شبيه سازي رشد ترك در پره كمپرسور موتور جت T56 با استفاده روش نيمه تحليلي راجو -نيومن

Simulation of crack growth rate in T56 jet engine compressor blade using Raju-Newman method

طبق گزارش‌هاي ارائه شده يكي از شايعترين دلايل واماندگي موتور توربين گازي T56 شكست پره هاي كمپرسور آن مي باشد. در اين تحقيق نرخ رشد ترك در پره طبقه 13م كمپرسور موتور جت T56 مورد بررسي قرارگرفته است. براي اين منظور ابتدا نيروهاي گريز از مركز و آيروديناميكي وارد بر پره محاسبه شده اند و ميدان تنش ناشي از هر يك از آنها روي پره توسط نرم‌افزار ANSYS بدست آورده شده است. نقاطي روي سطح پره كه در معرض بيشترين آسيب هاي ناشي از برخورد اشياء خارجي و پديده خوردگي هستند شناسايي شده اند و از طريق تحليل تنش انجام‌گرفته، مقادير تنش هاي كششي و خمشي در اين نقاط تعيين شده است. در ادامه در هر يك از مكان هاي مشخص شده ترك اوليه ي نيم بيضوي مدل شده و با استفاده از روش راجو-نيومن ضرايب شدت تنش در اين نقاط محاسبه شده اند. سرانجام با استفاده از رابطه پاريس عمر پره و نرخ رشد هر يك از ترك هاي مدل شده در نقاط ياد شده جداگانه بدست آورده شده است. نتايج نشان مي دهد كه هر چه ترك تشكيل شده به ريشه پره نزديكتر باشد عمر پره به ‌شدت كاهش يافته و همچنين عمر پره در اثر وجود ترك در سطح مكشي پره به ‌مراتب كمتر از وجود ترك در موقعيتي مشابه روي سطح فشاري مي باشد.

Compressors and their blades are one of the most important parts of gas turbines. Based on recent reports, failure of compressor’s blades was one of the major causes of malfunctioned T56 gas turbines. In this study, propagation rate of a crack within the compressor blade of a T56 jet engine has been investigated. To this end, centrifugal and aerodynamic forces acted upon the blade have been calculated and their corresponding stress field has been simulated in ANSYS software. Spots at the maximum risk of foreign object damage and corrosion had been located, and their bending and tension stresses had been calculated via employed simulation. Subsequently, an initial half elliptical crack has been created on all of the previously located spots, and their stress intensity factor using Raju-Newman method has been determined. Finally, by using Paris law fatigue life and crack growth rate of each crack has been extracted, individually. Results indicate a drastic decrease in fatigue life of blades when crack is located close to the blade’s root. Furthermore, cracks located on the suction surface have remarkably shorter fatigue life than those which are located on pressure surface, in comparison.