Расчет турбины высокого давления двигателя Д-30

     Изобретение относится к области машиностроения, а именно к методам нанесения защитных покрытий на лопатки энергетических и транспортных турбин и в особенности газовых турбин авиадвигателей.

     Одним из путей повышения температуры  в турбине при сохранении ресурса лопаток является применение теплозащитных покрытий (ТЗП). Керамические ТЗП при их достаточной толщине могут ощутимо снизить теплоприток к основному материалу охлаждаемой лопатки и обеспечить ее работоспособность в условиях высоких температур.

     Наиболее  перспективным материалом для формирования теплозащитного слоя ТЗП является керамика на основе диоксида циркония, стабилизированного оксидом иттрия (ZrO2・Y2O3). Для обеспечения адгезии керамического слоя и защиты основного материала детали от окисления ТЗП имеет жаростойкий подслой.

     Техническим результатом заявляемого способа является повышение жаростойкости подслоя при одновременном повышении выносливости и циклической прочности деталей с защитными покрытиями.

     Технический результат достигается тем, что  в способе формирования

теплозащитного  покрытия на лопатке турбины из жаропрочного никелевого сплава, включающем подготовку поверхности пера лопатки под ионно-имплантационную обработку, ионно-имплантационную обработку поверхности лопатки, формирование на ней первого жаростойкого слоя, нанесение второго жаростойкого слоя и нанесение внешнего теплозащитного слоя ZrO2-Y2O3 на поверхность пера лопатки, в отличие от прототипа ионно-имплантационную обработку поверхности лопатки производят ионами, выбранными из одного из следующих элементов: Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Gr, Si или их сочетанием.

     Технический результат достигается также  тем, что в способе формирования

теплозащитного  покрытия на лопатке турбины из жаропрочного никелевого сплава в качестве газотермического метода нанесения дополнительного  подслоя и керамического слоя используют плазменный или газопламенный методы.

     В отличие от прототипа (в котором  вначале на поверхности лопатки  формируется слой на основе никеля), в предлагаемом способе на поверхности  лопатки вначале формируется  слой на основе алюминиевого сплава, при этом в предлагаемом способе формирование первого слоя включает ионную имплантацию, нанесение слоя и совместный диффузионный отжиг в вакууме образованной композиции. При этом для полноценного формирования первого слоя принципиальным являются вышеперечисленные параметры вакуумного диффузионного отжига. Далее, на сформированный после диффузионного отжига первый слой методом ионно-плазменной технологии наносится жаростойкий слой на основе никеля, который также подвергается вакуумному отжигу, но при более низких температурах. Основной функцией второго вакуумного отжига является снятие остаточных напряжений в следующей сформированной композиции, состоящей из первого и второго слоев.

     Состав  и состояние второго слоя позволяют  нанести на него газотермическим методом подслой близкого ему состава с последующим нанесением на него газотермическим методом керамического теплозащитного слоя и диффузионным отжигом полученной композиции с образованием теплозащитного покрытия на лопатке. Таким образом, функцией первого (имплантированный и вакуумный ионно-плазменный слой) и второго слоев покрытия является герметизация поверхности лопатки от воздействия агрессивной среды, дополнительной функцией второго слоя -  обеспечение адгезии газотермического металлического слоя, а функциями последнего являются обеспечение адгезии керамического слоя, создание демпфирующего слоя между жаростойкими и теплозащитным слоями, а также «ловушки» для образующихся в процессе эксплуатации окислов. Объединение различных методов нанесения покрытия (вакуумного и газотермического) позволяет создать композицию, сочетающую хорошую адгезию слоев, барьерный и демпфирующие характеристики покрытия, высокую жаростойкость и термостойкость, а также усталостную прочность.

     Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в энергетическом и авиационном турбостроении, преимущественно для защиты пера лопаток промышленных газотурбинных установок (ГТУ) от высокотемпературной коррозии.

     Технической задачей изобретения является разработка способа защиты лопаток газовых турбин, обеспечивающего повышение коррозионной стойкости

комбинированного  покрытия.

     Поставленная  техническая задача достигается  тем, что предложен способ защиты лопаток газовых турбин путем  нанесения комбинированного жаростойкого покрытия, преимущественно на поверхность пера лопатки газовой турбины из жаропрочного сплава, включающий осаждение в вакууме внутреннего слоя покрытия сплава на основе никеля, содержащего, по крайней мере, кобальт, хром, алюминий и иттрий, осаждение внешнего слоя покрытия из сплава на основе алюминия, содержащего никель, кремний и бор, и вакуумный отжиг лопатки с покрытием, в котором после осаждения внутреннего слоя покрытия поверхность пера лопатки дополнительно обрабатывают потоком стеклянных сферических частиц под давлением сжатого воздуха 0,4-0,6 МПа, по крайней мере, два раза - после осаждения внутреннего слоя покрытия и после проведения вакуумного отжига.

     Толщина внутреннего слоя покрытия составляет 10-30 мкм. Размер стеклянных сферических  частиц составляет 20-250 мкм. После окончательной обработки потоком стеклянных сферических частиц лопатку с покрытием подвергают окончательному вакуумному отжигу. Вакуумный отжиг проводят при температуре 950-1100°С в течение 2-4 ч.

     Установлено, что проведение обработки поверхности пера лопатки с покрытием потоком стеклянных сферических частиц по предлагаемому способу повышает коррозионную стойкость комбинированного покрытия за счет устранения дефектов структуры. Усовершенствование структуры и закрытие дефектов в слое покрытия происходит при вакуумном отжиге при диффузионном взаимодействии внутреннего и внешнего слоев покрытия из сплава на основе алюминия в процессе образования легированного моноалюминида никеля, а также последующей рекристаллизации покрытия при окончательном отжиге. Интенсивность процессов диффузии и рекристаллизации возрастает при пластической деформации и росте напряжений (наклепе) в поверхности за счет обработки пера лопатки потоком сферических частиц.

     Изобретение относится к области машиностроения, а именно к теплозащитным покрытиям и способам их получения на рабочих и направляющих лопатках энергетических и транспортных турбин, и, в особенности, газовых турбин авиадвигателей.

     Техническим результатом заявляемого способа  является повышение

эксплуатационной прочности сцепления на границе «переходный слой-внешний

керамический  слой» при одновременном повышении  выносливости и циклической прочности деталей с защитными покрытиями.

     Технический результат достигается тем, что  в способе получения теплозащитного покрытия, преимущественно для рабочих лопаток турбин газотурбинных двигателей и энергетических установок, включающем формирование на защищаемой поверхности лопатки металлического подслоя, переходного металлокерамического слоя и внешнего керамического слоя, в отличие от прототипа, при формировании переходного металлокерамического слоя по его толщине проводят пошаговое изменение соотношения содержания металла к керамике, в диапазоне от 1% до 20% весовых на шаг, уменьшая количество металла по толщине переходного слоя от 100% до 0%, при толщине переходного слоя от 8 мкм до 150 мкм, причем, при формировании переходного металлокерамического слоя газотермическим напылением проводят пошаговое изменение соотношения содержания металла к керамике в диапазоне от 10% до 20% весовых на шаг, при величине шага от 4 мкм до 8 мкм, при толщине переходного слоя от 40 мкм до 150 мкм, а при формировании переходного металлокерамического слоя вакуумными ионно-плазменными методами

и/или  магнетронными методами, и/или электроннолучевым испарением и

конденсацией  в вакууме проводят пошаговое  изменение соотношения содержания металла к керамике в диапазоне от 1% до 10% весовых на шаг, при величине шага от 0,08 мкм до 0,8 мкм, при толщине переходного слоя от 8 мкм до 100 мкм.

     Технический результат достигается также тем, что в способе получения

теплозащитного  покрытия в качестве материала керамического  слоя и керамики в переходном слое используют ZrO2, стабилизированную Y2О3.

Технический результат достигается также  тем, что в способе получения

теплозащитного  покрытия перед нанесением металлического подслоя проводят ионно-плазменную подготовку поверхности лопатки  и ее ионно-имплантационную обработку ионами Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si или их сочетанием.

     Технический результат достигается также тем, что в способе получения

теплозащитного  покрытия нанесение металлических  слоев покрытия осуществляют шликерным и/или гальваническим, и/или газотермическим, и/или вакуумными ионно-плазменными методами, и/или магнетронными методами, и/или электронно-лучевым испарением и конденсацией в вакууме, а керамического слоя проводят газотермическим и/или вакуумными ионно-плазменными методами, и/или магнетронными методами, и/или электронно-лучевым испарением и конденсацией в вакууме.

     В процессе эксплуатации лопаток турбин с теплозащитными покрытиями (ТЗП) в последних, на границе «подслой-керамический слой» возникает и растет оксидный слой, что приводит к отслоению внешнего керамического слоя. В этой связи, эксплуатационные свойства теплозащитных покрытий главным образом и

определяются  адгезионной стойкостью системы  «подслой-керамический слой».

При использовании  ступенчатого пошагового переходного слоя, когда соотношение содержания керамики и металла изменяется по толщине переходного слоя от 100% металла до 100% керамики, увеличивая таким

образом площадь сцепления между керамической и металлической составляющими при создании слоистости переходного слоя, позволяет достичь ряда эффектов (повышение прочности сцепления металла с керамикой, в том числе и в процессе эксплуатации детали, снижение остаточных и эксплуатационных напряжений в покрытии, усиление демпфирующих свойств покрытия, повышение стойкости к термоударам), повышающих эксплуатационные свойства деталей с теплозащитными покрытиями. Другими словами, повышенные эксплуатационные эффекты в предлагаемом покрытии объясняются следующими его преимуществами: анкерным соединением на границе «подслой-керамический слой», обеспечиваемым внедрением металла в керамику; градиентный характер переходного слоя, обеспечивающий ступенчатый переход от металла к керамике; рост оксидной пленки на границе

«металл-керамика»  приводит к дополнительному сжатию охватываемой керамики металлической составляющей переходного слоя, внедренного в керамический слой, т.е. силы, возникающие на границе «металл-керамика», направлены не по нормали к поверхности покрытия как в известных ТЗП, а в тангенциальном направлении. 
 

NANO-COMPOSITES FOR THERMAL

BARRIER COATINGS AND THERMO-ELECTRIC ENERGY GENERATORS

PRIORITY INFORMATION

1. This present application is a continuation of International Patent Application No. PCT/US2007/081778, filed on Oct. 18, 2007, which claims priority to U.S. Provisional Patent Application Ser. No. 60/852,489, filed on Oct. 18, 2006, all of which is incorporated herein in its entirety.

GOVERNMENT SPONSORSHIP

2. This invention was made with government support under Grant No. NNC05GA67G awarded by the National Aeronautic and Space Administration (NASA). The government has certain rights in the invention.

BACKGROUND OF THE INVENTION

3. In a recent Department of Energy/Oak Ridge National Laboratory report, the needs for sensors and controls for advance turbine systems were assessed and the highest priority need identified was the accurate measurement of combustion gas temperature and flame detection up to 1650° C. to enable closed loop control of emissions. Also identified in this report was the need for the development of durable sensors to control combustion instabilities caused by lean fuel mixtures. Since May 2002, the Propulsion Instrumentation Working Group (PIWG) of the Ohio Aerospace Institute has consistently ranked surface temperature and surface temperature mapping, the highest interest to its members. Based on these assessments, it is clear that temperature measurement is still the most critical measurement in the gas turbine engine environment and the technical challenge becomes more significant as operating temperatures are increased. Improvements in fuel economy and payload capacities (higher capacity airspace systems) is realized by active combustor control. This requires an integrated sensor (temperature sensor) system with a response time that is sufficiently rapid and it allows feedback control to dampen out pressure fluctuations, i.e. microsecond to millisecond response times. The thin film sensors for the hot gas path are fast enough to provide the necessary feedback and robust enough to measure flame temperature and combustor liner temperature distribution.
4. Durable and accurate thin film thermocouples (TC's) and resistance temperature devices (RTD's) for the direct measurement of temperature and heat flux are being produced. The thin film temperature sensors are based on wide bandgap, semiconducting oxides with indium-tin-oxide (ITO) being the leading candidate material. Over the past few years, efforts to develop a ceramic strain gage based on semiconducting oxides have shown that ITO could be stabilized to temperatures typically encountered in the gas path of turbine engines and could be manufactured in a cost effective and reproducible manner. Recent studies of a variety of semiconducting oxide thermocouples, have indicated that ITO would be ideally suited for gas turbine engines. Preliminary results indicate that by appropriately "doping" ITO films (one thermoelement prepared in an oxygen-rich plasma and another prepared in a nitrogen-rich plasma), ceramic thermocouples could be prepared with a linear thermoelectric response from room temperature to 1500° C. and a Seebeck coefficient of 6 (iV/° C. This response was attributed to the difference in charge carrier concentration and resistivity of the individual ITO thermoelements. Here, phonon-phonon and phonon- electron scattering events were responsible for the "classic" behavior observed in these ceramic thermocouples. Other ceramic thermocouples have been considered for gas turbine applications based on silicides, nitrides and carbides but these materials are not thermodynamically stable in air ambients.