книги / Сопротивление материалов деформированию и разрушению. Ч. 1

зана на рис. 3.9 [28]. Кривая А относится к крейсерскому полету на высоте 6100 м с последующим быстрым снижением, В — к набору высоты в крейсерском полете с 6100 до 9150 м с последующим более медленным снижением. Из рис. 3.9 видно, что, например, для режима В при увеличении продолжительности полета с 2 до 10 ч срок безопасной эксплуатации в часах возрастает более чем в 2,5 раза.

Важной проблемой применительно к обеспечению прочности высокоскоростных самолетов, которая весьма^ актуальна и для космической техники, является аэроди­ намический нагрев деталей. На рис. 3.10 показана зависимость максимальных тем­ ператур, достигаемых при длительном полете в нижних слоях атмосферы [138]. Неко­ торые данные по этому вопросу приведены ранее (см. рис. 2.14). При этом следует учитывать, что современные конструкции аппаратов с людьми на борту совершают

Ттах; К

Продоткителоность зтааа полета,ч

Рис. 3.9. Зависимость срока эксплуатации самолета от продолжительности полета

Рис. 3.10. Максимальные температуры, достигаемые при длительном полете в ниж­ них слоях стратосферы

полеты при скоростях до четырех звуковых скоростей. Баллистическая ракета вхо­ дит в плотные слои атмосферы со скоростью, превышающей звуковую в 20 раз. Если бы вся потенциальная энергия такой баллистической ракеты превращалась в тепло, то его количество было бы в 20 раз больше величины, необходимой для полного ис­ парения ракеты [138].

Обеспечение работоспособности этих конструкций требует использования мате­ риалов со специальными свойствами, в частности теплозащитных материалов, неко­ торые свойства которых были приведены в табл. 2.69.

3.3. Газотурбинные двигатели

Газотурбинные двигатели, особенно авиационные,— типичный при­ мер высоконапряженных конструкций большой ответственности, получившие широ­ кое распространение в технике. Особенностью газотурбинных двигателей является стремление к реализации в них максимально высоких рабочих температур. Рост температуры перед турбиной обеспечивает снижение массы двигателей и повышение их мощности и экономичности. Наблюдается непрерывная тенденция роста темпера­ туры газа перед турбиной. Так, в 1955 г. она составляла 1150... 1200 К, в 1965 г.— 1300...1400 К, в 1975 г — 1420...1530 К, в 1980 г.— 1600...1650 К [178]. Поданным работы [92], рост температуры газа перед турбиной будет продолжаться.

Одновременно наблюдается рост давлений в компрессоре: если в 1955 г. он со­ ставлял 1,0...1,1 МПа, то в 1970 г.— 2,3...2,5 МПа, в 1975 г.— 2,5...3,0 МПа, в 1980 г.— 3,7...3,5 МПа, в настоящее время рассматривается возможность создания двигателей с давлением до 4 МПа.

Реализация высоких рабочих температур в газотурбинных двигателях обеспе­ чивается созданием высокотемпературных материалов, некоторые из которых были рассмотрены в предыдущей главе, применением жаростойких и жаропрочных по­ крытий и использованием эффективных систем охлаждения лопаток первых ступеней турбины, которые подвергаются воздействию наиболее высоких температур. Стрем­ ление к реализации максимально высоких температур и особенности эксплуатации двигателей, особенно малоресурсных двигателей специального назначения, приво­ дит к большим скоростям нагрева и охлаждения и в связи с этим — к существен­ ным термическим напряжениям. В качестве примера на рис. 3.11 показано измене­ ние температуры на нестационарных режимах работы в диске и рабочей лопатке авиа­ ционного газотурбинного двигателя [64]. Из рисунка следует, что скорости возрас­ тания температуры лопаток и дисков могут составлять 177...250 град/мин. Как по­ казано в работах [37, 105, 153, 154], в период запуска в дисках транспортных ГТД температура обода достигает 973 К в течении 2...3 мин, температура кромок лопа­ ток — 1173... 1273 К за десятки секунд. Такие режимы нагрева, а также реализуемые в этоэд случае режимы охлаждения деталей гораздо более жесткие, чем, например, в эле­ ментах стационарного энергетического оборудования, обеспечение прочности и дол­ говечности деталей в этих условиях требует больших усилий. Реализация высоких температур приводит к целому ряду проблем, нуждающихся в решении,— таких, как сернистая коррозия, охрупчивание материала в процессе длительного воздействия

Рис. 3.11. Изменение температуры на нестационарных режимах в диске (а) и рабо­ чей лопатке (б):

I — взлет; I I — сброс газа; II I — приемистость; О — обод диска; С •»- ступица диска; К — кромка лопатки; Ц — центральная часть сечения лопатки

высоких температур и химически активных сред, термоциклическая прочность «го­ рячих» деталей, надежность жаростойких и износоустойчивых покрытий, прочность контактных поверхностей и т. д. Свойства некоторых материалов, используемых для изготовления ГТД, допустимые для них рабочие температуры и детали, которые из­ готавливаются из них, были приведены в табл. 2.5.

Другая группа вопросов обеспечения прочности газотурбинных двигателей связана с обеспечением вибрационной прочности. В связи с большими скоростями газовых потоков, высокими удельными мощностями, ограниченной жесткостью деталей, большими давлениями в компрессоре детали ГТД, особенно авиационных, подтверждены вибрациям, которые могут привести к усталостным разрушениям. Эта проблема актуальна для вентиляторных лопаток, лопаток компрессора, дисков турбины и компрессора, корпусов оболочек и т. д.

В условиях вибрации резко возрастает вероятность усталостных разрушений и возникает необходимость учёта влияния на прочность и долговечность всех факто­ ров, роль которых существенна при усталости.

Третья группа вопросов связана с обеспечением высокой надежности и доста­ точно большого (10 000...20 000 ч) ресурса двигателей. Проблема обеспечения проч­ ности двигателя большого ресурса требует обеспечения на заданный ресурс всего комплекса характеристик: пределов длительной прочности, ползучести и релаксации напряжений; сопротивления повторно-статической нагрузке или малоцнкловон усталости; термоциклической прочности; непрерывно изменяющихся в процессе наработки (характеристик) высокочастотной усталости (особенножаропрочных и цвет­ ных сплавов); сопротивления материала охрупчиванию; стабильности состояния по­ верхностного слоя под действием износа, коррозии, эрозии, выгорания легирующих элементов; стабильности структурного и фазового состава материала; чувствитель­ ности материала к технологическим методам упрочнения; умеренного рассеяния механических свойств; сохранения посадок в сопрягаемых деталях; сопротивления износу и фреттинг-коррозии контактируемых пар [178].

Для деталей авиационных газотурбинных двигателей, возможно, в большей степени, чем для деталей других конструкций, характерно одновременное воздей­ ствие на них различных повреждающих факторов. В табл. 3.4 по данным работы [64] приведены основные детали газотурбинных двигателей и факторы, определя­ ющие их ресурс. Из таблицы видно, что большинство деталей одновременно под­ вергается воздействию различных повреждающих факторов. Это еще раз подчерки­ вает необходимость разработки методов, позволяющих при расчетах на прочность и долговечность учитывать взаимодействие повреждающих факторов.

Анализ отказов авиационного газотурбинного двигателя в процессе его стендо­ вой отработки выполнен в работе [63]. Результаты этого анализа приведены на рис. 3.12 [56, 63], откуда следует, что в процессе стендовой доводки авиационног® газотурбинного двигателя наиболее часто встречаются отказы, связанные с проч­

ностью, причем наиболее часто встречаются поломки, инициированные переменными нагрузками.

Соответственные детали газотурбинного двигателя, например диски, подверга­ ются сложному комплексу силовых и тепловых воздействий, имеют сложную гео­ метрическую форму, их материал подвергается сложному процессу механической и термической обработки, вносящему определенную технологическую наследствен­ ность в свойства материала. Все это приводит к большому многообразию возможных разрушений. Анализ таких разрушений выполнен в работе [27], результаты кото­ рого приведены в табл. 3.5. Откуда следует, что к разрушению дисков приводят самые разнообразные факторы: высокие статические напряжения при высоких тем­ пературах, и механическая и термическая усталость, высокие термические напря­ жения, наличие технологических дефектов и т. д. Существенное влияние на проч­ ность ряда деталей ГТД, в первую очередь компрессорных лопаток, могут оказы­ вать эксплуатационные дефекты типа забоин [105]. В ряде случаев возникновение

забоин на лопатках компрессора носит массовый характер и приводит к необходи­ мости снятия двигателей с эксплуатации. В работе [105] приведены данные, что по этой причине снимается с эксплуатации до 30 % двигателей.

Для судовых газовых турбин прочность компрессорных лопаток в значительной степени зависит от попадания в воздушный тракт солей морской воды. Примеры экс­ плуатационных дефектов, встречающихся на лопатках турбины и компрессора ГТД приведены на рис. 3.13 [179]. Для турбинных лопаток, эксплуатирующихся в усло­ виях обтекания высокотемпературным газовым потоком, на ранней стадии характер­ но возникновение локальных мест химической неоднородности поверхностных слоев, которые в дальнейшем являются источником трещин термической и механической усталости (рис. 3.13, а). На этом рисунке 1—3 — слои с различным химическим составом. Размер h, показанный на рисунке, после 5000 ч эксплуатации для сплава ЭИ 826 составил 0,8 мм, а после 20 000 ч эксплуатации — 2 мм.

На рис. 3.13, б показаны коррозионные язвы, наблюдающиеся в компрессорных лопатках первой и второй ступеней из стали 1Х12Н2ВМФ судовой турбины. Для 8000и 16 000 ч эксплуатации средние значения h соответственно равны 0,3 и 0,9 мм.

Рис. ;ill\ Схема откатов авиационного газотурбинного двигателя в процессе его стендовой доводки

КУС,ан,МДж/м*

Рис. 3.15. Зависимость предела текучести и предела прочности (а) и ударной вязкости (б) стали 15Х2МФА от облучения

там активной зоны. Управление и регулировка активной зоны осуществляются через верхний блок с приводами и блок защитных труб. Нагретый в активной зоне тепло­ носитель поступает через выходные патрубки корпуса реактора по главным цирку­ ляционным трубопроводам диаметром 500—800 мм одной из петель (число которых составляет от 4 до 8) в парогенераторы (рис. 3.14). Скорость циркуляции теплоноси­ теля составляет 3—5 м/с. Образующийся в парогенераторах пар под давлением 30— 65 кГ/см3 (3—6,5 МПа) поступает в турбогенераторы. Температура питательной во­ ды в парогенераторах составляет 463...473 К [129]. Корпуса атомных реакторов из­ готавливаются из теплоустойчивой и радиационностойкой перлитной никель — хром — молибден — ванадиевой стали (15Х2МФА) с антикоррозионной аустенитной наплавкой. Главные циркуляционные трубопроводы изготавливают из аустени­ тной нержавеющей стали или из перлитной теплостойкой стали с антикоррозион­ ной плакировкой.

В отличие от обычных сосудов высокого давления, корпуса реакторов подверга­ ются воздействию мощного нейтронного и у-излучения, вызывающего значительныеизменения свойств металла. Наиболее неблагоприятны из них потеря пластичности и увеличение склонности стали к хрупким разрушениям. В связи с этим вопрос ра­ диационной стойкости материала корпуса реактора с точки зрения его длительной работоспособности приобретает первостепенное значение.

На рис. 3.15, а приведены данные, характеризующие изменение некоторых ме­ ханических свойств стали 15Х2МФА в зависимости от накопленной дозы нейтронно­ го облучения (флюенса) при температуре облучения 543...563 К. Из рисунка вид­ но, что в процессе облучения резко увеличиваются значения а02 и о в, умень­

шается отношение ов/о02 которое характеризует запас пластичности материала.

пературу перехода в хрупкое состояние. Охрупчивание материала характерно иетолько для условий нейтронного облучения, но, хотя и в меньшей степени, и для других условий длительного высокотемпературного нагружения, как это показано на рис. 2.21.

Помимо статических нагрузок детали реактора подвергаются циклическим на­ грузкам. Спектр этих нагрузок определяется [129] программными и аварийными, пусками и остановами с числом повторений 100...500; гидроиспытаниями повышен­

вых котлов, теплообменников и других такие трещины весьма характерны. Обра­ щает на себя внимание высокий процент врожденных трещин, по-видимому, техно­ логического происхождения (29 %). Этот вывод согласуется со следующим наблюде­ нием: около 64% общего числа отказов паровых котлов приходится на отказы котлов

трещин и трещин, приводящих к потере герметичности сосуда; хрупкое разрушение

лическим характером нагружения конструкции. Обобщенные сведения по нагруженности и режиму эксплуатации барабанов паровых котлов и числу поврежденных барабанов, встречающихся в практике, приведены в табл. 3.8 [48]. Повреждения в этом случае характеризуются главным образом трещинами у отверстий и шту­ церов.

Следует отметить значительную роль сварки в возникновении повреждений со­ судов давления. В соответствии с результатами анализа, выполненного в работе [198],

к корпусу сосуда патрубков и других элементов. Из них семь случаев закончились хрупким разрушением сосуда. В работе [198] также сделан вывод, что сварные швы и зоны термического влияния сварки — наиболее вероятные места разрушения со­ судов давления за счет существования в этих районах необнаруженных технологи­ ческих дефектов. Причем наиболее вероятный период проявления скрытого дефек­ та — первые два-три года работы конструкции, а затем даже при длительной экс­ плуатации (до 30 лет) вероятность разрушения от технологических дефектов очень мала.

Существующие методы контроля дефектов в крупногабаритных конструкциях, к сожалению, не дают возможности полностью выявить трещины малых размеров. На рис. 3.16 построены гистограммы и распределения производственных дефектов в корпусах атомных реакторов [48]. Стрелкой указана граница чувствительности дефектоскопов; 1—3 — соответственно реакторы ВВЭР-440 с учетом гидропрессовки,