则试验结束，当前已完成的循环次数即为试验叶片的抗热疲劳循环能力；如果表面未出现长度超过1.5mm裂纹，则试验继续，直至出现长度超过1.5mm裂纹为止，循环次数即为试验叶片的抗热疲劳循环能力。
8.如权利要求7所述的一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法，其特征在于：所述步骤8中，将所述步骤6试验前、所述步骤7试验过程中各次检查分析拍照记录的气冷涡轮导叶参试叶片状态进行对比分析，结合所述步骤7试验过程中检查分析确定的试验叶片抗热疲劳循环能力，最终确定高压涡轮导叶抗热疲劳循环能力Ntest。
9.如权利要求8所述的一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法，其特征在于：所述步骤9中，将所述步骤4确定的温度载荷谱输入仿真计算模型进行计算，分别计算T0.5，T0.6，T0.7，T0.8和T0.9条件下对应的第一主应力和第一主应变分布，各工况下的第一主应力和第一主应变分别记为σ1 0.5、ε1 0.5，σ1 0.6、ε1 0.6，σ1 0.7、ε1 0.7，σ1 0.8、ε1 0.8，σ1 0.9、ε1 0.9，计算0℃条件下对应的第一主应力、第一主应变和第3主应变分布，考核点值分别为σ1 0、ε1 0和ε3 0；
在谷值温度工况时可能主要表现为受压状态，需要将各温度工况下第一主应变ε1 0.5、ε1 0.6、ε1 0.7、ε1 0.8、ε1 0.9与0℃条件下第一(ε1 0)、第三(ε3 0)主应变的方向进行比较，选取与各温度工况下第一主应变方向相同或者相反的那个主应变作为谷值主应变记为：
其主应变范围为：
将对应工况的Δεi、σ1 i分别带入下式求得每个工况的循环次数分别记为Ni(N0.5、N0.6、N0.7、N0.8、N0.9)，则有：
式中，b为疲劳强度指数，c为疲劳延性指数，σf为疲劳强度系数，εf为疲劳延性系数，E为弹性模量，Nf为抗热疲劳循环能力；
分别计算每个工况下每次启停的损伤记为1/Ni，则一次图谱的总损伤为：
Dr＝1/N0.5+1/N0.6+1/N0.7+1/N0.8+1/N0.9 (5)
预测的图谱数量即涡轮导叶抗热疲劳循环能力为：
Neq＝1/Dr (6)。
10.如权利要求9所述的一种燃驱压缩机组气冷涡轮导叶热寿命试验方法，其特征在于：所述步骤10中，将所述步骤9计算获得的抗热疲劳循环能力Neq与步骤8试验获得的Ntest相比，若Neq/Ntest≥4，则即为涡轮导叶抗热疲劳循环能力；若Neq/Ntest小于4，则需要重新调整试验方案进行试验。
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