基于损伤力学的蒸汽转化炉热壁集气管蠕变损伤有限元分析

2020-08-22斌1南宁宁1郭晓峰1巩建鸣2

机械工程材料 2020年8期

王斌1，南宁宁1，郭晓峰1，巩建鸣2，朝克

(1.内蒙古科技大学机械工程学院，包头 014010；2.南京工业大学机械与动力工程学院，南京 211816；3. 内蒙古北方重型汽车股份有限公司, 包头 014030)

0 引言

蒸汽转化炉集气管的工作环境非常苛刻，管内介质温度高达890 ℃左右，同时还受到重力、内压、温差热应力等的作用。转化炉管系受力极其复杂，集气管材料经长期高温服役后不可避免会出现劣化，这就导致管系关键部位极易发生弯曲、鼓胀和蠕变开裂。近年来，为了保证蒸汽转化炉关键高温构件的安全可靠运行，国内外学者对其在不同温度、时间和应力等条件下的蠕变损伤行为及寿命进行了研究[1]。在20世纪50年代，高温构件的寿命评估与预测主要采用参数外推法(如Larson-Miller法[2]、Manson-Haford法[3]等)。此后，相继出现了θ法、晶粒变形法、蠕变裂纹扩展评估法和基于损伤力学的蠕变损伤分析和寿命评估法[4-6]。其中，基于连续损伤力学的蠕变损伤分析和寿命评估法考虑了时间相关性和多轴应力效应[7]，不仅可用于研究结构不连续以及冶金不连续问题[8]，还可用于研究高温构件的损伤分布和发展。作者从连续损伤力学理论出发，在蒸汽转化炉集气管单轴蠕变试验的基础上，基于改进的Liu-Murakami蠕变损伤力学本构模型，开发相应的ABAQUS有限元软件蠕变损伤子程序，对理想工况下的集气管蠕变损伤进行模拟计算，得到了集气管运行105h后的损伤分布，并确定了最大损伤部位，以期为蒸汽转化炉集气管的维修检验提供技术支持，同时为管线的安全评估提供科学依据。

1 损伤力学本构方程及材料参数的确定

1.1 本构方程

考虑到长期高温服役过程中析出相粗化对蠕变损伤的影响[9]及应力的多轴性[10]，采用修正的Liu-Murakami本构方程[9]进行模拟计算，方程如下：

(1)

(2)

(3)

σr=ασ1+(1-α)σeq

(4)

1.2 材料参数的确定

试验用蒸汽转化炉集气管材料为国产商用离心铸造20Cr32Ni1Nb奥氏体不锈钢，其主要化学成分(质量分数/%)为0.098C，20.14Cr，31.61Ni，1.13Nb，0.84Si，0.81Mn。

按照GB/T 2039-2012加工蠕变试样，采用圆形截面标准试样，标距段尺寸为φ9 mm×100 mm。通过CTM304-A1型机械式高温蠕变持久试验平台进行蠕变试验，试验温度为890 ℃，应力水平分别为30，35，40，45，50 MPa。

由图1可以看出，在890 ℃下，随着试验应力的减小，蒸汽转化炉集气管蠕变应变降低，但蠕变断裂时间延长。根据蠕变试验结果，分别在最小蠕变速率与应力、应力与破断时间的对数坐标系下，利用最小二乘法进行线性拟合得到修正模型中的参数B、n、A和p[11]，如图2和图3所示。同样采用文献[11]所示方法确定q值(q=3.92)。Kc的优化函数[12]如下，基于优化算法使预测值与试验值之间的残差平方和最小，得到Kc=7.9×10-3h-1。

(5)

式中：F为优化目标函数；m和n分别为蠕变曲线数和每条蠕变曲线上的试验点数；上标“exp”和“pred”分别代表试验应变值和预测应变值。

图1 890 ℃时不同应力下集气管的蠕变曲线试验及预测结果Fig.1 Test and prediction results of standard creep curves ofmanifold under different stresses at 890 ℃

图2 890 ℃下集气管最小蠕变速率随应力的变化曲线Fig.2 Minimum creep rate vs stress curve of manifold at 890 ℃

图3 890 ℃下集气管破断时间随应力的变化曲线Fig.3 Rupture time vs stress curve of manifold at 890 ℃

采用脉冲激振技术测试得到集气管的弹性模量E=85 660 MPa，泊松比ν=0.369[13]。由于20Cr32Ni1Nb钢为Fe-Cr-Ni基奥氏体耐热钢，故材料常数α取0.25[14]。将上述参数代入修正的Liu-Murakami方程预测得到890 ℃时集气管在不同应力水平下的单轴蠕变曲线，如图1中实线所示，可见修正模型能够较准确地预测不同应力水平下集气管的单轴蠕变试验结果。

图5 蠕变变形前后集气管仅受内压时的应力和损伤分布云图Fig.5 Stress and damage distribution cloud images of manifold before and after creep deformation under internal pressure: (a) Mises stress distribution, t=0; (b) Mises stress distribution, t=105 h; (c) damage distribution, t=105 h and (d) damage distribution of key nodes, t=105 h

2 有限元分析模型的建立

2.1 网格划分

采用上述改进的Liu-Murakami蠕变损伤模型，通过编译ABAQUS用户子程序CREEP来定义材料的本构模型。基于集气管构件的实际尺寸，采用3D单元进行建模，管件直径为212 mm，壁厚为31 mm。集气管蠕变开裂位置主要集中于猪尾管与集气管的交界处，因此建模时重点关注两者交界处。由于集气管与猪尾管通过焊接方式相连接，焊材与母材成分十分接近，故模拟计算时假设管件为一种材料。集气管构件3D单元模型中共212 487个节点，187 365个单元，单元类型为C3D4，如图4所示。采用尺寸小、密度大的网格进行分析，以避免由于网格划分不同而带来的计算精度问题。

图4 集气管3D单元模型的网格划分、边界条件与载荷分布Fig.4 Meshing, boundary and load distribution of three D finiteelement model of manifold

2.2 边界条件设定和载荷的确定

稳定运行期间，蒸汽转化炉热壁集气管服役温度为890 ℃，工作压力为3.5 MPa。理想状态下，集气管服役时仅承受内压而无外载荷作用。考虑到集气管的轴向蠕变变形较小且相对于管长可以忽略不计，因此在集气管左右表面施加关于z轴对称的边界条件，在猪尾管上表面施加关于y轴对称的边界条件。同时，在模型内部施加均匀分布的工作内压(3.5 MPa)来模拟理想工况。边界条件和载荷分布见图4，计算过程中，假设当损伤临界值ωcr=0.99时，材料发生失效。

3 计算结果与分析

由图5可以看出，当蠕变变形尚未影响应力分布，即t=0时，最大Mises应力(30.09 MPa)出现在猪尾管和集气管内壁交界节点1处，该处应力明显高于直管段，为应力集中区域，易发生失效。由于最大Mises应力远小于材料的屈服强度(93 MPa)，因此集气管的强度满足设计要求。随着服役时间的延长，在高温作用下集气管发生蠕变变形。当集气管服役105h后，最大Mises应力(18.2 MPa)出现在节点2处，表明集气管在蠕变过程中发生了应力再分布，且应力较服役初期有所下降。蠕变过程中最大主应力的分布位置及变化规律与最大Mises应力的相似，服役初期的最大主应力为26.95 MPa，服役105h后，降为19.3 MPa。蠕变过程中Mises应力的显著减小主要归因于应力松弛[14]。与最大Mises应力所在位置相同，蠕变变形105h后集气管最大损伤位置亦出现在节点2处，整个外表面的损伤程度较小。

由图6可以看出，在服役初始阶段，节点1，2处的Mises应力和最大主应力迅速下降，随着蠕变时间的延长，应力缓慢下降并逐渐趋于稳定。整个蠕变过程中，两节点处应力水平十分接近，但与节点2相比，节点1的Mises应力和最大主应力下降幅度略大，这与云图表现出来的特征一致。随着服役时间的延长，集气管的损伤逐渐增加，但由于理想条件下Mises应力和最大主应力较小，集气管的损伤发展十分缓慢。在整个蠕变过程中，节点2的损伤值始终大于节点1的。服役105h后，节点2的损伤值仅为0.071，即服役寿命仅为总寿命的7.1%，说明在理想状态下，20Cr32Ni1Nb钢制热壁集气管完全满足105h的设计寿命。在实际运行过程中，整个集气管系受力极其复杂，且模拟过程中未考虑集气管焊接接头处复杂的显微组织及热影响区域残余应力对其寿命的影响，因此理想状态下计算出的损伤值偏小。

图6 蠕变过程中集气管节点1，2处Mises应力、最大主应力和损伤随服役时间的变化曲线Fig.6 Variation curves of Mises stress, maximum principle stress (a) and damage (b) vs service time at nodes 1 and 2 ofmanifold during creep exposure