مدل‌سازي، تخمين رشد ترك خستگي و تحليل مودال پره كمپرسور توربين گاز

Modeling, Fatigue Crack Growth Assessment and Modal Analysis for a Gas Turbine Compressor Blade

در اين پژوهش، به كمك نرم‌افزار المان محدود ANSYS تحليل مكانيك شكست و تخمين عمر خستگي باقي‌مانده پره ترك‌دار رديف 16 بخش كمپرسور توربين گاز زيمنس V94.2 تحت تنش‌هاي مكانيكي و حرارتي ناشي از دوران، توزيع فشار و دما در بار 100 درصد در حالت پايا مورد بررسي قرار مي‌گيرد. در اين راستا، با مدل‌سازي تقارن محوري قطاع مجموعه ديسك و پره با نسبت 1 به 79، اعمال بارگذاري‌هاي ترمومكانيكي، شرايط مرزي و شرايط اوليه، مكان‌هايي از پره كه داراي تنش‌هاي بالايي هستند شناسايي شده‌اند. سپس، با مدل‌سازي ترك با ابعاد مختلف در دو ناحيه بر روي ايرفويل پره كمپرسور به كمك نرم‌افزار ANSYS ضرايب شدت تنش براي ترك‌ها به‌دست مي‌آيند. همچنين، با استفاده رابطه پاريس و استخراج نمودار نرخ رشد ترك برحسب ضريب شدت تنش، عمر باقي‌مانده در رشد ترك خستگي براي ترك‌هايي با ابعاد مشخص در اين دو ناحيه تخمين زده مي‌شوند. در پايان، با انجام تحليل مودال فركانس‌هاي كاري پره به‌دست آمده و با استخراج دياگرام كمپل، فركانس تداخل ارتعاشي پره نيز به‌دست آمده‌است. نتايج نشان‌دهنده آن است كه براي دو ناحيه ترك اول و دوم بر روي سطح فشاري با افزايش فاصله از ريشه پره كمپرسور عمر باقي‌مانده پره ترك دار افزايش مي‌يابد.

In this study, the fracture mechanics analysis for the 16th stage of a Siemens V94.2 gas turbine compressor blade under mechanical and thermal stresses due to rotation, pressure and temperature distributions in the full load steady state condition is studied using ANSYS finite element software. Modeling a symmetric sector of a balde-disk assembly with a ratio of 1 to 79 with applying thermomechanical loading, boundary conditions and initial conditions, locations with high stress levels on the blade airfoil are recognized. Then, using ANSYS software to model cracks with different sizes in two specified locations on the airfoil, the stress intensity factors are calculated. Moreover, by applying Paris relation, crack growth rate with respect to the stress intensity factors are obtained to estimate remaining life in the fatigue crack growth for the cracks with initial dimensions in these two locations. Finally, doing modal analysis, the operating frequencies of the blade have been calculated and according to obtained Campbell diagram, the interacting frequencies for the blade are also specified. The obtained results show that for these two cracks locations on the pressure side of the blade airfoil, by increasing the distance from the root of the compressor blade, the remaining life of the cracked compressor blade increases, accordingly.