Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1 Литературный обзор 10
1.1 Текущее состояние проблемы производства и эксплуатации лопаток турбины из интерметаллидных сплавов 10
1.2 Анализ условий работы лопаток турбин авиационных двигателей 16
1.3 Влияние коррозионных повреждений на эксплуатационные характеристики деталей и узлов ГТД 26
1.4 Анализ методов повышения стойкости лопаток турбины к высокотемпературной газовой коррозии 31
Выводы по литературному обзору и постановка путей решения проблемы 41
ГЛАВА 2 Методики исследований и материал лопаток тнд 44
2.1 Химический и структурно-фазовый состав интерметаллидного сплава TNM-B1 44
2.2 Методика оценки стойкости к высокотемпературной газовой коррозии 47
2.3 Методы исследования структурно-фазового и химического состава поверхностного слоя образцов 50
ГЛАВА 3 Исследование деградации поверхности лопаток тнд из интерметаллидного сплава в условиях высокотемпературной коррозии 54
3.1 Изучение закономерностей деградации поверхности лопаток ТНД из
интерметаллидного сплава в условиях высокотемпературного окисления 54
3.1.1 Влияние температуры эксплуатации на интенсивность деградации в условиях высокотемпературного окисления 54
3.1.2 Изучение структурно-фазовых изменений поверхностного слоя образцов в процессе высокотемпературного окисления 57
3.2 Изучение закономерностей деградации поверхности лопаток ТНД из интерметаллидного сплава в условиях высокотемпературной сульфидно-оксидной коррозии 63
3.2.1 Исследование кинетических закономерностей высокотемпературной коррозии в синтетической золе авиационного топлива 63
3.2.2 Анализ изменения структуры и химического состава поверхности в условиях сульфидно-оксидной коррозии 68
Выводы по третьей главе 71
ГЛАВА 4 Исследование влияния методов защиты лопаток тнд на интенисвность деградации поверхности в условиях высокотемпературной газовой коррозии 73
4.1 Влияние диффузионного легирования на интенсивность деградации поверхности образцов в условиях ВГК 74
4.2 Влияние жаростойких покрытий на интенсивность деградации поверхности образцов в условиях ВГК 84
4.3 Влияние комбинированного защитного покрытия на интенсивность деградации поверхности образцов в условиях ВГК 96
4.4 Влияние химической обработки поверхности на интенсивность деградации поверхности образцов в условиях ВГК 104
4.5 Исследование влияния вакуумно-плазменного покрытия на
эксплуатационные характеристики лопаток турбины 111
Выводы по четвертой главе 119
Заключение 122
Список Литературы
- Анализ условий работы лопаток турбин авиационных двигателей
- Методика оценки стойкости к высокотемпературной газовой коррозии
- Изучение структурно-фазовых изменений поверхностного слоя образцов в процессе высокотемпературного окисления
- Влияние комбинированного защитного покрытия на интенсивность деградации поверхности образцов в условиях ВГК
Введение к работе
Актуальность
Создание современных конкурентоспособных авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) невозможно без применения новых перспективных материалов, позволяющих повысить ресурс и его эксплуатационную надежность. Рост удельной тяги двигателя может быть обеспечен за счет повышения температуры газа на выходе из камеры сгорания, что приводит к необходимости использования в конструкциях лопаток турбины новых сверхлегких материалов и технологий защиты их поверхности от высокотемпературной газовой коррозии.
К новым перспективным материалам, используемым в конструкциях лопаток турбин, относятся интерметаллидные сплавы на основе фаз -TiAl и 2-Ti3Al, удельный вес которых в среднем в 1,5…2 раза ниже, чем у современных жаропрочных никелевых сплавов. Применение аналогичного материала для лопаток последних ступеней двигателя GEnx-54B фирмой General Electric позволило снизить массу всего изделия на величину порядка 81 кг.
В настоящее время перед предприятиями ОДК (ОАО «УМПО», г. Уфа и ОАО «Авиадвигатель», г. Пермь) стоит задача производства рабочих лопаток 5 и 6 ступеней турбины низкого давления (ТНД) двигателя ПД-14 (рисунок 1) из
сверхлегкого интерметаллидного титан-алюминиевого сплава1.
Рисунок 1 – Схема двигателя ПД-14 и фотография лопатки из сплава TNM-B1
Надежность любого технического изделия (в том числе и авиационного двигателя), определяется надежностью его составных частей. Обычно ресурс
1 Проект «Разработка и внедрение новой технологии изготовления лопаток турбины и компрессора для перспективных газотурбинных двигателей с применением интерметаллидов титана», ПАО «УМПО»
«горячей» части двигателя существенно ниже, чем «холодной», и ремонт,
связанный с заменой лопаток турбины, до 10 раз дороже, чем при замене лопаток
компрессора. Поэтому увеличение ресурса лопаток турбины имеет
первостепенное значение.
При эксплуатации ГТД рабочие лопатки турбины подвержены повышенным тепловым, механическим и вибрационным нагрузкам. Многочисленные исследования, проведенные в различных научно-исследовательских институтах (ВИАМ, ЦИАМ, ЦКТИ, и др.), показали, что дефекты деталей горячей части двигателя являются одной из наиболее распространенных причин отказов, ведущих к съему и ремонту всего изделия. При этом существенным фактором, приводящим к деградации эксплуатационных характеристик авиационных турбин, является высокотемпературная газовая коррозия рабочих и сопловых лопаток.
Опыт эксплуатации серийных авиационных ГТД выпускаемых ПАО «УМПО» (изд. «55», «95» и «99») показал, что для лопаток турбин наиболее распространенными являются дефекты, обусловленные высокотемпературной газовой коррозией (до 51%) и термоусталостным разрушением (до 49%)2.
В этой связи актуальным является проблема исследования
высокотемпературной газовой коррозии лопаток турбины низкого давления из сплава TNM-B1, кинетики данного процесса и его влияния на структуру поверхностного слоя, а также разработка способов повышения долговечности изделия за счет нанесения жаростойких покрытий.
Степень изученности
Вопросам коррозионной стойкости и надежности лопаток турбины
посвящены работы Каблова Е.Н., Иноземцева А.А., Мубояджана С.А., Никитна
В.И., Абраимова Н.В., Гишварова А.С. Изучению эксплуатационных
характеристик, их взаимосвязь со структурой и технологией обработки
интерметаллидных сплавов на основе алюминидов титана посвятили свои работы
такие авторы как F.Appel, M.Oehring, C.Leyens, M.Peters, Имаев В.М., Имаев
Р.М., Y.-W. Kim. Вопросы технологии защиты поверхности от
высокотемпературного окисления были частично изучены G.H.Meier,
H.R.Jafarian, A. Rahmel, M-R.Yang, и другими.
Цель работы - снижение интенсивности деградации поверхностного слоя в условиях высокотемпературной газовой коррозии лопаток турбины низкого давления двигателя ПД-14 из интерметаллидного сплава TNM-B1 путем защиты поверхности.
По данным конструкторского отдела исследования надежности ПАО «УМПО»
Для достижения поставленной цели, необходимо решить следующие задачи:
-
Изучить особенности деградации поверхностного слоя лопатки ТНД авиационного ГТД из сплава TNM-B1 в условиях длительного высокотемпературного окисления и коррозии при температурах эксплуатации 800 – 850 оС.
-
Проанализировать современные методы защиты лопаток турбин из интерметаллидных сплавов от высокотемпературной газовой коррозии.
-
Исследовать особенности процесса деградации поверхностного слоя лопаток ТНД из сплава TNM-B1 после применения технологий защиты поверхности.
4. Установить влияние модификации поверхности материала лопатки ТНД из
сплава TNM-B1 на термическую усталость, циклическую (при усталостном
нагружении) и длительную (при статическом нагружении) долговечность.
Научная новизна:
1. Установлено, что для лопаток ТНД авиационного ГТД из сплава TNM-B1
отмечается низкая стойкость к высокотемпературной (800-850C) газовой
коррозии, которая выражается в линейном росте оксидного слоя (при выдержках
свыше 500 часов, среда – воздух), а также невысокая его когезионная прочность,
обусловившая периодическое скалывание образующихся окислов. Это
предопределяет необходимость защиты поверхности лопаток в условиях воздействия высоких температур и окислительной среды.
2. Выявлено, что снижение интенсивности высокотемпературного повреждения лопаток ТНД может быть достигнуто посредством: легирования поверхности атомами Al, Cr, Si и их оксидами; нанесения жаростойких покрытий на никелевой основе; применения комбинированной технологии, сочетающей формирование на поверхности жаростойкого подслоя на никелевой основе и коррозионно-стойкого слоя на алюминиевой основе; насыщение фосфором из раствора ортофосфорной кислоты.
3. Показано, что из рассмотренных технологий защиты лопаток авиационного ГТД от высокотемпературной газовой коррозии:
- диффузионное насыщение поверхности атомами Al, Cr и Si позволяет
повысить стойкость лопатки ТНД авиационного ГТД к высокотемпературному
окислению, но не препятствует формированию TiO2. При этом, в условиях
присутствии синтетической золы, имитирующей продукты сгорания
газотурбинного топлива, данный способ защиты не оказывает значительного влияния на коррозионную сопротивляемость.
- газотермические жаростойкие покрытия на никелевой основе препятствуют
как окислению поверхностного слоя лопатки ТНД, так и его разрушению в
условиях сульфидно-оксидной коррозии, но при этом слабо противодействуют
диффузии серы в основной материал детали через покрытие;
- комбинированное вакуумно-плазменное покрытие задерживает диффузию
титана к границе с окружающей средой и тем самым препятствует формированию
оксида титана и значительно повышает стойкость детали к
высокотемпературному окислению. Установлено, что данное покрытие оказывает
влияние на характер протекания сульфидно-оксидной коррозии только на первых
50-100 часах выдержки;
Впервые изучено влияние обработки поверхностного слоя лопаток ТНД из интерметаллидного сплава в растворе фосфорной кислоты. Установлено, что в процессе высокотемпературного окисления формируется пирофосфат титана замедляющий диффузию кислорода к основному материалу и повышающий сопротивляемость поверхности окислению.
4. Установлено, что вакуумно-плазменное покрытие системы Ni-Co-Cr-Al-Y+Al-Co-Si-Y обеспечивает повышение термической усталости (950оС-20оС, воздух) и усталостной долговечности (а = 300 МПа) по сравнению с исходным состоянием материала лопатки ТНД TNM-B1 (без защиты поверхности).
Положения, выносимые на защиту:
1. Результаты анализа современного состояния проблемы обеспечения
стойкости лопаток турбины авиационных ГТД из интерметаллидных сплавов к
высокотемпературной газовой коррозии.
2. Результаты исследования деградации поверхности лопаток ТНД из интер-
металлидного сплава и особенности данного процесса в условиях
высокотемпературного окисления и сульфидно-оксидной коррозии при
температуре 800-850оС и длительности испытаний 1050 часов.
3. Результаты исследования по влиянию диффузионного насыщения,
химической обработки поверхности лопаток ТНД, а так же жаростойких
покрытий на интенсивность деградации в условиях высокотемпературной
оксидной и сульфидно-оксидной коррозии при температуре 800 оС и
длительности испытаний 500 часов.
4. Результаты исследования по повышению характеристик материала лопаток
ТНД авиационного ГТД путем нанесения вакуумно-плазменного жаростойкого
покрытия.
Объектом исследования является лопатка 5 ступени турбины низкого давления двигателя ПД-14 из интерметаллидного сплава марки TNM-B1;
предметом исследования – закономерности деградации поверхностного слоя лопатки из интерметаллидного сплава в условиях высокотемпературной коррозии, как в исходном состоянии, так и после защиты поверхности.
Практическая значимость – разработаны и внедрены на ПАО «УМПО»
технологические рекомендации по защите лопаток из интерметаллидного сплава
TNM-B1 от высокотемпературной газовой коррозии в условиях оксидной и
сульфидно-оксидной коррозии. Результаты диссертационной работы внедрены в
учебный процесс кафедры технологии машиностроения ФГБОУ ВО «УГАТУ» и
используются по направлениям подготовки 24.05.02 «Проектирование
авиационных и ракетных двигателей» по специализации №1 «Проектирование
авиационных двигателей и энергетических установок», 15.03.05.
«Конструкторско-технологическое обеспечение машиностроительных
производств» в лекционных курсах, курсовом и дипломном проектировании.
Методы исследования базируются на классических положениях о деградации поверхности металлов в процессе длительной эксплуатации, требованиях ГОСТ и рекомендациях, полученных в результате проведенных ранее исследований в области повреждаемости лопаток турбин авиационных двигателей в условиях высоких температур и агрессивной среды.
Личный вклад автора заключается в формулировании цели и задач работы, проведении экспериментальных исследований и анализе полученных данных, выявлении и построении математических зависимостей протекания процесса оксидной и сульфидно-оксидной коррозии в различных условиях, а также в обобщении полученных результатов работы.
Достоверность и обоснованность полученных результатов
обеспечивается за счет применения признанных и широко распространенных научных положений, и теорий, апробированных методов испытаний и анализа, проведенных на современном оборудовании. Результаты работы не противоречат основным зависимостям, полученным и опубликованным ранее другими исследователями в данной области.
Апробация результатов работы
Основные результаты диссертационной работы докладывались и
обсуждались на 8 научных конференциях и форумах, проводимых в УГАТУ, ВИАМ, ЦИАМ, РГАТУ им. П.А.Соловьева, МАТИ в 2012 – 2017 гг.
Публикации
По теме диссертации опубликовано 13 печатных работ суммарным объемом 44 страницы в том числе 5 статьей в журналах, входящих в перечень ВАК, 3 из которых были также переведены на английский язык и опубликованы в изданиях, индексируемых Scopus, 1 патент на изобретение.
Структура и объем диссертации
Анализ условий работы лопаток турбин авиационных двигателей
Надежность любого авиационного двигателя, очевидно, определяется надежностью отдельных деталей и узлов, входящих в его состав. Как правило, узлом, ограничивающим ресурс работы всего ГТД в целом является турбина, что является следствием ее высокой теплонапряженности, повышенных механических и вибрационных нагрузок. Именно неполадки в турбине во многих случаях являются причиной отправки изделия на ремонт – в частности, в 34% случаев причиной выхода из строя двигателя CFM56-3 были повреждения лопаток ТВД [6]. В ряде работ [40–45] «лимитирующим» элементом всего двигателя в целом была названа лопатка турбины. Исследования авторов Лозицкого Л.П., Авдошко М.Д. (Киевский институт гражданской авиации) [46] показали, что дефекты горячей части двигателя «Аллисон» Т56-А-7 являются причиной примерно 30% отказов, являющихся причиной его досрочного съема и ремонта.
Ограничение работоспособностью лопатки турбины ресурса двигателя связано с тем, что на нее в процессе эксплуатации воздействует множество различных факторов, определяющих условия работы и характеристики двигателя – вибронапряженность, высокая температура газового потока, температурный градиент по сечению и высоте лопатки (рисунок 1.5), знакопеременные нагрузки, а так же высокотемпературная газовая коррозия [5, 6, 8, 46, 47]. Исследования причин выхода из строя двигателей типа JT8D, проведенные в ЦИАМ показали, что наиболее частыми видами дефектов, наблюдающихся на рабочих лопатках турбины, являются прогары, трещины и точечная коррозия [42].
Исследования, проведенные ГосНИИ Гражданской авиации, позволили установить, что эрозионно-коррозионные повреждения присутствовали на лопатках турбин всех типов авиационных двигателей самолетов гражданской авиации [48] – основной причиной такого повреждения называется попадание в газовый тракт коррозионно-агрессивных компонентов - соединений серы, свинца, ванадия, и др. (таблица 1.2) [47].
Пути попадания химических соединений в двигатель Активные ионы С впрыскиваемой водой Na+, S6",C1 С пылью Na+,K+,Pb4+ С микрозагрязнениями топлива Na+, Pb4+, V5+,S4 Основной путь попадания агрессивных компонентов в газовый тракт двигателя является воздушный поток, в котором содержатся частицы пыли, песка и другие виды примесей. Кроме того, к стохастическим вариантам попадания в газовый тракт коррозионно-активных соединений можно отнести авиационное топливо, в котором могут содержаться примеси, дождевая и впрыскиваемая в двигатель вода, компоненты масел при повреждении лабиринтных уплотнений и трубопроводов [48,49]. Наиболее вероятно попадание коррозионно-активных соединений, содержащих сульфаты натрия в газовый тракт в виде пыли при эксплуатации в определенных районах с засоленной почвой – в частности, в солончаковых пустынях [8]. В свою очередь, попадание агрессивных компонентов в топливо возможно в случае ненадлежащих условий хранения и плохо оборудованных для этих целей помещений.
Попадание агрессивных компонентов в газовый тракт приводит к образованию на поверхности очагов коррозии, в которых происходят интенсивные изменения структуры и химического состава материала, что может стать причиной повреждения поверхности лопатки (рисунок 1.6). Возникновение локального очага коррозии может либо стать причиной возникновения усталостной трещины, либо ускорить процесс ее развития в глубь материала. Коррозионный процесс, таким образом, ускоряет процесс разупрочнения поверхностного слоя и приводит к снижению срока службы, как отдельной детали, так и всего ГТД в целом.
Лопатка турбины из никелевого сплава после наработки 27293 часа при температуре 750 оС в составе стационарной газовой турбины [8]: а – общий вид повреждений; б – изменение геометрии профиля; в – изменение микроструктуры Основными видами (механизмами) коррозии лопаток ГТД являются оксидная, сульфидно-оксидная коррозия, а также ванадиевая коррозия. Очевидно, что высокотемпературному окислению (оксидной коррозии) подвержены в той или иной мере все детали ГТД, работающие при повышенных температурах – не только лопатки турбин высокого и низкого давлений, но и лопатки последних ступеней компрессора высокого давления, где температура может достигать 300…800оС. Возникновение же очагов сульфидно-оксидной (и тем более, ванадиевой) коррозии носит для авиационных ГТД скорее вероятностный характер и зависит от конкретных условий эксплуатации того или иного двигателя. В частности, по данным НПО ЦКТИ сульфидно-оксидной коррозии подвергаются и детали ГТД самолетов, эксплуатирующихся на приморских аэродромах. Как уже было отмечено выше, источником коррозионно-агрессивных компонентов может выступать вода, впрыскиваемая в двигатель, что особенно часто наблюдается в аэропортах южно-климатической зоны – до 1000-1200 впрысков в год [8].
Наиболее актуальна проблема сульфидно-оксидной коррозии для лопаток стационарных ГТУ, сжигающих как жидкое, так и газообразное топливо в качестве которых могут использоваться конвертированные авиационные двигатели. При этом достаточно часто используются в конвертированных установках детали и узлы уже исчерпавшие свой ресурс в составе авиационного двигателя, что связно в том числе с более низкими расходами на их обслуживание [50]. В случае стационарных ГТУ причиной протекание сульфидно-оксидной коррозии может быть следствием попадания в газовый тракт пыли из окружающего воздуха и частиц почвы. В этом случае интенсивность коррозионного процесса будет напрямую зависеть от конкретного региона, в котором работает изделие. С этой целью установления химического состава агрессивных компонентов, негативно влияющих на срок службы деталей ГТД в НПО ЦКТИ был проведен анализ отложений фильтров воздухозаборных камер (ВЗК) ГТН-25 установленных на газокомпрессорных станциях, а так же анализ отложений, образованных на лопатках ТВД (таблица 1.3) [9]. В рамках этой же работы было установлено, что конденсат природного газа, также попадающий в газопровод, содержит в большом количестве серу, натрий и ванадий.
Методика оценки стойкости к высокотемпературной газовой коррозии
На данный момент, проблеме высокотемпературного окисления
интерметаллидных сплавов и их защите уделяется достаточно большое внимание в работах ученых и специалистов различных стран, в то время как вопрос сульфидно-оксидной коррозии интерметаллидных титан-алюминиевых сплавов практически не изучен.
В работе [30] была изучена стойкость к высокотемпературной газовой коррозии сплавов с высоким содержанием алюминия (выше 48%): Ti-50Al, Ti-48Al-2Cr-2Nb и Ti-50Al-10Cr. при температуре 900оС в расплаве солей Na2SO4+K2SO4 (25% масс.). Результаты испытаний (рисунок 1.11) позволили установить, что интерметаллидные сплавы с высоким содержанием алюминия дополнительно легированные хромом обладают удовлетворительной стойкостью к сульфидно-оксидной коррозии – в отличие от никелевого суперсплава K38G (Ni-16,3Cr-8,4Co-2,7W-1,8Mo-4Al-3,8Ti) поверхностный слой продуктов реакции сохранял свою прочность на протяжении всего цикла испытаний.
Важно отметить, что невысокая длительность испытаний (100 часов) не позволяет сделать вывод о стойкости данных материалов в условиях длительной эксплуатации. Линейный характер роста слоя продуктов коррозии сплавов химического состава Ti-50Al и Ti-48Al-2Cr-2Nb указывает на следующий факт – сформированный слой продуктов коррозии, основу которого, как отмечается в работе, составляют оксиды Al2O3 и TiO2, а так же сульфид TiS не оказывает барьерных свойств на диффузию серы и кислорода к поверхности материала. В условиях длительной эксплуатации стабильный рост продуктов коррозии приведет к разрушению поверхностного слоя под действием циклических нагрузок и внутренних напряжений.
Высокотемпературная коррозия оказывает значительное влияние на повреждаемость лопаток турбины, снижая их ресурс и уменьшая таким образом межремонтную наработку двигателя и его надежность. В особенности, повреждение поверхностного слоя вследствие указанных процессов снижает усталостную прочность рабочих лопаток ГТД, что объясняется возникновением концентраторов напряжений. В работе Гишварова А.С. показано, что присутствие отложений (золы) на поверхности образцов из сплава ЭИ617 приводит к значительному снижению их долговечности (рисунок 1.12 и 1.13) – в частности при напряжении порядка 320 МПа наблюдается снижение долговечности по критерию усталостной прочности до 10 раз в присутствии золы на поверхности образцов [12], а по критерию длительной прочности до 2-3 раз (в зависимости от материала). Рисунок 1.12 – Усталостная прочность сплава ЭИ617 при температуре 750оС в средах [12]: 1 – воздух; 2 – зола; 3 – зола + 0.3%SO2 + 6%H2O
Изменение расчетной геометрии профиля, вызванное коррозионным повреждением поверхности при длительной эксплуатации, также является причиной разбалансировки ротора и изменения характера режима колебания лопаток [42], что так же приводит к снижению их усталостной прочности.
Помимо этого, коррозионные повреждения лопатки влияют и на ряд других существенных характеристик ГТД, что обусловлено изменением геометрии профиля лопаток турбины в следствие повреждения поверхностного слоя детали в результате протекания химических процессов между материалом лопатки и агрессивными компонентами окружающей среды (рисунок 1.14 и 1.15). Рисунок 1.14 – Изменение геометрии профиля лопаток двигателя ТВЗ-117 после эксплуатации [57]
Несоответствие геометрии профиля рабочих лопаток относительно расчетных негативно сказывается на характеристиках изделия в целом. Как показано в работе [58], даже отклонение геометрии профиля от расчетной на микроуровне, связанное с ухудшением шероховатости с 4 до 40 мкм, понижает КПД отдельной ступени турбины на величину до 0.5 - 1%.
Так же в работе [42] отмечается, что изменение геометрии профиля вследствие повреждения поверхностного слоя лопатки и его загрязнения коррозионными отложениями приводит в том числе к росту расхода топлива. Значительное влияние коррозионные повреждения лопатки оказывают на аэродинамические параметры детали. В частности, в работе Гоголева, Дроконова и др. [59] были проведены испытания на динамическом воздушном стенде. Отмечается, что в следствие изменения геометрии проточной части лопатки (например, изменение профиля выходной кромки, показанное на рисунке 1.14 и 1.15) меняется и угол выхода потока газа, что сказывается на таких параметрах как КПД ступени, расход газа, а так же влияет на осевое усилие, действующее на рабочие лопатки турбины (рисунки 1.16 и 1.17)
Влияние изменения угла выхода потока газа на осевое усилие на рабочую лопатку турбины [59] Значительное влияние так же оказывает изменение макрогеометрии в зоне входной кромки. Подобные повреждения (рисунок 1.15) приводят к изменению угла потока газа на входе в решетку, что обусловливает изменение угла атаки и снижение эффективности работы турбины за счет увеличения профильных потерь отдельных ступеней (рисунок 1.18).
Коррозионные процессы, протекающие на поверхности лопаток турбин могут так же привести к уменьшению толщины профиля лопатки и радиуса входной кромки, что по данным работы Кривошеева И.А. [61] приводит к снижению КПД ступени турбины (рисунок 1.19), а так же уменьшает эффективное сечение, снижая таким образом длительную прочность лопатки.
Рисунок 1.19 – Влияние изменения максимальной толщины профиля рабочей лопатки на КПД ступени турбины [61] 1.4 Анализ методов повышения стойкости лопаток турбины к высокотемпературной газовой коррозии
Одним из основных методов противодействия высокотемпературной газовой коррозии поверхности лопаток турбин и компрессора авиационных газотурбинных двигателей на данный момент является нанесение защитных покрытий [7, 62–65]. Согласно имеющейся классификации, разработанной в ФГУП "ВИАМ" Мубояджаном С.А., все защитные покрытия подразделяются на диффузионные и конденсационные [7].
Первая группа подразумевает реализацию технологии диффузионного насыщения материала поверхности лопаток. При этом на поверхность лопатки наносят определенным способом слой более стойкого к ВГК материала и проводят термическую обработку при высокой температуре. Поверхностный защитный слой в результате представляет из себя смесь (диффузионную зону) исходного материала и коррозионностойкого состава. В зависимости от метода нанесения защитного слоя можно выделить диффузионное твердофазное насыщение из порошков, шликерный метод, золь-гель метод, горячее окунание в расплав, химическое осаждение из паровой фазы (CVD-метод) и другие [63].
При нанесении конденсационных покрытий на поверхности формируется защитный слой, состав которого не зависит от материала подложки. При этом в зависимости от конкретной технологии нанесения защитного покрытия так же может предусматриваться термическая обработка после нанесения покрытия (в частности, высокотемпературный отжиг в вакууме). В данном случае между покрытием и исходным материалом образуется аналогичная первому типу покрытий, диффузионная зона. Наибольшее распространение получили методы ионно-плазменного напыления в вакууме, газотермического плазменного напыления на воздухе, газопламенное и электронно-лучевое напыление, магнетронное распыление [5].
Изучение структурно-фазовых изменений поверхностного слоя образцов в процессе высокотемпературного окисления
Материал лопатки турбины 5 ступени ТНД двигателя ПД-14 относится к сплавам TNM группы, которая была разработана в 2000-2010 годах совместно коллективом Института проблем сверхпластичности РАН (РФ) и исследовательского центра GKSS (Германия). Диаграмма состояния приведена на рисунке 2.1. Как видно из фотографии микроструктуры (рисунок 2.2), для данного сплава химического состава Ti-(43…44)Al-( 4%)Nb-( 1%)Mo-( 0.1%)B,C) Рисунок 2.1 – Диаграмма состояния Ti-Al [19] характерна структура, близкая к пластинчатой (“near-lamellar”) [16]. С целью повышения пластичности лопатки при комнатной температуре материал был легирован ниобием и молибденом. В небольшом количестве (0,1…2 %) для улучшения литейных свойств и повышения производственной технологичности лопаток ТНД так же присутствует бор [85].
Фазовый состав сплава представлен следующими основными компонентами: алюминидами титана yiAl с тетрагональной Ы0 структурой и 2-Ті3А1 с гексагональной DOi9 структурой, а также в небольшом количестве -фазой Ті2А1№ [16]. Рентгенограмма образца в исходном состоянии после шлифования представлена на рисунке 2.3. Основой микроструктуры сплава являются зерна пластин у/2, которые образуются при затвердевании из жидкого состояния по следующим механизмам: а) +у 2+у, б) 2+у, а также включения у-фазы и (В2)-фазы по границам пластин.
Образцы для исследований прямоугольной формы и размером 8х8х4 мм вырезались электроискровым методом (рисунок 2.4). Отсутствие механического воздействия при электроискровой резке медной проволокой на станке А207.86 позволяет получать образцы с минимальным измененным поверхностным слоем и отсутствием сколов, характерных для малых образцов из хрупких сплавов, а так же экономит материал, благодаря ширине реза -0.5 мм.
С поверхности образцов удалялся дефектный слой методом тонкого полирования вручную на шлифовальной бумаге с абразивом из оксида кремния. Итоговая шероховатость образцов составила не выше Ra 0,8 мкм. Контроль шероховатости поверхности проводился на профилографе-профилометре «АБРИС-ПМ7» (Россия).
Оценка интенсивности деградации поверхности лопатки ТНД из интерметаллидного сплава в условиях высокотемпературной газовой коррозии проводилась по гравиметрической методике [86]. Сущность ее заключается в следующем. Образцы помещались в тигли и выдерживались при высокой температуре в атмосфере воздуха с нанесенным слоем синтетической золы, либо без него, в течение определенного времени. Периодически образцы вынимались из печи, и после остывания и удаления слоя золы взвешивались. По итогам испытания строилась зависимость удельного привеса от длительности испытания. Удельный привес q определялся по формуле: д = (г1см 2\ (2.1) где Am-разность между начальной массой образца и массой в данный момент времени, г; S площадь поверхности образца, см2. Скорость коррозии (интенсивность деградации) q за определенный цикл оценивалась как отношение удельного привеса q к длительности этого цикла t. Отдельно оценивалась стойкость к оксидной коррозии (высокотемпературное окисление) и сульфидно-оксидной коррозии. В обоих случаях использовались тигли из оксида алюминия (корунда) чистотой не ниже 95% объемом 90 мл и 4,5 мл (рисунок 2.6). Тигель большего объема применялся для удобства загрузки/выгрузки образцов из печи, а меньшего объема для обеспечения контакта образцов со стенками тигля не более чем по 4 точкам.
Для испытаний образцов использовалась камерная печь с двухсторонним нагревом Nabertherm N60E (Германия) (рисунок 2.7а), оснащенная контроллером для автоматического включения и выключения подачи тока на нагревательные элементы в зависимости от режимов термического цикла. Температура внутри печи контролируется термопарой NiCr-Ni с точностью измерения + 3оС. Общее время экспозиции образцов в печи составляло не менее 450…500 часов с длительностью первого цикла 20 часов, а каждого последующего - 50…100 часов. В соответствии с требованиями ГОСТ 6130-71 [87] при времени выдержки до 100 часов включительно образцы загружались в разогретую печь и выгружались из горячей печи. При времени выдержки свыше 200 часов допускалось остывание образцов вместе с печью. После каждого цикла остывшие образцы взвешивали в тиглях (объемом 4,5 мл) и без них на аналитических лабораторных весах Mettler Toledo XP26 с точностью до 0,01 мг (рисунок 2.7б).
При оценке интенсивности деградации в условиях сульфидно-оксидной коррозии использовалась синтетическая зола химического состава указанного в таблице 2.1. Данный химический состав был представлен в работе профессора Никитина В.И. [8]. Для ее получения использовались следующие порошки: V2O5 (чда, ТУ 6-09-4093-88), NiO (ч, ТУ 6-09-4125-80), CaO (чда, ГОСТ 8677-76), Na2SO4 (хч, ГОСТ 4166-76), Fe2O3 (хч, ТУ 6-09-5346-87). Непосредственно перед нанесением порошков на образец они смешивались с этиловым спиртом для получения суспензии в количестве 0,05…0,1 мл спирта на расчетное количество золы (порядка 25…30 мг). После нанесения золы кистью образцы загружались в тигли объемом 4,5 мл и высушивались на воздухе в течение 20 минут, затем взвешивались вместе с тиглями для контроля итогового количества золы. Таблица 2.1 – Химический состав синтетической золы Компонент Na2S04 Fe203 NiO CaO v2o5 Количество, % вес. 66,2 20,4 8,3 3,3 1,8 C целью анализа микроструктуры материала, а так же для определения толщины и структуры покрытий и продуктов коррозии в работе проводился металлографический анализ образцов.
Металлографические исследования поверхностного слоя проводились на микрошлифах – поперечном и сферическом. Для получения поперечного микрошилфа образцы запрессовывались в смолу на оборудовании Struers CitoPress, либо заливались сплавом Вуда. Далее образцы шлифовались и полировались на шлифовально-полировальных станке LaboPol-1 (рисунок 2.8). При необходимости для выявления микроструктуры образцы подвергались травлению раствором содержащим 20% HNO3 + 10% HCl.
Влияние комбинированного защитного покрытия на интенсивность деградации поверхности образцов в условиях ВГК
Анализ экспериментальных данных показал, что вследствие длительного воздействия высокой температуры произошло окисление поверхности образцов, модифицированных по каждой технологии. При этом формирующийся оксидный слой имеет схожую слоистую структуру, аналогичную исходному образцу без предварительной защиты поверхности, что указывает на схожий механизм процесса окисления. В случае системы Сr-Al толщина слоя продуктов коррозии составила 8...10 мкм, а в случае системы Al-Si-Y – 10…12 мкм.
Так как в случае обеих систем структура сформированного коррозионного слоя по итогам 500 часовой выдержки так же состоит преимущественно из чередующихся слоев оксидов алюминия и титана, как и в случае сплава в исходном состоянии, то можно утверждать, что и процесс окисления протекает по аналогичному механизму. При этом имеет место неравномерное распределение элементов в поверхности, вероятно, вследствие различной скорости диффузии по анионным и катионным вакансиям в дефектной оксидной пленке [99].
Отличительной особенностью для системы Al-Si-Y в данном случае является окисление силицидов титана TixSiy с образованием оксидов кремния и титана в отдельных зонах. В частности, в первом и втором слоях (рисунок 4.5а) толщиной порядка 2 мкм каждый, содержание оксидов кремния незначительно, основу их составляли соответственно оксиды титана и алюминия. Третий слой наряду с повышенным содержанием оксидов титана характеризуется так же возрастанием доли оксидов кремния с повышением концентрации последнего до 5% ат.
Сформированные оксидные слои первых трех зон оказывают замедляющее действие на диффузию кислорода вглубь материала, что видно из характера его распределения в первых четырех зонах – концентрация кислорода плавно снижается в зонах 1–3 и резко падает до нулевых значений в четвертой. В свою очередь в более глубоких слоях (свыше 10 мкм) кислород средствами энергодисперсионного анализа не обнаруживается. Его диффузия блокируется тонким слоем оксида алюминия в 4 зоне. Предположительно, данная прослойка так же блокирует восходящую диффузию ниобия, чей концентрационный максимум наблюдается на глубине порядка 10–12 мкм как для обеих систем легирования.
Как видно из рисунков 4.5б и 4.6б для случая системы Cr-Al характерно аналогичное строение оксидной пленки, сопровождающееся так же формированием в четвертой зоне прослойки из оксида алюминия, блокирующей дальнейшую диффузию кислорода. Схожесть механизмов коррозионного процесса обеих систем объясняется тем, что основу модифицированного слоя составляют алюминий и титан, а влияние кремния и хрома проявляется преимущественно на начальной стадии окисления. Основное отличие в случае системы Cr-Al заключается в диффузии хрома в более глубокие слои основного материала и его равномерное распределение по всей толщине оксидного слоя (не более 1-2% ат.).
На основе подобия оксидных слоев, сформированных после высокотемпературного окисления сплава в исходном состоянии и после диффузионного легирования поверхности, было сделано предположение о незначительном влиянии данных методов и систем защиты в условиях сульфидно-оксидной коррозии, сопровождающихся, как показано в главе 3, значительно ускоренным процессов формирования оксидов и сульфидов компонентов сплава.
В связи со сказанным, а так же с учетом исследований стойкости алюминидных покрытий к воздействию серы в условиях высоких температур ранее проведенных в ФГУП «ВИАМ» [7] исследования на стойкость к высокотемпературной сульфидно-оксидной коррозии были проведены только на образцах подвергнутых диффузионному легированию в порошках системы Cr-Al, так как данный вариант показал наименьшую скорость коррозии в условиях высокотемпературного окисления на воздухе.
Результаты гравиметрических испытаний на стойкость к сульфидно-оксидной коррозии приведены на рисунке 4.6.
Из приведенных данных видно, что для образцов после модификации поверхности, так же как и для сплава в исходном состоянии, характерно два участка на кривых изменения привеса образцов: 1) начальная стадия, длительностью до 50…100 часов, характеризуется постепенным ростом скорости коррозии и подчиняется степенной зависимости вида 3.1; 2) стадия катастрофической коррозии, наблюдающаяся при более длительных выдержках, соответствующая линейной зависимости 3.2, для которой характерен постоянный унос массы с поверхности образца после каждого 100-часового цикла испытания. Отрицательные значения параметров кинетики коррозии (таблица 4.2) и наклон графиков (рисунок 4.6) указывают на убыль массы на протяжении всего цикла испытаний по причине периодического разрушения (скалывания) коррозионного слоя. Как и для случая исходного материала, для образцов дополнительно легированных алюминием и хромом причиной такого разрушения является высокий уровень внутренних напряжений в растущем оксидном слое и его недостаточная когезионная и адгезионная прочность вследствие некогерентности оксидов алюминия и титана [11].
Из более высокого положения кривой 1 на рисунке 4.6 следует, что диффузионное легирование системой Cr-Al положительно влияет на стойкость к сульфидно-оксидной коррозии, но только на начальном этапе. После разрушения оксидного слоя после 100 часовой выдержки воздействию синтетической золы подвергается в большей степени основной материал и дальнейшая скорость коррозии на катастрофической стадии примерно одинакова для исходного и модифицированного состояний. Это подтверждается близостью констант скорости коррозии (k2), которые к моменту окончания испытаний отличаются в 1,3 раза (таблица 4.2).
Основываясь на данных удельного привеса на базе 500 часов можно утверждать, что диффузионное легирование системами Al-Si-Y и Cr-Al повышают стойкость исследуемого сплава к высокотемпературной коррозии в условиях атмосферного воздуха в 2 и 3 раза соответственно. При этом подобный метод модификации поверхности хоть и позволяет замедлить процесс сульфидно-оксидной коррозии на начальном этапе, но не оказывает значительного влияния на жаростойкость сплава в присутствии синтетической золы при длительных выдержках по причине низкой адгезионной и когезионной прочности пленки продуктов коррозии [100].