مدل‌سازی، تخمین رشد ترک خستگی و تحلیل مودال پره کمپرسور توربین گاز

در این پژوهش، به کمک نرم‌افزار المان محدود ansys تحلیل مکانیک شکست و تخمین عمر خستگی باقی‌مانده پره ترک‌دار ردیف 16 بخش کمپرسور توربین گاز زیمنس v94.2 تحت تنش‌های مکانیکی و حرارتی ناشی از دوران، توزیع فشار و دما در بار 100 درصد در حالت پایا مورد بررسی قرار می‌گیرد. در این راستا، با مدل‌سازی تقارن محوری قطاع مجموعه دیسک و پره با نسبت 1 به 79، اعمال بارگذاری‌های ترمومکانیکی، شرایط مرزی و شرایط اولیه، مکان‌هایی از پره که دارای تنش‌های بالایی هستند شناسایی شده‌اند. سپس، با مدل‌سازی ترک با ابعاد مختلف در دو ناحیه بر روی ایرفویل پره کمپرسور به کمک نرم‌افزار ansys ضرایب شدت تنش برای ترک‌ها به‌دست می‌آیند. همچنین، با استفاده رابطه پاریس و استخراج نمودار نرخ رشد ترک برحسب ضریب شدت تنش، عمر باقی‌مانده در رشد ترک خستگی برای ترک‌هایی با ابعاد مشخص در این دو ناحیه تخمین زده می‌شوند. در پایان، با انجام تحلیل مودال فرکانس‌های کاری پره به‌دست آمده و با استخراج دیاگرام کمپل، فرکانس تداخل ارتعاشی پره نیز به‌دست آمده‌است. نتایج نشان‌دهنده آن است که برای دو ناحیه ترک اول و دوم بر روی سطح فشاری با افزایش فاصله از ریشه پره کمپرسور عمر باقی‌مانده پره ترک دار افزایش می‌یابد.

modeling, fatigue crack growth assessment and modal analysis for a gas turbine compressor blade

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.