報告書番号

T01046

タイトル（和文）

3次元有限要素解析による1100℃級ガスタービン初段動翼の損傷評価 -－運転条件の影響に関する検討－-

タイトル（英文）

Damage Assessment for First Stage Blade of a 1100℃-class Gas Turbine based on Three-Dimensional Finite Element Analysis

概要 （図表や脚注は「報告書全文」に掲載しております）

本研究では，様々な運転条件下における1100℃級ガスタービン初段動翼の応力/ひずみ状態を調べるために3次元有限要素解析が実施された。これらの解析には当所の非弾性構成式を組み込んだ開発コードを使用し，当所提案の熱疲労寿命評価法による損傷評価が行われた。その結果，動翼の熱疲労寿命を決める因子である最大主応力，全ひずみ範囲，クリープひずみ増分が燃焼ガス温度の上昇とともに増加の傾向を示すことがわかった。また，損傷評価の結果，前縁部における熱疲労損傷とクリープ損傷がともに最も厳しく，その他の部位の推定き裂発生寿命は前縁部での推定寿命の5倍以上も長いことが解析的に明らかとなった。

概要 （英文）

Three-dimensional finite element analyses were carried out to investigate the stress and strain conditions of a 1100℃-class gas turbine first stage blade under assumed daily-start-stop operations. In these analyses, our developed code incorporating original inelastic constitutive equations was utilized and our proposed thermal fatigue life assessment method was applied for those results to estimate the damage conditions of the blade. Consequently it was shown that maximum principal stress, total strain range and creep strain increment related to the thermal fatigue life had a tendency to increase with combustion gas temperature due to enlargement of the temperature gradient. It was also clarified that the leading edge was the most severely affected in terms of both thermal fatigue and creep damage, and that the crack initiation lives on other portions were more than 5 times longer than that on the leading edge.

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