Результат интеллектуальной деятельности: ЖАРОВАЯ ТРУБА ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ ГТД-110М

Изобретение относится к машиностроению и может быть использована при изготовлении и ремонте жаровых труб, работающих в условиях воздействия газообразивной эрозии.

Развитие современных газовых турбин предполагает увеличение мощности двигателя, уменьшение расхода топлива, увеличение общей надежности функционирования турбины и, как следствие, - увеличение ресурса. Пути решения вышеперечисленных задач лежат в плоскости увеличения рабочей температуры турбин, что в свою очередь требует применения новых конструкционных материалов со свойствами, позволяющими деталям, изготовленным из них, функционировать при увеличенных рабочих параметрах. Повышение эксплуатационных характеристик за счет использования имеющихся жаропрочных сплавов и покрытий практически исчерпало свои возможности, что требует инновационных подходов к совершенствованию и разработке нового поколения металлических и керамических материалов для деталей и покрытий различного функционального назначения, обладающих повышенной стойкостью к разрушению в условиях воздействия циклических термомеханических напряжений и агрессивных сред.

Оптимальным решением, позволяющим поднять рабочую температуру двигателя и увеличить его ресурс, является нанесение теплозащитных покрытий с чередующимися слоями различного композиционного состава и функционального назначения, формируемых на основе наноструктурированных материалов.

Поиск новых материалов керамического слоя теплозащитных покрытий (ТЗП) выявил ряд недостатков традиционного состава ZrO₂-7Y₂O₃, среди, которых отмечается недостаточная фазовая стабильность и высокая скорость спекания при высоких температурах. При длительных выдержках в температурных условиях, соответствующих эксплуатационным, это приводит к росту теплопроводности покрытий от первоначальных значений (0,9-1,1 Вт/мК) до значений, характерных для плотного материала (1,9-2,2 Вт/мК). Теплозащитный эффект покрытия при этом падает всего до 20-30К, не обеспечивая требуемых свойств. (Cao, X.Q. Application of rare earths in thermal barrier coating materials / X.Q. Cao // Journal of Material Science Technology, 2007, Vol. 23 No. 1. P. 15-35. Vassen, R. Overview on advanced thermal barrier coatings / R. Vassen, M, Jarligo, T. Steinke, D. Mack, D. Stoever // Surface and Coatings Technology, 2010. Vol. 205. P. 938-942.

В исследовательском центре NASA (США) разработаны покрытия с низкой теплопроводностью, которая слабо зависит от времени выдержки при высоких температурах благодаря легированию стандартного материала ZrO₂-7Y₂O₃ оксидами редкоземельных металлов. Состав покрытия не раскрывается. Zhu, D. Thermal Conductivity and Sintering Behavior of Advanced Thermal Barrier Coatings / Dongming Zhu, Robert A. Millor // Технический отчет NASA/TM- 2002-211481.2002. NASA. 15p.

Активно ведется разработка теплозащитных покрытий с низкой теплопроводностью для применения на деталях горячего тракта энергетических газотурбинных установок большой мощности в исследовательском центре Mitsubishi Heavy Industries. Новые покрытия доказали свою эффективность и будут применяться на турбинах. Состав покрытия не раскрывается. Ito, Е. Development of key technology for ultra-high-temperature gas turbines / E. Ito, K. Tsukagoshi, A. Muyama, J. Masada, T. Torigoe // Mitsubishi Heavy Industries Technical Review. 2010. Vol. 47 (1). P. 19.

Задача, на решение которой направлена настоящее изобретение, состоит в повышении ресурса термобарьерного покрытия на деталях горячего тракта «ГТД-110М».

Ближайшим к предлагаемому изобретению аналогом является жаровая труба газовой турбины (RU 2567764 С2, С23С 4/10, опубликовано 10.11.2015), содержащее нанесенный на поверхность жаровой трубы методом высокоскоростного газопламенного напыления жаростойкий подслой толщиной 150-200 мкм и затем керамический термобарьерный слой.

Недостатком ближайшего аналога является недостаточная адгезионная связь напыляемого материала и материала подложки. Помимо достаточной стойкости защитного слоя при агрессивных воздействиях отработавших газов при температурах порядка 1000°С, защитный слой должен также иметь достаточно хорошие механические свойства. В условиях газообразивной эрозии покрытие не должно трескаться и отслаиваться.

Задача, на которую направлено предлагаемое изобретение, заключается в том, чтобы увеличить газообразивную стойкость жаровой трубы ГТД-110М.

Желаемым техническим результатом является увеличение газообразивной стойкости защитного покрытия жаровой трубы газовой турбины без ухудшения аэродинамических характеристик жаровой трубы.

Желаемый технический результат достигается тем, что керамический термобарьерный слой подвергнут двухстадийной обработке, вначале в вакууме при давлении 1×10-4 мм.рт.ст. нагрет до температуры 1050°С в течение 3-4 часов, выдержан при той же температуре 2 часа и охлажден с печью в вакууме, после чего нагрет на воздухе до температуры 850°С в течение 2,5-3 часов, выдержан при той же температуре в течение 16 часов и охлажден в течение 4,7 часа до нормальной температуры и составляет 100-120 мкм.

В технологический цикл нанесения термобарьерных покрытий, как правило, входит многостадийная термообработка, которая повышает прочность покрытия.

Предлагаемая в настоящем изобретении двухстадийная обработка позволяет повысить прочность термобарьерного покрытия после нанесения. Для этого проводят диффузионный отжиг в вакууме при давлении 1×10^-4 мм.рт.ст. нагревании до температуры 1050°С в течение 3-4 часов, выдержки при той же температуре 2 часа и охлаждают с печью в вакууме. При диффузионном отжиге формируется диффузионная зона шириной до 30 мкм, что повышает прочность сцепления керамического термобарьерного слоя и металлического подслоя.

Заключительный окислительный отжиг проводится на воздухе нагреванием до температуры 850°С в течение 2,5-3 часов, выдержке при той же температуре в течение 16 часов и охлаждении в течение 4,7 часа до нормальной температуры. Окислительный отжиг позволяет привести структуру покрытия в равновесное состояние и повышает прочность покрытия.

Примером является жаровые трубы газовой турбины ГТД-110М, выполненные из ЭП648, с нанесенным термобарьерным покрытием подвергали двухстадийной обработке: вначале в вакууме при давлении 1×10^-4 мм.рт.ст. нагревали до температуры 1050°С в течение 3-4 часов, выдерживали при той же температуре 2 часа и охлаждали с печью в вакууме, после чего на воздухе нагревали до температуры 850°С в течение 3 часов, выдерживали при той же температуре в течение 16 часов и охлаждали в течение 4,7 часа до нормальной температуры. Газообразивная стойкость термобарьерных покрытий увеличилась в 2-2,5 раза по сравнению с нетермообработанными.

Примером является газосборники жаровых труб газовой турбины ГТД-110М, выполненные из ЭП648, с нанесенным термобарьерным покрытием подвергали двухстадийной обработке: вначале в вакууме при давлении 1×10-4 мм.рт.ст. нагревали до температуры 1050°С в течение 3-4 часов, выдерживали при той же температуре 2 часа и охлаждали с печью в вакууме, после чего на воздухе нагревали до температуры 850°С в течение 3 часов, выдерживали при той же температуре в течение 16 часов и охлаждали в течение 4,7 часа до нормальной температуры. Газообразивная стойкость термобарьерных покрытий увеличилась в 1,5-2 раза по сравнению с нетермообработанными.

Примером является фронтальное устройство жаровой трубы газовой турбины ГТД-110М, выполненные из ЭП648, с нанесенным термобарьерным покрытием подвергали двухстадийной обработке: вначале в вакууме при давлении 1×10-4 мм.рт.ст. нагревали до температуры 1050°С в течение 3-4 часов, выдерживали при той же температуре 2 часа и охлаждали с печью в вакууме, после чего на воздухе нагревали до температуры 850°С в течение 3 часов, выдерживали при той же температуре в течение 16 часов и охлаждали в течение 4,7 часа до нормальной температуры. Газообразивная стойкость термобарьерных покрытий увеличилась в 2-2,5 раза по сравнению с нетермообработанными.