報告書番号

M08008

タイトル（和文）

ガスタービン初段静翼の並列大規模有限要素解析

タイトル（英文）

Large-scale Parallel Finite Element Analysis of Gas Turbine 1st Stage Nozzle

概要 （図表や脚注は「報告書全文」に掲載しております）

燃焼器、静翼、動翼などのガスタービン高温部品は過酷な高温燃焼ガス環境中で使用され、様々な損傷メカニズムを受ける。特に初段静翼は、起動停止に伴う高応力の熱荷重サイクルを受け、表面に熱疲労き裂を生じる。溶接補修はガスタービン保守における高コスト要因の一つであり、き裂進展挙動を適切に予測し得る手法の開発が望まれる。静翼は形状および境界条件が複雑であることから、従来の市販の有限要素解析コードでの解析は実用的でない。本報告は、分散メモリ型並列解析に基づく大規模有限要素解析の初段静翼への適用を試みたものである。解析ではき裂のない静翼とき裂入り静翼とを取り扱った。弾塑性J積分や応力拡大係数などの破壊力学パラメータの評価も行った。検査記録から読み取れる典型的なき裂発生パターンに対してき裂の進展傾向を検討した。その結果、特定の条件下ではき裂進展の減少傾向が見出された。

概要 （英文）

Hot gas path parts of gas turbines including combustors, nozzles and blades are exposed to severe high temperature combustion gas environment, and are damaged through various damage mechanisms. First stage nozzles, particularly, are subjected to highly stressing cyclic thermal loading due to start-up and shut-downs, which cause fatigue cracking on nozzle surfaces. Since welding repair is one of the impacting factors to the costly maintenance strategy of gas turbines, an appropriate method to predict crack propagation behaviors is desired to develop. As nozzles are complex in both geometry and boundary conditions, performing finite element stress analysis of these nozzles is not practical if conventional commercial finite element codes are employed. This report describes an attempt to perform large-scale finite element analyses of a 1st stage nozzle using a distributed memory parallel CAE system and parallel computing technique. Cracked nozzles as well as non-cracked nozzles were analyzed. Fracture mechanics parameters including stress intensity factors and elastic-plastic J-integrals were estimated based on the analyses. Crack propagation trend for typical crack initiation patterns derived from inspection records of actual gas turbines was investigated, and crack propagation rate in peculiar conditions showed decreasing trend.

報告者

キーワード