[发明专利]涡轮叶片热障涂层应力的预测方法

说明书

技术领域

本发明属于航空发动机隔热防护涂层系统可靠性预测技术领域，尤其涉及一种涡轮叶片热障涂层应力的预测方法。

背景技术

热障涂层(Thermal barrier coatings，简称TBCs)是一种陶瓷材料，它具有熔点高、热传导率低、蒸汽压低、辐射率低和反射率高等特点，它是将陶瓷粉末喷涂或者沉积在高温合金热端部件(尤其是涡轮叶片)表面，用以降低高温部件的工作温度，使其免受高温腐蚀和高温氧化，从而达到延长高温部件的使用寿命的目的，满足现代航空燃气涡轮发动机内高温合金部件在高于其熔点温度的服役环境中工作的要求，提高了航空发动机进口燃气温度和热效率。因此，它被广泛应用于航空航天、冶金和能源等领域。

然而，热障涂层在实际服役过程中，由于各层材料参数不匹配、高温蠕变、高温界面氧化和陶瓷材料高温相变等因素共同导致热障涂层受到热应力和残余压缩应力的交替作用，而且随着应用时间的增加，陶瓷层内受到越来越大的残余压缩应力作用，同时还伴随着涂层界面孔洞或界面裂纹的不断成核、扩展和裂纹连接。随着热循环次数的增加，逐渐增大的残余压缩应力和界面裂纹共同导致了陶瓷涂层以屈曲和剥落形式与金属基体相脱离而破坏。一旦涂层发生剥落，热端金属部件将直接暴露在高温恶劣环境下，其后果是十分严重的。因此国内外许多研究人员采用理论分析、实验研究和模拟方法等多种手段来研究在特定工作环境下，陶瓷涂层与金属基底之间的破坏过程和破坏机理，从而预测热障涂层系统的工作寿命或服役时间，提高其可靠性。但是对于复杂结构的热障涂层系统(例如涡轮叶片、导向叶片)，一般很难采用理论解析解来进行相关研究，必须依靠实验测试和有限元模拟方法来实现。其中，反复的实验测试需要花费大量的人力、物力和财力。这就使得有限元模拟方法成为一种主流的研究方法，该方法不仅可以降低试验成本，而且能够减少设计和研制周期。

目前在热障涂层研究领域中，已经开展了比较广泛的有限元模拟研究，预测热障涂层系统在某种特定工作环境下的温度场、位移场、应力场以及破坏过程等。但是，大部分研究工作还主要集中在基础研究，其研究对象主要是简单的几何构型(平板模型、半圆形模型、圆柱形模型等)的热障涂层系统(部件)。对于复杂曲面实际形状的涡轮叶片热障涂层系统的有限元模拟，目前公开的报道还非常少。我们已率先提出了一个实用的建模方法(公开号：CN101567025)。但是，当需要模拟涡轮叶片热障涂层系统在长期服役环境下的力学行为，即服役的热循环次数(N)非常大时(例如N＞100次，甚至上万次)，前期处理的工作量变得非常大(在ABAQUS/CAE中，500个循环的设置需要约为50～200小时的工作量)，并且操作繁琐，容易出错。因此迫切需要发展相关有限元特殊前期处理手段或程序来实现。

发明内容

本发明的目的在于，提供一种涡轮叶片热障涂层应力的预测方法，用以解决在使用ABAQUS/CAE进行涡轮叶片热障涂层系统大数目热循环(N＞100)时，前期处理的工作繁琐复杂，过度消耗人力和时间的问题。

技术方案是，一种涡轮叶片热障涂层应力的预测方法，包括在涡轮叶片热障涂层系统的有限元分析模型中，对各层材料分别赋予材料参数，设置热循环所对应的分析步以及边界条件，生成设定热循环所对应的幅值数据，对模型进行网格划分后，得到设定的热循环数目对应的inp文件，其特征是所述预测方法还包括：

步骤1：对生成的所述一个热循环分析步的inp文件进行处理，去掉所述一个热循环分析步的inp文件中的分隔符；

步骤2：修改设定次数的热循环分析步的注释名和名称；

步骤3：生成设定的循环所需要的幅值曲线数据；所述幅值曲线数据的格式为：每一行只包含8个数据，且除最后一行外，每一行的结尾不含标点符号，最后一行以逗号结尾；

步骤4：将所述设定的幅值曲线数据覆盖所述一个热循环分析步的inp文件中相应的数据；

步骤5：修改制备温度与制备后冷却时间、总的分析时间；

步骤6：修改初始分析步长、最小分析步长、最大分析步长；

步骤7：修改inp文件名并保存；

步骤8：把修改后的inp文件提交分析，获得涡轮叶片热障涂层系统内应力场的分布；

步骤9：经过对应力场的对比分析，预测出涡轮叶片热障涂层系统危险区域。

所述一个热循环分析步包括升温过程、保温过程及降温过程。

所述设置边界条件包括设置力学边界条件和设置热学边界条件。

所述涡轮叶片热障涂层系统的有限元分析模型，通过CATIA软件和ABAQUS软件共同获得。