Оценка состояния развития и применяемости современных материалов для деталей турбины перспективного авиационного двигателя

Смазочные композиции СКИ СК2, СК-,, СК4 имеют меньшие индексы задира, чем базовое масло. Индексы задира смазочных композиций с серпентинитом отличаются друг от друга незначительно. Индекс задира композиции СК5 на 16 % больше, чем у базового масла.

Полученные смазочные композиции имеют более высокую предельную нагрузочную способность, чем базовый смазочный материал.

Мелкодисперсные частицы исследуемых модификаторов трения не оказали существенного влияния на несущую способность масла.

Смазочные композиции с серпентинитом и композиция с дисульфидом вольфрама способствовали уменьшению пятна износа при часовых испытаниях относительно базового масла, а смазочная композиция с диселенидом вольфрама способствовала увеличению пятна износа на 3 %, т. е. несущественно.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Погодаев, Л.И. Повышение надежности три-босопряжений [Текст] / Л.И. Погодаев, В.Н. Кузьмин, П.П. Дудко; Академия транспорта Российской Федерации. — СПб., 2001. — 304 е.: ил.

2. Шимченко, П. Каменные ключи прогресса |Текст| / П. Шимченко, А. Фельдман; НТО КИ // Инициатива. - 1994. № 1. С. 16-18.

3. ГОСТ 9490—75. Материалы смазочные жидкие и пластичные. Метод определения триболо-

гических характеристик на четырехшариковои машине |Текст|. — М.: Изд-во стандартов, 1975. — 14 с.

4. Васильева, Е.С. Газофазный синтез дисперсных частиц дисульфида вольфрама и их применение [Текст] / Е.С. Васильева, М.Б. Игнатьев, Е.П. Ковалев, Д.В. Ли; Новгород, гос. университет // Вестник НГУ. Сер.: Физика и механика материалов. - 2009. № 50. - С. 7-10.

УДК621.452.3

Н.А.Шарова, А.А.Живушкин, Е.А.Тихомирова

ОЦЕНКА СОСТОЯНИЯ РАЗВИТИЯ И ПРИМЕНЯЕМОСТИ СОВРЕМЕННЫХ МАТЕРИАЛОВ ДЛЯ ДЕТАЛЕЙ ТУРБИНЫ ПЕРСПЕКТИВНОГО АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Базовая конструкция авиационных двигателей (АД) в ближайшей перспективе, как предполагается, изменяться не будет; это касается и турбинной части. Тем не менее характеристики АД будут улучшаться благодаря совершенствованию методов проектирования, материалов и непрекращающемуся прогрессу в производственно-технологической области.

Жесткая конкуренция между авиадвигателе-строителями заставляет делать упор на снижение стоимости и времени производственного цикла, а параллельно — и на повышение качества.

Основные разработчики авиационных газотурбинных двигателей (АГТД) стремятся найти новые пути к снижению стоимости собственных разработок и параллельно улучшить характеристики двигателей. Эти цели достигаются совер-

шенствованием конструкции, материалов и оптимизацией производственного процесса. Сегодня новые двигатели разрабатываются с акцентом на минимизацию стоимости производства, например за счет уменьшения количества деталей. Это ставит новые задачи для материаловед-ческих и производственных технологий.

Создание качественно новых ГТД невозможно без повышения температуры газа перед турбиной. В малоразмерных двигателях это особенно затруднительно в связи с малыми размерами проточной части и, следовательно, лопаточного аппарата. Технологические сложности с охлаждением сопловых и рабочих лопаток заставляют конструкторов совместно с материаловедами и технологами искать новые пути изготовления этих деталей. Помимо традиционных жаропроч-

ных и жаростойких металлических материалов, обусловливающих развитие системы охлаждения и применение теплозащитных и антикоррозионных покрытий, ведется поиски разработка неметаллических материалов на керамической и углеродной матрицах, способных к работе без охлаждения в агрессивной высокотемпературной газовой среде.

Работы по созданию керамических элементов в турбине ведутся во всем мире с начала 1960-х годов. Разработано огромное количество видов и способов изготовления керамики. Выполнено множество обнадеживающих автономных испытаний и представлено большое число проектов двигателей. Однако реальные испытания полноразмерных керамических двигателей — единичны, и во всех этих испытаниях выявлено множество проблемных вопросов по технологии, конструкции, качеству изготовления и т. п.

Исследования, выполненные отечественными и зарубежными фирмами, показывают, что применение керамических материалов приводит к значительному снижению массы двигателей, улучшению приемистости, снижению расхода воздуха на охлаждение деталей, снижению неравномерности поля температур, повышению КПД цикла ит. д. Конструкционные керамические материалы и керамокомпозиты имеют малую удельную массу (2,5—3,2 г/см2), обладают высокой жаропрочностью и жаростойкостью. Предел прочности керамики (в основном на основе нитрида и карбида кремния) при высоких рабочих температурах довольно высок, а пластическая деформация за 500 ч работы не превышает 1 % при очень высокой термостойкости.

На сегодняшний день в России и за рубежом проводятся более глобальные исследования, составляются сложные композиции на основе керамических и углеродной матриц. Самые обширные работы в этой области ведут американские лаборатории под управлением и по заказу NASA. Эти исследования являются продолжением последней и самой крупной программы, одной из главных целей которой была разработка материалов для АГТД IHPTET. Результаты исследований проходят экспериментальную проверку в исследовательских лабораториях NASA.

Благодаря существенному влиянию размерности двигателя на выбор параметров и конструкцию двигателя, а также дополнительным технологическим ограничениям малоразмерные

ГТД выделяют в особый класс. В этом типе ГТД чрезвычайно значительно влияние вторичных потерь, всевозможных утечек, уступов и т. п. факторов, в значительной степени определяющих экономическую эффективность. Именно поэтому лопатки МГТД первых поколений выполнялись неохлаждаемыми.

Современные лопатки турбин эксплуатирующихся МГТД изготавливаются из металлических материалов, причем максимальная температура газа на серийном двигателе — 1650 К (на модификации двигателя Т700-СТ7/8). Разработанные металлические материалы (рис. 1) пока не позволяют выполнить неохлаждаемую лопатку на такие температуры, поэтому конструкторам приходится делать нелегкий выбор: проектировать высокотемпературный двигатель с развитой системой охлаждения (что не всегда возможно) либо создавать двигатель на умеренные температуры газа с неохлаждаемым лопаточным аппаратом.

МГТД первого (1955—65 годы) и второго (1965—77 годы) поколений имели неохлаждаемый лопаточный аппарат. Охлаждение появляется только в двигателях третьего поколения (1977— 92), к которым относится и Т700/СТ7. Также приблизительно к началу 90-х годов уже появились жаропрочные лопаточные никелевые "суперсплавы" направленной кристаллизации и шла отработка изготовления деталей с монокристаллической структурой. К середине 90-х годов были получены практически все применяемые сегодня материалы и достигнуты современные уровни эксплуатационных температур. Из рис. 1 видно, что эволюция лопаточных материалов, шедшая сначала "семимильными" шагами — по 100—150 °С за десятилетие, в наши дни резко затормозилась. Это связано с тем, что практически достигнуты предельные температуры, и температурная возможность расширения условий эксплуатации классических жаропрочных сплавов на никелевой и кобальтовой основах исчерпана.

Среди новых материалов и структур сегодня рассматриваются две многообещающие группы перспективных материалов для будущих поколений двигателей: композиты, армированные волокнами, и монолитные интерметаллидные материалы. Не секрет, что по поводу двигательных материалов существуют различные мнения (даже внутри компаний) об их перспективах. Даже для

Температура, С

а N№556

Са-Ьэи

Г • №-Ьеве ДефорИируемые( 0С(н1жв

Литейные й НС и М Гранульные А М-Ьаье НС

2000 Год внедрения

Рис. 1. Эволюция лопаточных материалов

новых материалов, которые по уверенным прогнозам придут на замену традиционным, не вполне понятны сроки введения в эксплуатацию. Ясно, однако, что в ближайшем будущем общепринятые литейные и деформируемые титановые и никелевые сплавы останутся доминирующими.

Последние два десятилетия развивается применение интерметаллидных соединений — материалов на основе химического соединения двух или более металлов. Наиболее распространены алюминиды, а также проводятся эксперименты с титанидами и с другими основами.

В России более активно пытаются применить алюминиды никеля в связи с тем, что их температурные возможности выше, чем у классических сплавов (см. таблицу и рис. 2) [1].

За рубежом упор делают на алюминиды титана [3, 4], заменяя ими тяжелые жаропрочные

материалы на никелевой основе, из которых изготавливаются последние ступени КВД и ТНД, работающие при температурах до 700—750 °С. Получается несомненный выигрыш в массе, так как даже самые "легкие" жаропрочные никелевые сплавы имеютудельный вес 7,9 г/см2, а алюминиды титана в зависимости от композиции — 3,6-5,3 г/см2. Кроме того, они пожаробезопасны, в отличие от "классических" титановых сплавов, при температурах до 750 °С. Однако при всех своих температурных и других преимуществах ин-терметаллиды титана имеют ряд недостатков. Они обладают низкой технологичностью в металлургическом производстве и достаточно низкими пластичностью и надежностью. Проводятся дальнейшие эксперименты с введением в состав интерметаллидов молибдена, ниобия и других соединений и элементов. Получен сплав на

Сравнение свойств интерметаллидного сплава ВКНА-25 с классическим — ЖС-32

Марка Прочность, МПа, при разных температурах и длительности воздействия Предел выносливости на базе 2-107циклов, МПа

сплава 1100°С 1150 °С 1200°С 20 °С 900°С 1100°С

100 ч 1000 ч 100 ч 1000 ч 100 ч 1000 ч

ЖС32 125 80 - - - - 250 350 -

ВКНА-25 130 80 85 65 50 35 240 370 160

а100, Mila

/1нтерметаллидный сплав

Никелевый сплав ^^^^

900 1000 1Ю0 Температура

испытания, С

Рис. 2. Температурная зависимость ст100, МПа, современных классического никелевого и интерметаллидного материалов с монокристаллической структурой

основе соединения Ti2NbAl — ВТИ-4, который по своим характеристикам не уступает зарубежным 22-23 (США) и 23—25—1—1S (Франция), а по удельному весу даже чуть легче — 5,1 г/см'1 против соответственно 5,2 и 5,32 г/см'1. В этом сплаве устранены вышеперечисленные недостатки [2].

Композиты на керамической матрице (Ceramic Matrix Composites — CMC) [4, 5] — основные кандидаты-материалы для применения в авиационной, космической, энергетической и ядерной промышленности благодаря их высокой температурной способности и низкой плотности (1,5—3,0 г/см"). Низкая пластичность, однако, является серьезной помехой для применения монолитной керамики в АД. Это относится и к SiC-, A1203-, Si3N4-KepaMHKaM.

Фокус интересов сегодня сосредоточен на композиционных керамических материалах (ККМ) [5], армированных волокнами. Материалы волокон — в основном SiC, углерод и А1203. Материалы матрицы — как правило, SiC, А1203 или смесь (А1203 + Si02). Потенциал применения данных композитов ограничивается главным образом требованиями к толщине. По результатам испытаний сегодняшних ККМ при температурах свыше 1000 °С в течение нескольких сотен часов выявлены проблемы с выбором ККМ. Так, например, оксидные волокна (такие, какА1203) — термодинамически стабильны, но имеют низкие характеристики ползучести. С другой стороны, неоксидные волокна (такие, как SiC) имеют адекватные характеристики ползучести, однако могут химически реагировать с материалом матрицы (вопреки защитным по-

крытиям, в том числе нанопокрытиям на волокнах), тем самым повреждая их.

Монолитная керамика не имеет этих проблем, но отличается отсутствием вязкости и сопротивления развитию трещины.

В ближайшем будущем спектр применения ККМ будет невелик. Потенциальное применение — статорные детали ТНД, задний кок, створки и т. д., но не в ТВД. На сегодняшний день — единичный случай серийного применения ККМ-частей в АД — створки сопе л двигате ле й М88 (SNECMA) и F119 (Pratt & Whitney) [8, 9]. Благодаря прекрасным высокотемпературным свойствам ККМ привлекательны для краткоре-сурсных изделий, например — большинства двигателей космических ракет.

Теплозащитные покрытия также можно отнести к неметаллическим высокотемпературным материалам. Большой интерес представляют последние зарубежные разработки материалов для ТЗП и способов их нанесения [6, 7]. Современные разработки направлены на снижение коэффициента теплопроводности за счет изменения базовой системы состава Zr02—Y203 на систему Zr02-Y203-Nd203 (Gd203, Sm203) — Yb203 (Sc203) [7] и за счет формирования структур теплозащитного слоя "столбчатая — зигзагообразная — послойная" (рис. 3, а). Последнее достигается внедрением усовершенствованной технологии электронно-лучевого нанесения покрытий с формируемой направленностью парового потока (ЕВ-DVD — electron beam directed vapor deposition) (рис. 4).

При оптимальных составах и способах нанесения становится возможным получение теплозащитных слоев с коэффициентом теплопроводности 0,8 Вт/м-К и ниже, что позволяет достигнуть градиента снижения температур 200— 220 °С/100 мкм (рис. 3, б).

Примечательно, что аналогичные разработки ведутся специалистами ФГУП "ВИАМ". Необходимость применения таких покрытий — как для действующих и модернизированных высокотемпературных ГТД, так и проектируемых, особенно МГТД, — очевидна .

Судя по поступающей извне [4, 5,9] информации, благодаря применению нового класса материалов и новых технологий удастся в ближайшее время получить серийную металлокера-мическую лопатку, которая сможет устойчиво работать при температурах до 1750 К.

ö)

е-

Zr02-Y2Q3

Zr02-Y203-Nd203

Рис. 3. Сравнительные значения коэффициента теплопроводности базовой Хг02—У203

у н? ^ 1 % Iii  i  1

Iii Ii й4 Щ

¿ilttK

Юмкм

Стационарная подложка

К  ШШ

\ы ;/ V/ i

Wlil

Юмкм™ Юмкм

Зиг»агоо6ра»ная структура Х=6,6мкм Зигзагообразная структура Х»3,1мкм

ГТЯ..МПНЯПНЯЧ nnnnow1aMKM И U МА0\КМ И ЮМКМ Щ 10МКМШ ЮМКМ Щ ЮМКМ

стационарная подложка наклонная подложка (4Э ) М зигзагообразная структура Х=31,7мкм ^Л Зигзагообразная структура Х=13,4мкм Зигзагообразная структура Х=6,6мкм Зигзагообразная структура Х=3,1мкм

Рис. 4. Фотографии покрытий, нанесенных методом ЕВ-В\Т>: верхний ряд — поперечный разрез, нижний ряд — вид поверхности покрытия

В настоящее время основное внимание конструкторов современных ТВД уделено проектированию монокристаллических рабочих лопаток из высокожаропрочных никелевых сплавов с высокоэффективным "проникающим" охлаждением. Особый интерес представляют никелевые суперсплавы семейства TMS (TMS-162 и TMS-196). Благодаря современным методикам расчета и прогнозирования фазовыделений стало возможным не только достичь высокого уровня жаропрочности, но и существенно снизить анизотропию характеристик основных механических свойств монокристаллических лопаток, обусловленную кристаллографической анизотропией материала.

Для лопаток ТНД целесообразно применять никелевые монокристаллические суперсплавы с низким удельным весом (менее 8,2 г/см"), такие, как СМ8Х-6 и ЬЕК-94.

Помимо вышеупомянутых материалов по-прежнему актуально использование опробованных сплавов, как, например, ЖС32МОНО, ЖС6У и ЖС6К (ЖС6КМОНО), но с характеристиками, улучшенными благодаря усовершенствованным технологиям литья и химической обработки.

Турбина перспективного отечественного АГТД может быть дополнительно облегчена при использовании композиционных никелевых интерметалл ид ных сплавов типа ВКНА с плотностью менее 8,0 г/см"\ ВКНА-4— 7,84 г/см"\

ВКНА-1В - 7,938 г/см3 и ВКНА-4У - 7,91 г/см3 [2, 3]. Сегодня сплавы ВКНА-4 и ВКНА-4У опробованы при изготовлении цельнолитых нео-хлаждаемых сопловых аппаратов МГТД диаметром 300 мм и литых пакетов охлаждаемых сопловых аппаратов ТРДДФ (РД-33 и Ал-31).

Создание универсального газогенератора для двигателей двух групп размерности — "большой" и "малой", заложенное в конце XX века в американской программе VAATE, предполагает работу газогенератора в условиях на входе от МСА до 0,5-0,6 МПа на входе в компрессор газогенератора. Помимо давления существенно меняются температурные характеристики рабочего процесса и окружные скорости. В связи с этим возникает потребность унифицировать применение жаропрочных материалов для лопаток газогенераторов двигателей различной размерности и назначения.

Основными требованиями к новым материалам для ГТД остаются:

предсказуемость поведения при высоких уровнях нагрузки;

высокая прочность и жесткость; высокая жаростойкость и жаропрочность; низкая плотность; низкая себестоимость. К перечисленным требованиям следует добавить еще несколько:

технологичность при изготовлении детали; сопротивляемость к образованию ТПУ-фаз; низкий технологический разброс свойств; управляемость коэффициентом термического расширения;

унифицированность по температуре применения.

Перспективы развития материалов для рабочих лопаток и дисков турбин АГТД неразрывно связаны с параметрами рабочего процесса. При классическом подходе к проектированию турбинной части двигателя внедрение неметаллических материалов с низким удельным весом представляется невозможным из-за их специфических свойств, поэтому в ближайшие двадцать лет будет продолжаться развитие экономнолеги-рованных жаропрочных и жаростойких сплавов на никелевой основе и теплозащитных и защитных покрытий. Данное направление будет экономически выгодно до тех пор, пока не изменится концепция проектирования АГТД.

Тенденция повышения эффективности двигателя, связанная с повышением максимальной температуры газа перед турбиной, сохранится, но основные инновационные разработки будут направлены на поиск и внедрение принципиально иных конструкторских решений, основанных на применении новых материалов.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Бунтушкин, В.П. Высокотемпературные жаропрочные сплавы на основе интерметаллида Ni3Al для деталей горячего тракта ГТД [Текст] / В.П. Бунтушкин, О.А. Базылева, В.И. Буркина // Авиационная промышленность. — 2007. N° 2,— С. 41—43.

2. Шарова, Н.А. Использование новых жаропрочных титановых сплавов при формировании конструктивного лица компрессора перспективного авиационного двигателя [Текст] / Н.А. Шарова, А.А. Живушкин, А.В. Васильев [и др.]; ВИАМ // Сб. докл. научно-техн. конф. "Современные титановые сплавы и проблемы их развития". — 2008.

3. Younossi, О. Military jet engine acquisition: technology basics and cost-estimating methodology |текст| / Obaid Younossi |et al.|. Prepared for the United States Air Force. "MR-1596." RAND, ISBN 0-8330-3282-8 (pbk.).- 2002.

4. Steffens, K. Next Engine Genera-tion: Materials, Surface Technology, Manufacturing Processes. What comes after 2000? [Текст] / К. Steffens, H. Wilhelm

// MTU Aero Engines, Dachauer Str. 665, 80995. Munchen.— 2005.

5. Advanced Ceramic Matrix Composites with Multifunctional and Hybrid Structures [Текст] / M. Singh, G.N. Morsher; NASA Glenn Research Center. - Cleveland. - OH 44135. - 2005.

6. Hass, D.D. Electron beam directed vapor deposition of thermal barrier coatings [текст] / D.D. Hass, PA. Parrish, H.N.G. Wadley. //journal of Vac. Sci. Technol. 1998. - A16(6) Nov/Dec. P. 3396-3401.

7. Hass, D.D. Eow thermal conductivity vapor deposited zirconia's microstructures | Текст] / D.D. Hass, A.J.S. Lifka, H.N.G. Wadley // Acta Materialia, 2001. - 49. P. 973-983.

8. Кокорев, В. FI 19— двигатель истребителя F-22 |Текст] / В. Кокорев, J1. Соркин, Г. Фридман // Двигатель. - 2003. № 6(30). - С. 18-20.

9. Иностранные авиационные двигатели, 2000 [Текст]: Справочник / Общ. ред. J1.И. Соркин. — М.: Изд. Дом "Авиамир", 2000.