報告書番号

Q04013

タイトル（和文）

Ni基一方向凝固超合金の高温強度評価法の開発 -第7報 1300℃級ガスタービン初段動翼の解析的寿命評価法の開発-

タイトル（英文）

Development of High Temperature Strength Evaluation Method for Nickel-based Directionally Solidified Superalloy - 7th Report: Development of an Analytical Life Assessment Method for a 1300C-class Gas Turbine First Row Blade -

概要 （図表や脚注は「報告書全文」に掲載しております）

1100℃級ガスタービン（GT）動翼用として当所で開発したFEMコードに直交異方性材料（DS材）の非弾性構成式を組み込み，1300℃級GT動翼も扱えるように改良を行った。そして，1300℃級GT初段動翼を対象に３次元熱流動解析結果に基づく非弾性応力解析を実施し，運転時の温度，応力，ひずみ状態を調査した。次に，DS材の熱疲労寿命を実験的に調べ，き裂発生寿命が「等価せん断ひずみ範囲」で整理できることを明らかにし，非線形累積損傷則をベースとする寿命評価法を提案した。同寿命評価法に非弾性応力解析の結果を適用したところ，翼高さ中央位置断面外周において最も熱疲労損傷が厳しい，すなわち，き裂発生寿命が短いのは背側表面の前縁部寄りであることが明らかとなった。前縁部と腹側表面の寿命も比較的短く，背側表面前縁部よりの寿命のそれぞれ約1.5倍と約2.0倍であった。

概要 （英文）

At first, our previously-developed finite element method (FEM) code was modified so that directionally-solidified (DS) materials utilized for gas turbine (GT) blades could be dealt with. A new kind of inelastic constitutive equation for DS materials is introduced in this code. Then three-dimensional thermal fluid dynamics and inelastic stress analyses for a first row blade of a 1300C-class GT were carried out to understand its temperature, stress and strain conditions under assumed daily-start-stop (DSS) operating conditions. Next, a thermal fatigue life evaluation method was proposed on experimental approaches in this study. In this method, thermal fatigue damage will be calculated using "maximum shear strain range" and crack initiation life will be obtained based on "nonlinear cumulative damage rule". Then, thermal fatigue damage, creep damage, and crack initiation life ratio on outline of mid-section were estimated and it was revealed that the most severe portion on mid-section in terms of fatigue and creep damage was suction-side surface near leading edge. And the leading edge and middle of pressure-side surface were comparatively severe in terms of creep fatigue damage.

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