Метрология / Том 2. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок / 8-8-Materialy_osnovnyh_detalej_turbiny

8.8 - Материалы основных деталей турбины

Конструкции современных турбин базируются на самых высоких технологиях в области материаловедения. Прогресс в области жаропрочных сплавов в значительной степени определяет параметры газовых турбин.

Типичные материалы для турбины авиационного двигателя характеризуются высокой удельной прочностью при высоких температурах и удовлетворительной воспроизводимостью механических свойств в производстве. Все эти материалы должны быть одобрены государственными сертифицирующими организациями.

В конструкцию газовой турбины входит че- тыре основные группы деталей, определяющих надежность работы двигателя:

-диски, кольца и другие вращающиеся роторные детали

-лопатки

-âàëû

-корпусные детали

Ниже рассмотрены материалы, применяемые для каждой группы.

8.8.1 - Диски и роторные детали турбины

Выбираемый для диска материал должен отвечать следующим требованиям:

-высокая статическая и динамическая проч- ность при температурах до 7500Ñ.

-оптимальные характеристики по малоцикловой усталости;

-трещиностойкость (стойкости к развитию возникших в материале трещин);

-достаточный объем базы данных по конструкционной прочности;

-низкая чувствительность к дефектам;

-опыт применения в эксплуатации;

-опыт изготовления в производстве;

-гарантия отсутствия металлургических дефектов в заготовках;

-возможность контроля внутренних и внешних дефектов;

-приемлемая стоимость.

Для уменьшения массы турбины стремятся выбрать материалы для дисков с более высокой кратковременной и длительной прочностью. Однако при повышении статической прочности материала падает его пластичность, что приводит к ухудшению характеристик малоцикловой усталости и трещиностойкости. В настоящее время, учиты-

вая тенденцию к увеличению циклического ресурса, основными критериями выбора материала дисков наряду с прочностью служат малоцикловая усталость и сопротивление росту трещин.

Â1960-õ годах в отечественном двигателестроении широкое применение для дисков турбин получили сплавы на никелевой основе ЭИ437БУ-ВД (улучшенный, вакуумно-дуговой выплавки)

èЭИ698ВД. Эти диски производились традиционным методом деформации из слитков (двигатели Д-30, Д-30КУ/КП, НК-8 и другие). Вследствие большого (до 80%) содержания никеля, стоимость этих сплавов довольно высока.

За рубежом в этот период наибольшее распространение получил сплав IN718. Максимальная температура применения для упомянутых сплавов составляет 600-650îÑ.

Следующим поколением отечественных дисковых сплавов стали разработанные ВИАМ сплавы ЭП742ИД, ЭК79У, ЭК151ИД, ЭП962. Это высокопрочные никелевые сплавы, получаемые из слитков с применением изотермической штамповки. Однако при производстве заготовок сложной формы из этих сплавов появляются технологические проблемы – их трудно деформировать.

Для решения данной проблемы разработана уникальная технология получения заготовок для дисков методом металлургии гранул (порошковой металлургии). Возможность реализации высоких свойств материала в сочетании с существенной экономией материала за счет снижения веса заготовки (до 35% по сравнению с весом традиционной заготовки) привела к широкому использованию гранульных (порошковых) сплавов для дисков турбин.

Эти преимущества гранульных сплавов полу- чены за счет существенного (примерно в два раза) удорожания материала.

ÂРоссии успешно эксплуатируются диски из ЭП741НП (разработки ОАО «ВИЛС») в турбинах двигателей РД-33 и ПС-90А, а из сплава с наиболее высокими характеристиками – ЭП962П – изготовлены диски для экспериментального двигателя АЛ-41Ф.

За рубежом применяются гранульные сплавы IN100, RENE95, MERL 76 (двигатели V2500, PW2000), которые можно отнести к сплавам первого поколения.

Сплав R88DT (используемый в ТВД двигателя GE90) можно отнести к сплавам 2 поколения. R88DT обладает более высоким (чем у сплавов первого поколения), сопротивлением ползучести (примерно на 30-50îС), более высокими кратковременной прочностью и трещиностойкостью. Ха-

рактеристики R88DT достигнуты оптимизацией химического состава и процесса изготовления (повышение чистоты, оптимизация размера гранул

èтак далее).

Âнастоящее время размер гранул для изготовления дисковых отечественных сплавов, составляет 50…140 мкм. В сплаве IN100 размер гранул оценивается величиной 60 мкм. Кроме того, за рубежом после горячего изостатического прессования добавляют операцию деформирования, что позволяет иметь более равномерную бездефектную структуру сплава и повышает чувствительность ультразвукового контроля.

Стоимость базового сплава IN718 в 2000 году составляла около $22/кг [8.1]. Стоимость порошковых сплавов с температурой применения до 730îС – примерно в четыре раза выше.

Диски турбин промышленных двигателей, созданных на базе авиационных, могут работать в условиях более низких температур и напряжений. Кроме того, уменьшение массы для промышленных двигателей не является первостепенной задачей. Поэтому материал для дисков выбирается прежде всего с учетом стоимости. Например, для дисков ТВД ГТУ-12П, ГТУ-16П, ГТУ-25П ОАО «Авиадвигатель» (мощность механического привода соответственно 12, 16, 25 МВт), созданных на базе авиационного двигателя ПС-90А, используется сплав ЭИ698 вместо ЭП741НП.

Материал для валов должен иметь высокие прочностные характеристики, хорошо обрабатываться и иметь удовлетворительную коррозионную стойкость. Основное назначение вала турбины - передача значительного по величине крутящего момента с турбины на компрессор. Валы турбины работают в воздушно-масляной среде (в зоне масляных полостей опор) с температурой до 450îС. Для изготовления турбинных валов применяются сплавы 40ХНМА, ЭИ961Ш, ЭП517.

8.8.2 - Сопловые и рабочие лопатки

Сопловые и рабочие лопатки являются наиболее нагретыми деталями турбины. Рабочие лопатки при этом подвержены высоким статическим напряжениям на разрыв и на изгиб, а также динамическим напряжениям. В охлаждаемых лопатках на переходных режимах работы турбины возникают термические напряжения.

Сопловые и рабочие лопатки работают в газовой среде высокой температуры, содержащей, кроме кислорода, другие агрессивно действующие вещества, в том числе особенно опасные - ванадий и серу. Эти вещества способствуют развитию га-

Рисунок 8.126 – Зависимость уровня агрессивности рабочей среды в турбине авиационного двигателя от температуры

Рисунок 8.127 – Прогресс, обеспечиваемый сплавами с направленной кристаллизацией и монокристаллическими по надежности и долговечности лопаток турбин [8.2]

зовой коррозии, разрушающей лопатки (см. Рис. 8.126).

Поэтому материалы сопловых и рабочих лопаток должны быть не только жаропрочными, но и жаростойкими, то есть устойчивыми против коррозии в атмосферных условиях и в газовой среде при рабочей температуре.

Кроме жаропрочности и жаростойкости, материал лопаток газовых турбин должен обладать малой чувствительностью к концентрации напряжений, противостоять термической усталости, удовлетворительно обрабатываться, иметь приемлемую стоимость.

Для литья сопловых и рабочих лопаток с 1960-х годов в России применяются никелевые сплавы ЖС-6К, ЖС-6Ф, ЖС-6УВИ. Эти сплавы рекомендуется применять до температуры 1050…1100 К.

Огромный прогресс в параметрах турбины

èдолговечности сопловых и рабочих лопаток достигнут с внедрением в практику сплавов с направленной кристаллизацией и монокристаллических сплавов. Основная идея сплава с направленной кристаллизацией состоит в ликвидации границ между зернами, перпендикулярных направлению центробежных сил. То есть исключения возможностей для ползучести и разрушения на границах зерен. Монокристаллическая деталь вообще не имеет границ зерен, поэтому она имеет оптимальные характеристики прочности.

Как следует из Рис. 8.127, 8.128 лопатки, полученные методом направленной кристаллизации, имеют увеличенную в 2,5 раза прочность, увеличенную в 6 раз стойкость к термоусталости и увеличенную в 2 раза стойкость к окислению

èкоррозии. Для монокристаллической лопатки прочность и стойкость к термоусталости улучшаются соответственно в 9 раз, а стойкость к окислению и коррозии – в 3,5 раза.

Преимущества монокристаллического литья реализуются за счет удорожания материала и увеличения массы лопатки примерно на 20%.

Жаропрочные лопаточные сплавы (наряду с системами охлаждения) являются основным двигателем прогресса в обеспечении работоспособности турбины при увеличении температуры газа. Очень важно, что применение новых сплавов (направленной кристаллизации, монокристаллических) на практике доказало целесообразность их применения по критерию стоимость-эффективность.

В России в настоящее время применяются монокристаллические сплавы для рабочих лопаток ЖС32 и ЖС36ВИ, разработанные ВИАМ.

Ведущие фирмы разрабатывают собственные монокристаллические сплавы. Фирма Pratt&Whitney разработала уже три поколения монокристаллических сплавов (PWA1480, PWA1484, PWA1487) и планирует появление сплава 4 поколения к 2005 году. Сплавы 2 поколения могут применяться при максимальной температуре до 10950С, 3 поколения – до 1125îС [8.1]. GE Aircraft Engines применяет монокристаллические сплавы Rene N5 и Rene N6.

Стоимость обычного равноосного (с одинаковыми свойствами во всех направлениях) сплава IN100 в начале 2000-х годов составляла около $20/кг. Сплав

с направленной кристаллизацией дороже обычного примерно в 1,5 раза, монокристаллический сплав 2 поколения (PW1484) – примерно в 5 раз, 3 поколения – примерно в 10 раз [8.1].

Применение новых монокристаллических литейных сплавов часто представляет собой единственно возможную, но чаще - наиболее эффективную по стоимости технологию обеспечения необходимой надежности и долговечности лопаток.

Для двигателей наземного применения, использующих в качестве топлива природный или попутный газ, одним из основных критериев выбора материала для лопаток турбины являются характеристики по сопротивлению солевой коррозии. Такие свойства материалу придает увеличенное содержание хрома.

В России в турбинах наземных «авиапроизводных» двигателей применяются коррозионностойкие сплавы ЧС70ВИ, ЧС-80, ЦНК-7НК. ВИАМ разработаны перспективные коррозионностойкие сплавы нового поколения ЖСКС-1

èÆÑÊÑ-2. По жаропропрочности ЖСКС-1 превосходит существующие сплавы ЦНК-7НК, ЧС-80

èзарубежные аналоги GTD-111, IN738LC, не уступая им по сопротивлению горячей коррозии. Безуглеродистый сплав ЖСКС-2, легированный 2% тантала и 1% рения, и предназначенный для литья монокристаллических лопаток, по жаропроч- ности не уступает авиационным сплавам направленной кристаллизации ЖС30-НК и ЖС26-ВНК, значительно превосходя последние по сопротивлению солевой коррозии.

покрытия являются, фактически, единственным средством обеспечения долговечности лопаток турбины. Как свидетельствует опыт GE [8.4], первые испытания двигателя LM2500 (наземного варианта авиационного двигателя TF39) в морском применении показали беспрецедентное ухудшение характеристик из-за солевой коррозии лопаток турбины. Решить проблему удалось только срочной разработкой нового покрытия.

Теплозащитные (керамические) покрытия (ТЗП) обеспечивают уменьшение теплового потока в детали за счет уменьшенной теплопроводности защитного слоя. Уменьшение максимальной температуры металла составляет от 30 до 90îС (в зависимости от толщины покрытия, его свойств и градиента температур между газом и стенкой лопатки). Широкое применение покрытий для лопаток ТВД началось в 1990-õ годах на высокотемпературных двигателях большой тяги (PW4084, GE90), а затем прогресс в технологии стал оправдывать их применение на двигателях более массового применения с более низким уровнем температур (PW2000, V2500, PW6000).

Применение ТЗП существенно снижает расход охлаждающего воздуха, увеличивает эффективность турбины и долговечность лопаток.

Первый вид ТЗП (керамика с низкой теплопроводностью из стабилизированного иттрием циркония - ZrO2-Y2O3) применяется с 1980-х годов. Это покрытие наносится плазменным напылением и пригодно только для статорных деталей. Для

8.8.3 - Покрытия лопаток

Для лопаток турбин применяются покрытия двух видов.

Металлические покрытия (состоящие из нескольких компонентов) защищают основной металл лопатки от окисления и коррозии и являются главным средством обеспечения работоспособности лопаток в агрессивной рабочей среде (см. Рис. 8.129).

Для наружной поверхности и внутренней полости лопаток ТВД, в том числе отверстий на входной кромке, обычно используют для защиты от окисления диффузионное алитирование. На наружной поверхности дополнительно наносится конденсированное металлическое покрытие Ni-Co-Cr- Al-Y методом вакуумно-плазменного напыления. Толщина этого покрытия 0,10…0,25 мм.

Особенно сильно процессы окисления и коррозии сказываются в турбинах наземного применения. В двигателях для морских судов защитные

Рисунок 8.129 – Принцип действия теплозащитного покрытия. Изменение температуры металла при снижении коэффициента теплопроводности в ТЗП в два раза

него необходим внутренний слой (подслой) в виде 4-5 компонентного покрытия типа M-Cr-Al-Y (где M - это Ni, Co, Fe или их сочетания), которое обеспечивает защиту от окисления и переход к имеющему более низкий коэффициент температурного расширения ТЗП. Внешнее покрытие играет роль теплового барьера, снижая температуру металла лопатки на 20…50îС. Покрытие имеет вид горизонтальных слоев с однородной структурой и обладает недостаточно высокой стойкостью к - термической усталости в эксплуатации – в покрытии возникают микротрещины и оно отслаивается.

Второй вид ТЗП (того же состава) имеет стол- бчатую структуру, получаемую испарением под воздействием электронного луча с последующим осаждением на поверхность лопатки. Это покрытие может использоваться как на статорных, так и на роторных лопатках. Оно имеет хорошую стойкость к термической усталости и не закрывает отверстия пленочного охлаждения при нанесении. Отслоение покрытия может возникнуть из-за окисления на стыке с подслоем. Для использования этого вида ТЗП необходимо очень дорогое оборудование.

8.8.4 - Корпусы турбин

Корпус турбины входит в общую силовую схему двигателя. Он представляет собой цилиндрическую или коническую оболочку с фланцами. Обычно корпус выполняется с поперечными разъемами между всеми ступенями. Во время работы двигателя корпус испытывает большие напряжения за счет значительных градиентов температур газа в проточной части (окружная неравномерность температур за камерой сгорания) и разницы температур в проточной части и воздушной среды над корпусом. В связи с этим материал для корпуса должен иметь высокие прочностные характеристики, хорошо обрабатываться, допускать возможность заварки дефектов и удовлетворительную коррозионную стойкость. В настоящее время корпуса турбин изготовляют из сплавов ЭП609, ЭП648-ВИ, ЭИ437Б, ЭП718-ИД.

К корпусным деталям также относятся вставки (разрезные кольца) над рабочими лопатками. Разрезные кольца работают в «жестких» условиях газового потока проточной части – высокая температура, большие скорости течения газа. Для разрезных колец наибольшее распространение полу- чили материалы ЭИ437Б, ЭИ868. Для увеличения долговечности для вставок над рабочими лопатками ТВД часто используют монокристаллические сплавы (например, ТВД PW2000).

Одним из способов уменьшения радиального зазора между рабочими лопатками и статором в турбине является нанесение истираемых покрытий на вставки разрезных колец. Истираемые уплотнительные материалы должны удовлетворять следующим требованиям:

-удовлетворительная прирабатываемость, то есть незначительный износ лопаток относительно покрытия (не менее чем 1:5); при этом материал уплотнения не должен наволакиваться на лопатки

èсвариваться с лопатками или с гребешками их бандажных полок;

-стойкость к окислению;

-сохранение адгезии к металлической основе корпуса;

-эрозионная стойкость;

-технологичность изготовления и нанесения. Для нанесения на вставки применяются кера-

мические уплотнительные материалы типа NiCr+ZrO2.

Контрольные вопросы

1.Назовите требования, предъявляемые к материалам дисков турбин.

2.В чем достоинства и недостатки гранулируемых материалов для изготовления дисков турбин?

3.Какими соображениями определяется требование жаростойкости к материалам рабочих и сопловых лопаток турбин?

4.Чем определяются преимущества сплавов с направленной кристаллизацией и монокристаллических для изготовления рабочих лопаток турбин?

5.С какой целью применяют металлические покрытия лопаток турбин, керамические покрытия?

Перечень использованной литературы

8.1Steffens K., Wilhelm H. Next Engine Generation: Materials, Surface Technology, Manufacturing Processes. What comes after 2000 MTUAero Engines. 2001.

8.2Altman R.L. Gas Turbine Technology Benefits for Commercial Airplane Operators. Pratt & Whitney, United Technologies, USA, 1991.

8.3Gupta D.K. Materials and Processes for Affordable and High Performance Propulsion Systems. ISABE- 2001-1104.

8.4Garvin R. The Commercial Emergence of GE Aircraft Engines. AIAA, 1998.