用於估算渦輪機翼型的剩餘壽命的方法和系統的製作方法
2023-06-02 16:22:26 1
專利名稱：用於估算渦輪機翼型的剩餘壽命的方法和系統的製作方法
技術領域：
本文中呈現的實施例涉及諸如渦輪轉子的翼型的剩餘壽命估算。
背景技術：
渦輪翼型和壓縮機翼型在極端條件下運轉，並且在正常運轉條件期間可能產生裂紋。裂紋可能由於高周疲勞(high cycle fatigue)而產生，尤其是翼型的固有頻率與在正常的渦輪機運轉期間所經受的激振力相匹配的時候。發電渦輪機典型地暴露於具有 50/60HZ的頻率和這種頻率的整數倍的頻率的外部幹擾。用於這種發電機械的翼型被設計成具有不同於外部幹擾的典型頻率的固有頻率。除了已知的外部幹擾之外，渦輪機可能經受與正常使用時的翼型頻率相匹配的預料不到的激振。這種預料不到的激振可能導致翼型共振，因而將翼型暴露於增大的量的振動。這種振動可能導致裂紋形成在翼型上或者諸如平臺和鳩尾榫的翼型支撐元件上。由於高周疲勞和振動，裂紋可能蔓延並迅速地延伸。渦輪機翼型中被忽視的裂紋可能引起計劃之外的停歇。一些已知的預測裂紋蔓延速率的剩餘壽命估算技術基於通過定期的檢查而獲得的觀測的裂紋數據。這種方法使用基於觀測的數據的統計模型、概率模型以及內插技術來獲得預期的未來裂紋尺度。其中一些這些類型的方法並不總是產生足夠精確的結果。這些類型的方法可能常常也不提供關於導致結構構件的損壞的基本機理的信息，該信息在延長結構構件的剩餘壽命的方面可能是關鍵性的。一些用於低周疲勞和蠕變疲勞的剩餘壽命估算技術，基於在諸如時不變離心載荷的靜載荷、穩態翼型金屬溫度以及翼型表面上的穩態氣壓下的翼型的靜態響應，計算裂紋生長速率。這種技術不能解釋高周疲勞條件，因而使得這種技術不適於在高周疲勞條件下估算剩餘壽命。其它一些已知的用於高周疲勞的剩餘壽命估算技術可能採用強制振動響應分析， 以達到更加精確的估算。然而，這種技術是計算強度大的，並且，常常需要大量的計算容量。因此，需要有克服這些以及其它的與已知方案相關的缺點的方法和系統。
發明內容
本文中呈現的實施例提供了用於估算翼型的剩餘壽命的系統和方法，所述翼型處於經受高周疲勞失效的風險中，該高周疲勞失效來自處於或接近共振條件的高等級振動。根據一個實施例，用於估算翼型的剩餘壽命的方法包括在處理系統接收至少一個與該翼型相關的振動響應參數。該方法處理至少一個有裂紋的翼型的有限元模型。處理該有裂紋的翼型的有限元模型包括獲取有裂紋的翼型的有限元模型，使用基於斷裂力學的有限元分析而計算有裂紋的翼型的有限元模型的模態應力強度因子(SIF)，以及至少部分地基於模態SIF和至少一個振動響應參數而計算振動SIF。根據一個實施例，用於估算翼型的剩餘壽命的系統包括用於接收至少一個與該翼
4型相關的振動響應參數的接收模塊。該系統還包括用於處理至少一個有裂紋的翼型的有限元模型的有限元分析引擎。有限元分析引擎通過下述步驟而處理有裂紋的翼型的有限元模型獲取有裂紋的翼型的有限元模型，使用基於斷裂力學的有限元分析而計算有裂紋的翼型的有限元模型的模態應力強度因子(SIF)，以及至少部分地基於模態SIF和至少一個振動響應參數而計算振動SIF。該系統包括用於至少部分地基於所述振動SIF而計算翼型的剩餘壽命指標的估算模塊。根據另一個實施例，提供了一種電腦程式產品，該電腦程式產品包括非暫時性的計算機可讀的介質，使用用於估算翼型的剩餘壽命的計算機可執行的指令來編碼該非暫時性的計算機可讀的介質。計算機可執行的指令，當被執行時，導致一個或更多處理器接收至少一個與該翼型相關的振動響應參數。計算機可執行的指令還導致一個或更多處理器處理至少一個有裂紋的翼型的有限元模型。該處理包括獲取有裂紋的翼型的有限元模型， 使用基於斷裂力學的有限元分析而計算有裂紋的翼型的有限元模型的模態應力強度因子 (SIF)以及至少部分地基於模態SIF和至少一個振動響應參數而計算振動SIF。然後，計算機可執行的指令導致一個或更多處理器至少部分地基于振動SIF而計算翼型的剩餘壽命指標。通過以下的連同附圖一起提供的優選實施例的詳細描述，將更加容易理解這些優勢和特徵以及其它的優勢和特徵。
圖1是剩餘壽命估算系統的實施例可以運轉的環境的方框圖；圖2是根據一個實施例的剩餘壽命估算系統的方框圖；圖3是顯示建立翼型的有限元模型的示範性的過程的流程圖；以及圖4是顯示根據一個實施例的剩餘壽命估算的示範性的過程的流程圖。部件列表102渦輪機104葉片監測系統106現場數據存儲器108剩餘壽命估算系統202立體幾何模塊204有限元建模器206有限元分析引擎208估算模塊210輸出裝置300用於生成有裂紋的翼型的有限元模型的方法302接收翼型設計參數304接收至少一個裂紋數據點306基於翼型設計參數而生成未損壞的翼型的立體幾何模型308基於未損壞的翼型的立體幾何模型而生成未損壞的翼型的有限元模型310基於未損壞的翼型的有限元模型和裂紋數據點而生成有裂紋的翼型的有限元模型400用於翼型的剩餘壽命估算的方法402接收動載荷參數404獲得有裂紋的翼型的有限元模型406使用基於斷裂力學的有限元分析而計算有裂紋的翼型的有限元模型的模態 SIF408基於模態SIF和動載荷參數而計算振動SIF410基于振動SIF而計算翼型的剩餘壽命指標
具體實施例方式本文中呈現的實施例提供了用於估算渦輪機翼型的剩餘壽命的方法、系統以及電腦程式產品，該渦輪機翼型在處於或接近共振的條件下經受高周疲勞。在一個實施例中， 該方法採用基於物理學的3D有限元分析以計算翼型的剩餘壽命。圖1顯示了各種實施例可以運轉的示例環境100。環境100包括渦輪機102、葉片監測系統104、現場數據存儲器106以及剩餘壽命估算系統108。渦輪機102可以包括但不限於燃氣渦輪發動機、蒸汽渦輪等。葉片監測系統104監測諸如壓縮機翼型的渦輪機翼型的運轉情況。葉片監測系統 104可以監測振動響應參數，例如，葉片振幅、葉片振動頻率以及翼型結構阻尼。葉片監測系統104也可以針對翼型監測裂紋數據。裂紋數據可以包括裂紋位置、裂紋尺寸、裂紋蔓延方向，或者其組合。除了運轉情況和裂紋數據之外，葉片監測系統104還可以監測諸如翼型共振頻率的翼型結構特性。葉片監測系統104可以包括傳感器以監測運轉情況、裂紋數據以及翼型結構特性。裂紋數據和翼型結構特性可以交替地從測試和檢查系統被輸入，或者作為來自技術員的輸入而被接收。可以交替地或另外地從現場數據存儲器106接收裂紋數據和翼型結構特性。現場數據存儲器106可以存儲若干渦輪機102的現場數據。現場數據存儲器106可以存儲從渦輪機102的檢查中獲得的裂紋數據。在本發明的一個實施列中，可以使用超聲波檢查技術或光學檢查技術來探測裂紋並獲得裂紋數據。應該懂得，這些特定的檢查技術被作為示例呈現，並不限制本文中呈現的實施例的範圍。現場數據存儲器106也可以存儲渦輪機102 的設計參數，該設計參數包括但不限於翼型幾何形狀、翼型葉片尺度、翼型中的葉片數、額定運轉速度、額定運轉載荷等。在一個實施中，現場數據存儲器106可以位於能夠部署渦輪機102的設施。在其它實施中，現場數據存儲器106可以位於諸如渦輪機102的廠商的設施的中央位置，並且， 通過合適的網絡而連接至剩餘壽命估算系統108。此外，剩餘壽命估算系統108可以連接至部署在相同或不同的位置的多個渦輪機102。作為備選，各個渦輪機102可以連接至專用的剩餘壽命估算系統108。圖2是根據一個實施例的示範性的剩餘壽命估算系統108的方框圖。剩餘壽命估算系統108包括立體幾何模塊202、有限元建模器204、有限元分析引擎206以及估算模塊 208。剩餘壽命估算系統108可以聯接至輸出裝置210，以呈現一個或更多剩餘壽命指標。 剩餘壽命估算系統108也可以聯接至接收模塊(圖2中未顯示)。接收模塊可以接收裂紋數據、渦輪機設計參數以及運轉情況。接收模塊可以聯接至葉片監測系統104，以接收運轉情況，並可以聯接至現場數據存儲器106，以接收裂紋數據和渦輪機設計參數。接收模塊可以使用合適的界面而與葉片監測系統104和現場數據存儲器106進行通信，該界面例如但不限於UART、USART、串行埠、控制器區域網路總線、IEEE 802. 15乙太網界面、無線遙測網絡等。立體幾何模塊202生成渦輪機102的翼型的立體幾何模型。立體幾何模塊202接受渦輪機102的設計參數，例如翼型幾何形狀、翼型尺度以及渦輪壓縮機或渦輪中的翼型數。然後，立體幾何模塊202基於設計參數而生成翼型的立體幾何模型。除了設計參數之外，立體幾何模塊202也可以接受裂紋數據，以生成有裂紋的翼型的立體幾何模型。立體幾何模塊202針對若干有裂紋的翼型生成立體幾何模型，該若干有裂紋的翼型帶有諸如裂紋尺寸和裂紋蔓延方向的不同等級的結構損壞。有裂紋的翼型的立體幾何模型中的各個模型對應於現場中的明顯有裂紋的翼型。然後，立體幾何模塊202將立體幾何模型傳遞至有限元建模器204。有限元建模器204將立體幾何模型網格化，以生成有限元模型。有限元建模器204 可以使用諸如四面體元的多面體元來生成有限元模型。然而，任何其它合適的多面體元， 例如但不限於六面體元、八面體元、十二面體元以及二十面體元，也可以用於生成有限元模型。可以根據需要的精密度和剩餘壽命估算系統108的有效計算能力來選擇網格密度。在一個實施中，有限元建模器204可以生成渦輪壓縮機或渦輪的單個翼型的有限元模型。非線性接觸動力學可以應用於位於與轉子狹縫相接觸的鳩尾榫表面的有限元模型的節點。這種非線性接觸動力學可以以高清晰解析度記錄物理過程，並提供平均SIF的精確計算。作為備選，假設翼型鳩尾榫與轉子狹縫完全接觸而沒有任何微小的滑動，不變的固定邊界條件可以應用於與轉子狹縫相接觸的鳩尾榫表面的節點。這一假設可以以高清晰精度的成本使得計算簡單的有限元模型成為可能。然後，有限元建模器204可以將有限元模型傳遞至有限元分析引擎206。然後，有限元分析引擎206使用基於斷裂力學的算法來計算應力強度因子(SIF)。 有限元分析引擎206針對靜態響應參數計算平均SIF，並且針對振動響應模式計算模態 SIF (換句話說，錯峰SIF)。有限元分析引擎206可以使用諸如J積分法、M積分法或位移外推法的基於斷裂力學的算法來計算平均SIF和模態SIF。雖然在本文中呈現了基於斷裂力學的算法的具體示例，但是有限元分析引擎206可以採用用於計算平均SIF和模態SIF的任何已知的基於斷裂力學的算法。然後，有限元分析引擎206考慮振動響應參數，以解釋由處於和接近共振頻率的高頻條件下的振動導致的應力。有限元分析引擎206可以基於模態SIF和振動響應參數來計算振動SIF。在一個實施中，有限元分析引擎206可以使用位於特定間隔的儀表化的翼型尖端振幅和翼型結構阻尼而將模態SIF轉化為處於共振頻率的振動SIF。然後，有限元分析引擎206可以考慮頻率去諧參數，使用合適的單自由度強制響應方程來計算處於近共振頻率的振動SIF。為了計算頻率去諧參數，有限元分析引擎206執行模態分析，以辨認未損壞的翼型的共振速度和有裂紋的翼型的共振速度。用於計算有裂紋的翼型的共振頻率的示範性的方程可以被給出為
權利要求
1.一種用於估算翼型的剩餘壽命的方法G00)，所述方法包括在處理系統接收(402)至少一個與所述翼型相關的振動響應參數； 處理至少一個有裂紋的翼型的有限元模型，其中，處理所述有裂紋的翼型的有限元模型包括獲取(404)所述有裂紋的翼型的有限元模型，使用基於斷裂力學的有限元分析而計算(406)所述有裂紋的翼型的有限元模型的模態應力強度因子(SIF)，以及至少部分地基於所述模態SIF和所述至少一個振動響應參數而計算(408)振動SIF;以及至少部分地基於所述振動SIF而計算(410)所述翼型的剩餘壽命指標。
2.根據權利要求1所述的方法，其特徵在於，所述至少一個振動響應參數包括翼型激振頻率、翼型振幅以及翼型結構阻尼中的至少一個。
3.根據權利要求1所述的方法，其特徵在於，計算所述剩餘壽命指標還包括考慮至少一個材料性質參數。
4.根據權利要求1所述的方法，其特徵在於，所述剩餘壽命指標包括裂紋生長速率、循環計數估算以及裂縫尺寸-循環計數估算中的至少一個。
5.一種用於翼型的剩餘壽命估算的系統(108)，所述系統包括 接收模塊，用於接收(402)至少一個與所述翼型相關的振動響應參數；有限元分析引擎006)，用於處理至少一個有裂紋的翼型的有限元模型，其中，處理所述有裂紋的翼型的有限元模型包括讀取(404)所述有裂紋的翼型的有限元模型，使用基於斷裂力學的有限元分析而計算(406)所述有裂紋的翼型的有限元模型的模態應力強度因子(SIF)，以及至少部分地基於所述模態SIF和所述至少一個振動響應參數而計算(408)振動SIF;以及估算模塊O08)，用於至少部分地基於所述振動SIF而計算(410)所述翼型的剩餘壽命指標。
6.根據權利要求5所述的系統，其特徵在於，所述至少一個振動響應參數包括翼型激振頻率、翼型振幅以及翼型結構阻尼中的至少一個。
7.根據權利要求5所述的系統，其特徵在於，所述剩餘壽命指標包括裂紋生長速率、循環計數估算以及裂縫尺寸-循環計數估算中的至少一個。
8.一種電腦程式產品，包括非暫時性的計算機可讀的介質，使用用於估算翼型的剩餘壽命的計算機可執行的指令來編碼所述非暫時性的計算機可讀的介質，其中，所述計算機可執行的指令，當被執行時，導致一個或更多處理器接收(402)至少一個與所述翼型相關的振動響應參數；處理至少一個有裂紋的翼型的有限元模型，其中，處理所述有裂紋的翼型的有限元模型包括讀取(404)所述有裂紋的翼型的有限元模型，使用基於斷裂力學的有限元分析而計算(406)所述有裂紋的翼型的有限元模型的模態應力強度因子(SIF)，以及至少部分地基於所述模態SIF和所述至少一個振動響應參數而計算(408)振動SIF;以及至少部分地基於所述振動SIF而計算(410)所述翼型的剩餘壽命指標。
9.根據權利要求8所述的電腦程式產品，其特徵在於，所述至少一個振動響應參數包括翼型激振頻率、翼型振幅以及翼型結構阻尼中的至少一個。
10.根據權利要求8所述的電腦程式產品，其特徵在於，所述剩餘壽命指標包括裂紋生長速率、循環計數估算以及裂縫尺寸-循環計數估算中的至少一個。
全文摘要
本發明提供了用於估算渦輪機翼型的剩餘壽命的方法、系統以及電腦程式產品，該翼型在處於或接近共振的條件下將經受高周循環失效。該方法包括在處理系統接收至少一個與翼型相關的振動響應參數。該方法處理至少一個有裂紋的翼型的有限元模型。處理該有裂紋的翼型的有限元模型包括獲取有裂紋的翼型的有限元模型，使用基於斷裂力學的有限元分析而計算有裂紋的翼型的有限元模型的模態應力強度因子(SIF)，以及至少部分地基於模態SIF和至少一個振動響應參數而計算振動SIF。然後，該方法至少部分地基于振動SIF而計算翼型的剩餘壽命指標。
文檔編號G06F17/50GK102436515SQ20111025735
公開日2012年5月2日 申請日期2011年8月26日 優先權日2010年8月27日
發明者A·G·羅欣, N·聖, S·白, V·V·巴達米, Y·K·波特達 申請人:通用電氣公司