小脉冲涡轮叶片的疲劳研究的基础上,数值模拟和实验测试

文摘

可重复使用的航天器越来越吸引了研究人员的关注。然而,实验调查在火箭发动机的涡轮叶片很少发表。因此,一个小脉冲火箭涡轮叶片的疲劳是探索在当前工作。首先,标本和电火花加工的电极是精心设计的。然后,使用电火花加工机床的标本。研究了疲劳特性,有限元分析分别进行叶片模型和标本。基于数值结果,疲劳试验进行了繁殖最脆弱的位置。最后,试样的显微结构的结构是使用扫描电子显微镜(SEM)检测。结果表明,(1)不同于航空领域,标本是无法加工的焊接方法,因为它破坏了关键细节和机械性能;(2)最大塑性应变是出席前缘靠近中心,760年μm角裂纹出现在第10113届疲劳循环。这项工作提供了一种可行的方法使用电火花放电加工的机器小冲动式汽轮机叶片的标本。

1。介绍

从1970年代,可重复使用的航天飞机被广泛研究了美国和苏联。尽管从2011年航天飞机退役由于其高启动成本,开发可重复使用的航天器仍越来越有趣的发展方向。众所周知,在液体火箭发动机,涡轮被广泛用于液体推进剂的压力。然而,生命实验调查了涡轮叶片很少报道在航空航天领域,因为测试标本是很难做好准备和测试总是昂贵。事实上,许多在航空领域还没有采取相关的措施。例如,涡轮叶片的蠕变疲劳寿命由全面定向凝固合金研究(1),全面的空心涡轮叶片被磁盘和特殊夹固定。进行热机械疲劳试验在单晶涡轮叶片冷却孔,在2013年,王et al。2)开发了一种特殊的试验台,破解成功复制利用加热和冷却子系统模型航班的起飞和关闭阶段,分别。2016年,静等。3]提出了热机械疲劳(TMF)单晶涡轮叶片寿命评估方法,实现气动弯曲的地方通过调整间距器夹。2016年,曹和严1)进行了全面的涡轮叶片蠕变/疲劳测试,温度梯度是合理的由螺钉安装在一个特别设计的夹具。2020年,Sanaye和Hosseini [4)利用热力学、涡轮机和人工网络模型来预测一个工业燃气轮机叶片使用寿命的非设计工况条件下,从它看出操作参数主要影响对流换热系数在叶片的内外表面。此外,它也表明,载荷比和入口温度影响转子叶片生命周期成倍增长。除此之外,有很多文献关于微观结构变化引起的服务条件。2014年,Tawancy和Al-Hadhrami [5)检查第一级涡轮叶片的显微结构的变化受Cr-modified保护铝化合物涂层,这是暴露在相同的服务条件,在一个发电厂。结果表明,高温合金成分和操作温度是关键影响因素的微观结构变化。2020年,张等。6]研究了微观结构退化在定向凝固涡轮叶片的复兴热处理,结果表明service-exposed叶片的聚结和粗化 - - - - - -相、碳化物转变和降水的拓扑拥挤不堪的阶段。

从上面的语句,它是生命的测试在实验室被广泛的评估标本学位。因此,如何准备样品在实验中是一个有趣的问题。通常,叶片标本主要处理两种方法,即、焊接和铸造。两个主要的问题应该仔细考虑在样品制备。首先,如何对标本造成的负载是模型实际叶片的工作条件?第二,如何机器标本保持机械性能符合真正的叶片。例如,为了解决这两个问题,2016年,齿状标本,分别制造的焊接和王max-casting方法等。7,比较了找个人处理方法的优势。从[7),发现焊接方法有两个缺点:(1)焊接零件的强度弱于测试部分,导致在焊接部分意想不到的失败;(2)测试部分可以被摧毁焊接加工尤其是当标本中非常小。相比之下,两个缺点不存在的铸造方法。然而,作者最好的知识,铸造方法是不适合被广泛使用在实验室由于其巨大的成本。因此,调查准备样品的一个脉冲涡轮叶片体积小很少发表。

作为一种先进的加工方法,EDM过程研究在当前工作要找到是否合适小叶片标本做准备。对电火花加工技术,进行审查(8),研究了电火花放电加工的表面改性和一些应用程序也进行了讨论。阿巴斯et al。9]介绍了某些类型的电火花加工技术和电火花放电加工的发展趋势进行讨论。2018年,Tanjilul等人指出,(10电火花放电加工的表面质量是受许多因素的影响。因此,得到所需的表面质量,执行一些调查发现最优的加工参数集。2018年,阿加瓦尔et al。11)研究如何最大化材料去除率(MRR)和最小化表面粗糙度(Ra)基于多元回归和Jaya算法,在脉冲电流(IP),脉冲在时间(吨),工作周期(τ)和gap电压(V)是独立的变量。此外,在2018年,Nagaraju et al。12)应用模糊方法和Taguchi算法研究电火花的反应过程。在多个响应优化,分别转换为一个单一的特征索引。另一方面,在2018年,Dastagiria et al。13)使用多目标优化研究最佳的电火花加工工艺参数。不同于单目标优化,MRR、Ra、刀具磨损率(TWR)分别作为目标函数。2018年,普拉卡什et al。14)采用多目标粒子群算法优化的电火花加工工艺参数优化存款HA涂层。在优化中,表面粗糙度,重铸层的厚度、显微硬度被选为响应特性。2019年,周et al。15EDM)建立了一个闭环控制系统,以改善其工艺性能。通过适应servo-voltage的差距,过程效率明显提高。比较积分叶片转子组装光盘,组件的重量减少了20 - 30%,大幅提高效率,同时减少燃料消耗和气体排放。在[16),作者回顾了积分为涡轮机叶片转子的制造过程。他们指出,叶片加工过程的选择取决于应用基材料。此外,作者认为EDM过程导致熔融金属表面层(比基材具有不同属性)影响疲劳响应。与铣削相比,线放电加工和放电加工,电火花加工过程最经济的粗镍基材料的过程。

从上面的分析,发现这是一个重要但很难准备叶片样品,处理小样本的方法很少发表。因此,在当前的纸,两个方法,焊接和电火花,比较处理的标本类型的脉冲涡轮叶片。比较后,电火花加工(EDM)选择机器的标本。首先,标本是特别设计,以满足实验要求。第二,标本与电火花加工。然后,释放残余应力和消除缺陷试样,采用喷砂处理提高其表面质量。微观结构在角落的前缘和SEM分析了。注意的特性是由作者的经验,因为调查的关键问题是要找到合适的样品而不是最优的加工方法加工参数。该处理方法的可行性支持的有限元分析,微观结构探测,疲劳试验。

2。方法

真正的涡轮机探索在当前工作是整体成型的铸造方法生产。涡轮的一部分是显示在图1。

从图1,看到脉冲涡轮叶片的大小相当小。因为火箭发动机的能量循环属于开放的类型,选择脉冲机翼获得高压比例。此外,虽然没有出现在叶片冷却孔,机翼的形状仍是复杂的。注意,如果进气涡轮的总温度高,冷却孔将用于保护叶片,这将影响气动性能由于二次流和限制了叶片寿命,因为应力集中。

2.1。设计叶片标本

叶片及其标本应持有两个主要特点:(1)验证的关键部分是相同的;(2)基本力学性能是相同的,它不应该被摧毁在加工。此外,气动部队和其他原因影响叶片使用寿命也需要被认为是在设计阶段。可以找到一些相关的文献(2,17]。

在当前的工作中,标本的设计规则总结如下:(1)变形引起的气体动力的力量不被认为是由于小的起动转矩和优秀的材料的机械性能(2)刀片将用于涡轮入口的总温度只有几十个开尔文,几乎没有对叶片的影响(3)压力通常对叶片的生活几乎没有影响,所以压力效应是不考虑

根据这三个规则,夹子和测试标本的叶片设计同轴相连。两个夹紧部分用于施加载荷代表的离心力。事实上,当前叶片的疲劳的交互LCF HCF,它们分别由启动/关闭和高频振动。这种交互的研究将成为未来工作。

2.2。选择加工方法

一般来说,两种加工方法常用在航空领域准备样品,即。,焊接和铸造方法。在当前的工作,准备使用的两种加工方法刀片标本。标本(图2)首先处理有限公司₂保护电弧焊方法。

如图2,看到标本处理质量差。从几何的角度特性,关键部分,“A”和“C”极大地摧毁。此外,叶片领导和后缘“B”也被飞溅的熔融金属。重要的是,设计要求之间的同轴叶片和夹子不能保证在这个过程。从上面的分析,很明显,有限公司₂保护电弧焊方法不适合生产这么小的叶片标本。

此外,在2020年,辛克et al。18]研究了液体火箭发动机涡轮泵叶轮的制造过程,他们指出,传统的铣、电子焊接,激光焊接,3 d打印技术是有效的处理方法。在激光焊接加工,激光作为热源。随着激光加热金属碎片和融化金属,之间的差距的组件作为毛细管焊料流动和债券的组件。激光焊接具有能量密度高、热输入低,结构变形小,没有真空环境,高质量、精度高、效率高、等,是领导者在各种金属材料熔焊方法。事实上,2015年,Oguma et al。19]介绍了一些高效的燃气涡轮机的制造技术,在激光金属沉积焊接法修复损坏的涡轮叶片。修复过程中,看到了焊接方法有点复杂。因此,这种方法是不考虑在当前工作。实际上,脉冲氩弧焊机,设备成本和运行成本远低于激光焊接机,也广泛用于飞机和火箭涡轮机制造和修复(20.]。从[21),发现激光添加剂3 d印制技术用于制造涡轮叶片。激光添加剂印刷、金属合金的粉末在印刷机的薄层中传播。计算机控制激光然后融合了粉成横截面的引擎组件。机器传播另一层粉,重复这个过程,直到组件完成。尽管上述处理方法有很多优势,但是,他们还没有广泛使用大学实验室由于各种原因,如小批量的和一些处理资源。

理论上,铸造方法可用于机器任何复杂标本除非铸型准备充分。然而,高处理成本限制了该方法的应用。铸造方法的应用可以在找到2),准备标本的铸造方法的原理进行了总结如下:(1)裹尸布和堡垒(或中心)是远离的关键部分,即。,外面裹尸布几乎没有影响的关键部分(2)铸造模具很容易通过设计基于现有叶片模型标本

通过很多努力,不幸的是,这两种方法都不适合机器这种类型的脉冲涡轮叶片的标本。最后,选择了EDM机的标本,因为以下的优势:(1)它使最基本的几何细节与焊接方法相比(2)更容易和更便宜的机器设计和电极比铸造模型做准备(3)它适用于机器这么小的样品比传统的加工方法与一个复杂的概要文件

2.3。加工程序

加工程序包括四个主要部分:(1)车床上加工304 ss圆条获取夹子(2)使用铜电极设置为机器的过渡部分(3)使用铜电极组机器测试部分,即。,测试叶片模型(4)使用喷砂处理释放的残余应力和消除缺陷样品

2.4。可行性分析

核实EDM过程方法的可行性,分别进行有限元分析的叶片和标本。此外,试样的显微结构的结构也与SEM分析。基于有限元分析,进行更多的实验测试样本来验证分析的合理性。

3所示。准备叶片标本

3.1。设计叶片模型

在真实的应用程序中,角落里的裂缝出现在角落”一个”作为显示在图1。因此,复制这个失效模式在实验室标本是精心设计的基于叶片的特性。详细设计背后的想法总结如下:(1)标本的每个部分的长度

样品的长度为138毫米,参照材料实验和加工条件。试样的两端夹紧部件,其长度设置为53毫米,因为在这个长度,标本很容易抓住的测试机。测试段是相同的与真正的涡轮叶片。剩下的过渡部分。(2)其他的设计考虑

两个夹紧段同轴,测试部分的重心位于同轴电缆,确保施加载荷模型合理的离心力;在倒角的测试部分,后缘设计为0.2毫米。

详细的功能叶片标本显示在图中3。

3.2。设计加工工具

机器刀片标本,制成的铜钨电极702 T1是根据叶片翼型剖面的设计。电极是显示在图的布局4。

作为显示在图4吸力和压力的标本分别加工的工具(a)和(b),设计要求,双方终于形成所需的机翼。注意,702年电极的表面粗糙度类风湿性关节炎0.3。

使负载过渡平滑,其他铜钨电极701 T1的设计,也有类似的概要702。701年的加工要求不严格,所以它的布局不显示。

3.3。加工设备

EDM过程实现电火花机GW735 BMTI精密MECHATRNICS有限公司开发的。GW735列在表的性能1。

3.4。加工叶片标本

提高加工效率,304 ss圆条首次利用普通车床加工获取标本夹紧部件。加工参数显示在图中5(一个)。普通车床加工后工件的外观如图5 (b)。

然后,工件被使用电火花加工过程。在电火花加工过程中,两对夫妇的铜钨电极(图6)是基于电极的布局图加工4。这些电极都是用线切割放电加工机器。在702年的过程,每个有效的电极表面(即。,the surfaces used to machine the tested parts) was machined by a three-step wire cutting from rough to fine to achieve the surface roughness类风湿性关节炎0.3。

在电火花加工过程中,应小心控制,确保加工参数设计要求。事实上,放电强度、脉冲宽度、峰值电流、等,极大地影响加工质量。一般来说,粗糙度和加工参数的关系: 在哪里peak-to-valley粗糙度,2.3是一个常数,脉冲在时间(μ年代),峰值电流(A)之间的关系和表示为,

不同于以前的文学,工作的目的试图找到一个可行的方法机脉冲涡轮叶片的标本。因此,确定加工参数基于作者的经验:(1)确定初始放电参数根据最大电流密度和加工效率的要求,电极能承受(2)最后的放电参数决定根据叶片表面质量要求(粗糙度)(3)电极的数量决定根据不同表面粗糙度对应于初始和最终的参数(差异越大,电极使用)(4)之间的初始参数和最终的参数,选择一些过渡参数,根据放电加工深度确定差距

经过几次试验,主要的电火花加工工艺参数确定如下:(1)峰值电流:1;(2)脉冲在时间:0.8μ年代;(3)脉冲时间:1.6μ年代;(4)电容值:1 nF。此外,其他相关参数如下:(1)材料去除率:0.3毫米³/分钟;(2)刀具磨损率:35%;(3)表面粗糙度:类风湿性关节炎0.4。虽然表面粗糙度已同意和方程式。(1)和(2),喷砂处理是用来释放残余应力,消除缺陷的标本。喷砂过程的参数如下:(1)磨料:60 - 80目棕刚玉;(2)过程的压力:0.4 - -0.7 MPa;(3)喷嘴和工件之间的角度:30 - 45度;(4)喷嘴与工件之间的距离:15厘米;(5)空气消耗量:1.5米³/分钟。

加工项目主要由五个步骤组成。

步骤1。加工方“P”的过渡段。

过渡连接刀片夹紧部分和测试模型,这使得测试机器的负载转移到标本更为顺利。一边”P“第一次加工,显示在图7。请注意,“P”表示过渡部分位于一侧的压力的标本。

步骤2。加工试样的压力。

加工后的过渡部分”P”,那么测试部分的压力面加工。这个过程示意图显示在图中8。

步骤3。加工方“S”的过渡段。

类似于步骤1,一边“年代”加工作为显示在图9。请注意,“年代”表示的过渡部分躺在一边吸一边的标本。

步骤4。吸力面加工。

加工后的过渡部分”年代”,那么测试部分的吸力面加工。这个过程示意图显示在图中10。

第5步。喷砂处理。

EDM过程后,喷砂处理是用来释放残余应力从标本和消除缺陷,提高了抗疲劳强度。

4所示。结果与讨论

4.1。几何特性分析

EDM过程后,检测叶片样品如图的一部分11(一个)。作为一个比较,3 d叶片模型显示在图11(b)。

从几何的角度,看到从图11测试部分是符合实际叶片翼型。通过比较图2与图3,看到EDM过程获得的基本几何细节。

一般来说,叶片样本用于测试气动,负责机械、和工作寿命叶片的属性。倒角的大小之间的测试和过渡部分对这些特性有显著的影响,因为它决定了应力集中的程度。因此,选择十个位置测量槽(图的半径12)。注意倒角的设计价值是0.2毫米。

表2给出了倒角半径,测量的光学放大镜。

从表2,看到的倒角半径的领导和后缘接近设计值,而他们在其他衡量点大于0.2毫米。研究这些半径的影响与疲劳相关的问题,执行一些有限元分析和实验测试标本。

4.2。效益和成本分析

4.2.1。准备好处

这种方法大大减少了涡轮叶片的实验时间消耗。样品可以在5天内准备:削减electrode-3天;manufacturing-2天。此外,可以在2天内进行疲劳试验。然而,需要数十天如果我们应用集成涡轮叶片的疲劳寿命测试。因此,这种方法在目前的工作减少了实验时间消费。

4.2.2。成本

这种方法大大减少了疲劳试验成本,因为它对个体叶片但不执行测试集成涡轮。作者最好的知识,类似火箭涡轮机的制造成本几十万元人民币左右。然而,样本的成本只有2500元。因为涡轮由91叶片,获得相同数量的疲劳实验结果,实验成本真正的涡轮机是大约16562 ( )倍的标本。

4.3。微观结构分析

检测到的微观结构和SEM方法的变化表面微观结构前后喷砂处理。SEM结果分别显示在数字13(一)和13(b)。

从数据13(一)和13(b),它可以发现喷砂处理后微观结构变得更加均匀。在图13(a),存在一个附着力撕扯前缘的角落。此外,一些陨石坑随机扩散在机翼上。从[22),它被认为在真正的涡轮机,最高温度出现在叶片的前缘是最高的。在启动和关闭阶段,领导和后缘的温度梯度相对较大,从而导致较高的热应力。因此,领导和后缘更脆弱。标本,这些不规则的缺陷的尺寸只有几十微米。根据疲劳理论,这些缺陷有有害影响高循环疲劳(HCF)在小低循环疲劳(LCF),因为前者是更敏感的表面质量。

在[23),发现样品的表面电火花加工的过程实际上由三层组成。最外面的一层是重铸层,然后,媒介是淬火层,和更深层次的制度是退火层。表层的示意图缩影照片是显示在图14。

重铸层可显著提高硬度和表面的粗糙度,铸层顶部的深度是影响很大的脉冲能量和持续时间。此外,工作放电功率与三层的深度关系密切,影响疲劳特性。

作者最好的知识,大量的测试和检测应由花大把时间和巨大的成本如果想找出疲劳的微观结构的影响。然而,它不是当前工作的有关问题。因此,这个问题不被认为是。使用喷砂处理的原因是,在24),作者认为以下几点:(1)领域的拉伸残余应力是负责应力腐蚀开裂和(2)表面冶金转换大大降低组件的疲劳极限与电火花加工过程。喷砂处理后,残余应力释放和缺陷从表面上看,这在一定程度上提高了抗疲劳强度。

4.4。有限元分析

4.1.1。涡轮叶片的有限元分析

提供一个参考的实验测试,叶片的工作特性数值研究。减少计算时间,只有一个涡轮叶片用于模拟。为了确保相同的力学性能发生在高脸“H”和低脸“L”采用“循环对称结构分析”。

叶片模型与三维网状10-node四面体元素,和16557个元素。使用显示在图的网格15。

作为显示在图15获得更大的网格密度,倒角选择再啮合。完成“循环对称分析,ANSYS参数设计语言(APDL)命令“CPCYC”是用于建立一个耦合自由度(自由度)两副面孔。相关的命令简化给出如下:

allsel,所有

cmsel s lowface

cmsel, highface

cpcyc, 0.05, 12日,4日,0

从命令流线,看到巧合宽容被设置为0.05。节点位置增量设置为4度角,同意90叶片。叶片的速度是每分钟19800转。

的Chaboche随动强化模型参数采用304不锈钢的(25),显示在表中3。

此外,各向同性硬化模型参数和分别设置为75 MPa和44。Chaboche结合硬化模型的详细说明可以从[25]。

面临“M”和“N”设置固定支架在模拟,因为他们几乎没有影响的关键部分。图16显示了等效塑性应变云图的叶片。

从图16,很明显,最大等效塑性应变 ,这是出席槽靠近中心。所(26),塑性应变代表不可逆损伤引起的位错运动,这是确定叶片的使用寿命的关键。因此,拥有相同的总应变在关键的位置是基本原理进行疲劳实验测试。不同于(27),以确保离心株叶片的前缘的根源和样品是相同的,实验加载对标本是由下面的模拟方法。

10/24/11。有限元分析标本

有两个目的进行的有限元分析标本:(1)验证是否存在相同的最大塑性应变在拐角处的前缘和(2)获取用于疲劳试验的加载。

在仿真之前,叶标本首先是网状的3 d 10-node四面体元素,和33970个元素(图17)。

在仿真,“A”部分从图17是固定的,“B”位移沿自由吗只有方向。端面上的载荷施加“C”是由采用试错法。最后的负载使用的是13407 N,这保证了最大塑性应变与叶片出现在同一位置。图18给出了等效塑性应变云图的标本。

从图18,是看到了最大等效塑性应变 ,这发生在拐角处的前缘,几乎等于叶片(图16)。从疲劳理论、最小疲劳寿命应出席这个职位最大塑性应变。

4.5。实验测试

2020年,Salehnasab和Poursaeidi [28)指出,高离心应力和热负荷在启动和关闭负责刀片的循环寿命低。因此,在当前的工作中,疲劳验证测试在室温下进行。基于部分4.4,实验在下列条件下进行疲劳试验:13407 N载荷振幅,0.25赫兹的频率,和0负载电压。在第10113届周期,一个角落裂纹长度为760.993μm发生在最大等效塑性应变的位置。裂纹的光学观测显示在图中19。

从上面的分析,它是利用电火花加工过程的有效性机刀片样品支持(1)测试叶片的几何模型是符合实际涡轮叶片和(2)叶片和样品有相同的模拟的关键部分,和疲劳裂纹发生在这个位置。实际上,在真实的应用程序中,涡轮叶片也与喷砂抛光方法。

从[29日),发现在裂纹扩展裂纹的大小从疲劳试验是获得重要的耐久性和损伤宽容,确定裂纹扩展控制曲线。通过大量的测试,疲劳和断裂的性质将熟悉的工程师。所(30.),可变振幅疲劳裂纹增长率和起始裂纹尺寸的方法破坏公差和耐久性分析进行了分析。作者进行了一项变量stress-controlled疲劳试验的标本7050 - t7451铝合金制成的。通过拟合裂纹增长率 ,作者获得型的常量(当量初始缺陷尺寸)分布。因此,目前的工作是很重要的,揭示了裂纹传播的历史冲动式汽轮机叶片,它提供了有价值的参考设计叶片的长期服务。

5。结论

火箭发动机的涡轮叶片的可重用性很少被研究的实验室。因此,在当前的工作中,一个标本小脉冲涡轮叶片设计和加工以便重用。仔细地比较不同处理方法后,电火花加工(EDM)选择机器刀片标本。机标本,两对夫妇使用电火花线切割加工电极的发展。基于加工项目,叶片标本。然后喷砂的治疗方法是用来释放残余应力并去除表面的缺陷。为了验证疲劳试验的标本的可行性,用有限元分析方法分别分析叶片的应力-应变响应和标本,这有助于找出疲劳试验的实验条件。最后,试样的微观结构与扫描电镜检测。在此基础上调查,是得出以下三个结论:(1)这种类型的小冲动式汽轮机叶片的标本不能加工与焊接方法,因为它破坏了细节和试样的力学性能(2)最大塑性应变是出席前缘靠近中心,这是容易受到损害。这些事实也支持的疲劳试验,一个角落裂纹长度为760μ发生在10113周期(3)有限元分析和实验测试直接反映使用电火花放电加工方法的可行性为小脉冲涡轮叶片机标本

该方法提供了一个参考评估的可重用性冲动在航空涡轮叶片。它还可以扩展到其他行业,如鱼雷涡轮和核能发电。

数据可用性

所有数据由作者提供。

的利益冲突

作者宣称没有利益冲突。

确认

作者表达自己真诚的感谢白女士在中国国家纳米科学中心和技术帮助的SEM应用程序指令。

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