Knowledge base: Warsaw University of Technology

Settings and your account

Back

FEM analysis of a high pressure turbine disk of a jet engine

Anna Monika Wąsiewicz

Abstract

The aim of this work was to analyse performance of the high pressure turbine of a modern aircraft engine. Geometry of a model and its performance was inspired by a popular jet engine CFM-56. Gathering all the detailed data for this advanced technology motor was impossible, therefore the missing data was completed basing on a research and information found for similar engines or calculated from the Bryton cycle, with parameters set to comply with the intended engine performance. Finite element analysis was performed using ANSYS software. Because at this stage of the engine temperature and pressure achieves values considerably higher than those met in standard applications for other machines, special material must have been introduced to withstand the demanding working environment. For the aerospace applications special kind of superalloys was developed. Mostly they are nickel-, iron- and cobalt-based alloys with enforced resistance to high temperatures, corrosion, creep and fatigue. Their high performance is also a result of a special manufacturing method, turbine blades are usually single crystals, which are produced in a directional solidification process. Lack of grain boundaries is the reason for its excellent creep resistance even, while exposed to high temperatures. To keep the analysis closer to the reality also the creep mechanism was modelled as it influences material life significantly. For the calculations Norton’s creep model was applied. Because the turbine is cyclically symmetric model consist of only one blade and a sector of the disc. Static analysis was perform including loads caused by temperature, pressure and inertia forces coming from the rotational speed. Then creep influence was activated and examined. Displacements and reduced strains was presented as a function of time. The results was presented on a contour plots in a manner to emphasise creep contribution to material failure and substantial reduction of blade tip clearance. Work shows material deformations during the part lifetime and predict its failure including only its wear during the steady flight stage, additional modifications and limitations should be introduced to analyse turbine wear, while the most demanding flight stage, which is take-off ,when the highest trust is generated.
Diploma type
Engineer's / Bachelor of Science
Diploma type
Engineer's thesis
Author
Anna Monika Wąsiewicz (FPAE) Anna Monika Wąsiewicz,, Faculty of Power and Aeronautical Engineering (FPAE)
Title in Polish
Analiza MES turbiny wysokoprężnej silnika odrzutowego
Supervisor
Paweł Borkowski (FPAE/IAAM) Paweł Borkowski,, The Institute of Aeronautics and Applied Mechanics (FPAE/IAAM)Faculty of Power and Aeronautical Engineering (FPAE)
Certifying unit
Faculty of Power and Aeronautical Engineering (FPAE)
Affiliation unit
The Institute of Aeronautics and Applied Mechanics (FPAE/IAAM)
Study subject / specialization
, Lotnictwo i Kosmonautyka (Aerospace Engineering)
Language
(en) English
Status
Finished
Defense Date
23-09-2019
Issue date (year)
2019
Pages
31
Internal identifier
MEL; PD-5248
Reviewers
Paweł Borkowski (FPAE/IAAM) Paweł Borkowski,, The Institute of Aeronautics and Applied Mechanics (FPAE/IAAM)Faculty of Power and Aeronautical Engineering (FPAE) Adam Dacko (FPAE/IAAM) Adam Dacko,, The Institute of Aeronautics and Applied Mechanics (FPAE/IAAM)Faculty of Power and Aeronautical Engineering (FPAE)
Keywords in Polish
MES, metoda elementów skończonych, analiza strukturalna, analiza pełzania, turbina wysokoprężna, łopatka turbiny
Keywords in English
FEM, finite element method, structural analysis, creep analysis, high pressure turbine, turbine blade
Abstract in Polish
Celem niniejszej pracy dyplomowej było przeanalizowanie wytrzymałości turbiny wysokoprężnej działającej w lotniczym silniku odrzutowym. Geometria jak i osiągi turbiny wzorowane były na popularnym silniku CFM-56. Ponieważ jednak zgromadzenie kompletnych danych dotyczących turbiny nowoczesnego silnika odrzutowego było niemożliwe, brakujące wartości ustalone zostały na bazie informacji zgromadzonych dla innych silników o podobnym zastosowaniu lub były obliczone za pomocą cyklu Brytona, którego współczynniki dobrane zostały tak aby odzwierciedlać pracę silnika o podobnych parametrach. Zagadnienie zostało rozwiązane za pomocą systemu ANSYS, wykorzystującego metodę elementów skończonych. Ponieważ w tej części silnika materiał poddany zostaje temperaturze i ciśnieniu, które osiągają wartości zdecydowanie wyższe niż przeciętnie występujące w różnego typu maszynach, przemysł lotniczy wykorzystuje specjalnie zaprojektowane stopy wyróżniające się swoją wysoką żaroodpornością, głównie są to tzw. nadstopy na bazie żelaza, niklu i kobaltu. Ich wysoka wytrzymałość wynika również z metody obróbki, mianowicie łopatki turbiny których odporność odgrywa kluczową rolę dla efektywności turbiny, są zazwyczaj monokryształami. Brak obecności defektów strukturalnych znacznie poprawia właściwości mechaniczne stopu. W celu bardziej realistycznego odzwierciedlenia deformacji materiału przygotowany model uwzględnia również mechanizm pełzania, które to odgrywa znaczącą role dla żywotności materiału poddanego tak wymagającym czynnikom zewnętrznym jakie występują w tej części silnika. Do obliczeń przyjęty został model pełzania ustalony przez Nortona. Ponieważ model jest cyklicznie symetryczny obliczenia zostały wykonane dla pojedynczej łopatki i sektora dysku. Wpływ ciśnienia na łopatce, temperatury i sił inercji wywołanych prędkością obrotową był przeanalizowany podczas analizy statycznej, następnie policzone zostały zmiany naprężeń i przemieszczeń w funkcji czasu wynikające z postępującego pełzania. Otrzymane rozwiązania zaprezentowane zostały tak aby podkreślić wpływ zjawiska pełzania na żywotność turbiny oraz na znaczne zmniejszenie przestrzeni między łopatką a obudową. Analiza przewiduje czas po którym nastąpi zniszczenie, uwzględniając tylko deformacje powstałe podczas stałej fazy lotu. Dodatkowe próby powinny być przeprowadzone dla warunków panujących podczas bardziej wymagających faz lotu jaką jest np. start, kiedy to generowany jest największy ciąg.
File
  • File: 1
    1104991.pdf
Request a WCAG compliant version
Local fields
Identyfikator pracy APD: 35665

Uniform Resource Identifier
https://repo.pw.edu.pl/info/bachelor/WUT4252bfe36c3745a785ef302c0e71adb5/
URN
urn:pw-repo:WUT4252bfe36c3745a785ef302c0e71adb5

Confirmation
Are you sure?
Report incorrect data on this page