[发明专利]多重热循环下涡轮叶片热障涂层危险区域的预测方法

说明书

技术领域

本发明属于高性能航空发动机隔热防护涂层系统可靠性预测技术领域， 尤其涉及一种多重热循环下涡轮叶片热障涂层危险区域的预测方法。

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，提高了航空发动机燃气温度和热效 率。因此，它被广泛应用于航空航天、化工、冶金和能源等领域。

然而在实际应用中，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，提高其应用的可靠性。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 热障涂层系统在某工作环境下的温度场、位移场、应力场以及破坏过程。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，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，且极易出 错)，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，提供一种多重热循环下涡轮叶片热障涂层危险区域的 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，一种多重热循环下涡轮叶片热障涂层危险区域的预测方法， 在涡轮叶片热障涂层系统的有限元分析模型中，赋予材料参数，设置一个热循 环的分析步以及边界条件，对模型进行网格划分后，生成一个热循环分析步的 inp文件，其特征是所述方法还包括：

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

--从处理后的所述一个热循环分析步的inp文件中，提取出一个热循环所 对应的历史数据；

--将所述一个热循环所对应的历史数据，进行设定次数的热循环，生成设 定次数的热循环分析步数据；

--修改设定次数的热循环分析步的注释名和名称；

--将经过修改的所述设定次数的热循环分析步数据覆盖所述一个热循环分 析步的inp文件中的数据，修改inp文件名并保存；

--分析修改后的inp文件的数据，获得涡轮叶片热障涂层系统危险区域的 预测结果。

所述一个热循环分析步包括升温过程、保湿过程及降温过程。

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。