Comparison of nasa life and principal life methodologies with fatigue test results of turboshaft engine turbine mid-frame structure

Abstract

Helikopter motorlarının sabit parçalarındaki ömür hesaplama işlemleri güç geçtikçe gelişen zorlu ve karmaşık yöntemlerdir. Bu çalışmanın amacı, iki farklı ömür hesaplama yöntemini birbirleri arasında karşılaştırarak, farklılıkların kaynaklandığı hesap adımlarını göstermektir. Bu sayede motor parçalarında ömür hesaplarındaki güvenilirliği arttırmak amaçlanmaktadır. Rapor hazırlanırken iki farklı helikopter motor üreticisinin ömür hesaplamalarından, danışmanlık hizmetlerinden ve literatür araştırmalarından faydalanılmıştır. Bu çalışmadaki hesaplamalar, helikopter motorlarında yaygın olan ve çekirdek ve güç şaftını taşımada görevli olan türbinler arası taşıyıcı yapı için gerçekleştirilmiştir. Parçaların servis ömrünü helikopterin uçuş süresi boyunca taşıyıcı yapılara etkileyen yükler belirler. Rulmanlardan taşıyıcı parçaları akan önemli yük kaynakları: manevra kuvvetleri, hızlanma ve jiroskopik yük ve momentler, balanssızlık kuvvetleridir. Bunun yanında kararlı durumlarda akış yolunun etkileri sonucu oluşan basınç ve sıcaklık yükleri vardır. Tasarımda taşıyıcı yapı parçaları için IN738 döküm ve kalkan parçası içinde IN718 dövme malzeme dataları kullanılmaktadır. Görev profilindeki gerilim değerlerini çıkartmak için Ansys 2021r2 programı her iki sıcaklık ve mekanik yük durumu için kullanılmıştır. Sonrasında, görev profilinin gerilim öyküsü kullanılarak her iki ömür metodunu hesaplamak için Phyton programı kullanılmıştır. Çatlak başlangıcına kadar olan ömür testleri, temsili ortam şartlarında gerçekleştirilmiş olup iki farklı ömür hesaplama metotlarıyla karşılaştırılmıştır.The Fatigue life of helicopter engine static components is an intensive and complex process currently achieved through various methods. The purpose of this study was to compare existing methods and review differences that clarify to use of reliable prediction methods for engine components' service life. This report presents the results of a detailed review of fatigue life methods used by two helicopter manufacturers as determined by consultancy and literature reviews. This study is performed for turbine mid-frame module, which has common usage in helicopter engines. Turbine mid-frame must support core shaft and power shaft rotor group. In many cases, this dictates a need for adequate service life which is consumed by loads. The primary sources of stress on the engine that are converted to forces on the structure are maneuvering stress, acceleration, gyroscopic forces, and moments entering the frame hub through bearings, rotor imbalance, pressure in the flow path, and the heat difference. It is caused by the hot gas flowing through the components. In this design, IN738LC casting material is used for frame structure and IN718 forging is used for casing structure. Ansys 2021r2 software is used for predicting stress histories both under thermal and mechanical load conditions. Nevertheless, after to calculate stress histories for the mission, phyton software is used to generate calculations for both life estimation methods. After all this numerical calculation step, the LCF test was also carried out to investigate the crack initiation life cycle of the structure and to compare both methods' life values under representative environment conditions.