симс (Симс Ч.Т., Норман С.С., Уильям С.Х., - 1995 Суперсплавы II. Жаропрочные материалы для аэрокосмических и промышленных энергоустановок. Том 1), страница 9

Значительно большего успеха ожидают от интерметаллидов, "вышедших" из суперсплавов (%,А1, Х)А1, Т(,А1, Т)А! и др.). Сейчас исследуют их. Низкая плотность, высокий 47 модуль упругости и хорошая противоокислительная стойкость 1 этих соединений очень привлекательны. Сдерживающим факто- ' ром является их хрупкость, однако время скажет свое слово. Итак, в технологии суперсплавов возникали тяжелые проблемы, которые, все-таки, всегда удавалось разрешить посредством новых подходов к химическому составу и методам обработки.

В свою очередь, это обеспечивало им еще более высокую работоспособность. Выводы: плавные этапы На рис. 1.15 приведены векторы, сыгравшие решаюшую роль в развитии супер- сплавов. Представления о поведении нержавеюших аустеннтных сталей породили концепцию суперсплашэв, которая получила толчок к дальнейшему развитию со стороны одновременно возникшей парадигмы реактивного двигателя.

Несомненно, вакуумная планка, внедренная Дамарой и конце 40-х гг., явилась металлургическим рычагом дла новых разработок в области химического состава суперсплавов, вжкальку открыла новые горижаггы для получениа чистых сплавов н реализации роли легируюшнх элементов. В настоящее время эа этим шагом, конечно, последовало опережавшее развнтяе технологии обработки. Глава 2.

КОНСТРУКПИЯ ГАЗОВОЙ ТУРБИНБ1 И СУПЕРСПЛАВБ! Гарольд Е. Миллер и Уильям Л.Чемберс (НвгоЫ Е. М1Пег алд В'1П1аог Ь. С1гатЬегх, Оая ТигЬ1пе О1у)я1оп, Оепега! Е1есгг1с Сошрапу, ЗсЬепесгас)у, Хеш Уог)г) Развитие суперсплавов — отклик на потребность в материалах, абладаюшик неабкодимым сопротивленпем ползучести и усталости при высоких температурах. В истории техники зта потребность была нанболес острой при создании реактивных авиадвигателей и прочих видов газовых турбин, хотя материалы с подобными свойствами находят применение и в теплообменниках машных тепловых двигателей с другим термодинамическим циклом.

В данной главе дано описание зкономических выгод от перехода к более высоким температурам работы тепловых двигателей. Показано, что реализация этих выгод через повышение к.п.д. становится возможной, благодаря применению суперсплавов, хотя последвие и отличаются более высокой стоимостью. Описание жаропрочных деталей реактивных авиадвигателей и промышленных газовых турбин дано совместно с описанием разнообразнык отказов (разрушения) и необходимыми сведениами о материалах, позволаюшнми рассчитывать долговечность деталей. 2,1. Тепловые двигатели. Обоснование к развитию суперсплавов юге гяее Рнс.1.1д Главные этапы прогресса обработки на Фоне развития суперсплавов Все сказанное приводит к единственно возможному ныводу.

'специалисты по исследованию, разработке и производсгиу суперсплавов нашли и довели до современного высокого уровня сплавы, наиболее сложныс и применимые при температурах, наиболее близких к температьгрс плавления. Суперсплавы были единственным в своем роде и незаменимым партнером" для создателей механических конструкций одного из самых важных в мире порождений "передовой гехналогии", — реактивных двигателей и газовык турбин.

Многие тепловые двигатели из числа активно применяемых в наши дни относятся к числу "циклических" в связи с циклическим изменением запаса энергии (например, циклы Отто или Дизеля). Циклы Рэнкина (Валгс1л, для паровой турбины) и Брайтона (Вгугол, для газовой турбины) и их различные варианты характеризуются постоянным тепловым потоком. Циклы Отто, Дизеля и Брайтона суть циклы внутреннего сгорания, при которых топливо сжигается в рабочем потоке, и поэтому наивысшая температура цикла достигается не посредством теплопереноса. Однако она зависит от свойств материала деталей, контактируюших с горячим потоком. В газовой турбине, где используется цикл Брайтона, камера сгорания и детали турбины контактируют с "постоянно горячим" рабочим потоком, тогда как в циклах Отто и Дизеля поток попеременно то горячий, то холодный.

Следовательно, в циклах Отто и Дизеля пиковая температура может быть стехиометрической, а газовая турбина может приближаться к стехиометрическим температурам лишь настолько, насколько позволяют свойства использованных в ней материалов. В данной главе внимание сосредоточено на работе газовой турбины. В истории развития газовых турбин, когда стремились либо к высокому к.п.д., либо к высокой полезной мощности при данных размерах установки, конструкторы постоянно переходили ко все более высоким рабочим температурам. В этом главная причина разработки и применения суперсплавов, их постоянного совершенствования.

На рис. 2.1 и 2.2 . представлены блок-схемы выработки энергии газовой турбиной для обычного механического привода и в системе реактивного двигателя. Схемы включают следующие "станции" (режимы): на входе (а), на выходе из компрессора (Ь), на входе турбины (с), на выходе турбины (И), на выходе сопла реактивного двигателя (Ы'). Рис.2.Ь Блок-скема промышленной гаэовой турбинной установки: 1 — компрессор; 2 — камера сгорания; 3 — турбина; 4 — приводимое устройство Рис.2.2. Блок-сяема реактивного авиадвигателя: 1 — компрессор; 2 — камера сгорания; 3 — турбина; 4 — реактивное сопло Термодинамически приведенные схемы различны в том, что у реактивного двигателя, во-первых, не вся выделяемая энергия трансформируется в работу на валу турбины (лишь часть ее, необходимая для привода компрессора и других вспомогательных систем) и, во-вторых, оставшаяся часть энергии расходуется на обеспечение тяги за счет ускорения рабочего потока, проходящего через выходное сопло.

Диаграммы температура — энтропия для этих двух систем представлены на рис. 2.3. Линия аЬ характеризует процесс компрессии. При его 100 %-ной эффективности линия аЬ была бы вертикальной (энтропия неизменна). Линия Ьс характеризует процесс сгорания топлива, при котором в энергию цикла добавляется его тепловая компонента и который протекает при постоянном давлении. Линии сс( н сс(' характеризуют расширение М Рис,2Л, Температурно-энтропийные диаграммы для брайтоновского цикла: и — промышленная газовая турбина; 6 — реактивный авиадвигатель рабочего потока и извлечение энергии, причем линия сс( относится к работе собственно турбины. Как и в случае с компрессором, вертикальная линия отражала бы 100%-ную эффективность этой стадии цикла. Отрезок с(с(' относится к работе авиадвигателя и характеризует энергию, выделяемую в зоне сопла и преобразуемую в тяговое усилие.

Линии с(а и сс'а характеризуют процесс охлаждения, протекающий при постоянном давлении. Заметим, что линии нагрева и охлаждения расходятся на большие расстояния в точках более высокой относительной энтропии. Следовательно, разница в температурах точек с и с1 или И' оказывается выше для цикла, который ничем не отличается от остальных, кроме более высокой температуры в точке с. Для процесса, протекающего при неизменном давлении, энтальпия (энергия, которую можно преобразовать в полезную работу), непосредственно зависит от температуры. Это значит, что разница в энтальпии в точках с и с(' (для турбин с ведущим валом — сг) возрастает с ростом температуры в точке с.

Другими словами, чем больше вправо смещена линия сЫ, тем большее количество энергии получает турбина (и сопло реактивного двигателя); чем выше температура в точке с, тем большее количество работы совершит газовая турбина на единицу массы потока и в единицу времени его прохождения (эту характеристику называют удельной мощностью). Чтобы усилить тягу без увеличения веса или размеров реактивного двигателя, необходимо постоянно повышать температуру на входе турбины. Соотношение между 51 мощностью и температурой на входе турбины представлено на рис. 2.4. Тепловой к.п.д.

также связан с температурой на входе турбины, хотя и не так непосредственно, как ее удельная мощность. действительно, пренебрегая тем, что к.п.д. каждой стадии меньше 100%, и принимая, что в работе участвует идеальный газ данной удельной геплоемкости, получим, что тепловой к.п.д. газовой турбины с простым циклом зависит только от соотношения давлений. На самом деле подобный вывод лишь приблизительно отражает истинное положение, и тепловой к.п.д. зависит, хотя и слабо, от температуры на входе турбины. Преимущество в тепловом к.п.д., д х В л ягхг с,гб 50 сю сгг йга йсг псс ггсо пю т, 'с глю гусс 1500 т,'с Рис.2А.

Зависимость полезной работы А за цикл от температуры на входе одиосгупенчатой турбины. условна работы; температура окружающей среды 15оС; перепад давлеаий (компрессия) 16; интенсивность охлаждения возрастает с увеличением температуры на входе турбины: 1 — идеализированный режим, охлаждение отсутствует, вклад в к.п.д. 100%; 2 — реальные условия, охлаждение турбины действует, к.п.д. компрессора 88%, к.п.д.

турбины 90% Рис.2.5. Зависимость к.п.д. цикла от температуры на входе одноступенчатой турбины. Условия работы: температура окружающей среды 15 оС; перепад давления 16. Соответствующие режимы охлаждения указаны на кривых: 1- идеализированный режим, охлаждение отсутствует, вклад в к.п.д. 100%; 2 — реальные условия, охлаждение турбины действует, к.пд. компрессора 88%; к.п.д. турбины 90%; интенсивнскть охлаждения постоянна; 3 — интенсивность охлаждения возрастает с ростом температуры даваемое повышением температуры на входе турбины, можно почувствоватьч если учесть связь изменения энтропии в процессе сжатия и расширения с формой диаграммы цикла— взаимным удалением линий аЬ и сеь Рис. 2.5 иллюстрирует увеличение теплового к.п.д.