Размещено на http://www.allbest.ru/

Содержание

Перечень графических документ

Исходные данные для расчета

Введение

Основные условные обозначения, индексы, сокращения

1. Тепловой расчет ГТУ

1.1 Выбор оптимальной степени расширения в цикле ГТУ

1.2 Уточненный расчет тепловой схемы

2. Моделирование осевого компрессора

3. Газодинамический расчет ступеней турбины по среднему диаметру

3.1 Газодинамический расчет ступеней по среднему диаметру

3.2 Расчет закона закрутки первой ступени ТВД

3.3 Расчет закона закрутки первой ступени ТНД

3.4 Расчет потерь энергии, КПД и мощности турбины

3.5 Расчёт потерь энергии, КПД и мощности турбин

4. Расчет основных размеров опорного подшипника

5. Оценка размеров диффузора, входного и выходного патрубков

6. Расчет на прочность элементов турбины

7. Спецтема

Заключение

Библиографический список

Приложение А



Перечень графических документов

Название чертежа	Обозначение	Формат
Продольный разрез ГТУ	141122.62 311122 001 01	А0
Подшипник опорный	141122.62 311122 001 02	А1
Тепловая схема	141122.62 311122 001 03	А1
Чертеж по спецтеме	141122.62 311122 001 04	А1



Исходные данные для расчета

Температура газа перед ГТУ: Т_г=1220 К.

Мощность ГТУ: Ne= 23,9 МВт.

Степень повышения давления компрессора: рк=8,2

Температура атмосферного воздуха: Т_в=288 К.

Давление атмосферного воздуха: Р_в=0,1013 МПа.



Введение

На сегодняшний день газовые турбины получили широкое распространение в самых разнообразных областях техники.

Развивается высокими темпами и транспорт газа. Ежегодно возрастает суммарная протяженность магистральных газопроводов, сооружаются новые ГКС, реконструируются старые. Это объясняется тем, что потребность газа во всем мире увеличивается, а у нас в стране имеются значительные запасы природного газа.

Газотурбинные ГКС являются преобладающим видом ГКС, а газотурбинные газоперекачивающие агрегаты - наиболее важное и сложное оборудование этих станций.

В связи с этим необходимо внедрять на ГКС высокопроизводительные, автоматизированные блочные установки подготовки газа, повышать в оптимальных пределах единичные мощности машин при одновременном уменьшении их размеров и энергопотребления и снижении себестоимости на единицу полезного эффекта.

Развитие блочности конструкции является одним из главных направлений усовершенствования конструкции газотурбинной установки. Блочная конструкция ГТУ уменьшает время монтажа и ремонта, что значительно снимает затраты и трудоемкость на монтаж и ремонт. Для привода нагнетателя природного газа обычно используют ГТУ со свободной силовой турбиной и несколькими регулирующими параметрами, что позволяет легко приспосабливаться к переменным условиям работы газопровода. Для изменения параметров и режимов работы ГТУ используют регулируемый входной направляющий аппарат в компрессоре и регулируемый сопловой аппарат в турбине. Для обеспечения надежной работы ГТУ на пусковых и частичных режимах применяется РВНА, который обеспечивает работу компрессора вдали от зоны неустойчивых режимов и помпажа. Приводные ГТУ снабжаются РСА силовой турбины, который позволяет: во-первых, повысить теплоперепад на турбине привода компрессора при запуске и, тем самым, уменьшить мощность пускового двигателя и увеличить коэффициент устойчивости до уровня, при котором можно обойтись без антипомпажных клапанов в компрессоре; во-вторых, приспособить ГТУ к местным климатическим условиям. Возможно не постоянное, а периодическое регулирование соплового аппарата свободной турбины, то есть переустановка направляющих лопаток силовой турбины в зависимости от времени года, режима работы газопровода и местных условий.

Экономичность газоперекачивающих агрегатов важна для эффективной транспортировки газа.

В данном дипломном проекте в качестве прототипа выбрана газотурбинная установка ГТК-25И.

В данной квалификационной работе был использован ряд литературных источников, список которых прилагается в конце пояснительной записки. При расчете тепловой схемы ГТУ были использованы "Методические указания по выполнению курсовых и работ", в которых изложена методика теплового расчета схем приводных ГТУ, включающая определение оптимальной степени сжатия, уточненный расчет тепловой схемы и построение характеристик двухвальной ГТУ. При газодинамическом расчете газовой турбины были использованы источники с методикой расчета, включающей в себя определение размеров ступеней и расчет закрутки рабочих лопаток.



Перечень условных обозначений, индексов и сокращений

Условные обозначения:

N - мощность (вид определяется индексом);

з - коэффициент полезного действия (КПД);

р_к(р_Т) - степень повышения (понижения) давления;

G - массовый расход;

n - частота вращения;

_т - термодинамическаястепень реактивности;

_кин - термодинамическаястепень реактивности;

T - температура;

Р - давление;

K - показатель адиабаты;

С_р - удельная теплоёмкость при постоянном давлении;

с, w, u - абсолютная, относительная и окружная скорости;

a - критическая скорость (скорость звука);

с_u - окружная проекция абсолютной скорости;

с_а - осевая проекция абсолютной скорости;

б, в - уголы направления потока;

H - изоэнтропийный тепловой перепад турбины;

В - ширина лопатки в турбине;

ц - коэффициент скорости в соплах;

ш - коэффициент скорости в соплах;

у - напряжение материала;

n_з - коэффициент запаса;

h - изоэнтропийный тепловой перепад ступени.

Индексы:

0 - на входе в ступень;

1 - на выходе из соплового аппарата, на входе в рабочие лопатки;

2 - на выходе из рабочих лопаток;

т - параметры в турбине (ТВД, СТ);

к - параметры в компрессоре;

кс - параметры в камере сгорания;

сл - сопловая лопатка;

рл - рабочая лопатка;

ад - адиабатический;

ст - ступень;

е - эффективный.

Сокращения:

РЛ - рабочие лопатки;

СА - сопловой аппарат;

ОК - осевой компрессор;

ГТУ - газотурбинная установка;

ГГ - газогенератор;

ТВД - турбина высокого давления;

ТНД - турбина низкого давления.



1. Тепловой расчет цикла ГТУ

1.1 Выбор оптимальной степени повышения давления в цикле ГТУ

В данном проекте принята двухвальная схема газотурбинной установки для привода центробежного компрессора природного газа. Принципиальная схема двухвальной ГТУ представлена на рис. 1.1.

ОК-осевой компрессор; ТВД - турбина высокого давления (турбина газогенератора); ТНД-турбина низкого давления (силовая турбина); КС - камера сгорания; ЦБК-центробежный компрессор.

Рисунок 1.1 - Принципиальная схема двухвальной ГТУ

Для выбора расчетной степени повышения давления в цикле ГТУ проводится расчет тепловой схемы с заданными коэффициентами.

Исходные данные для этого расчета приведены в таблице 1.1

Таблица 1.1 - Исходные данные для расчета.

Величина	Обозначение	Источник	Размерность	Значение
Эффективная мощность агрегата	Nе	Задано	кВт	23900
Давление атмосферного воздуха	Р1	Задаемся	Па	101300
Температура атмосферного воздуха	Тв	Задано	К	288
Температура продуктов сгорания перед турбиной	Тг	Задано	К	1220
Гидравлическое сопротивление по тракту	?тр	Задаемся	?	0,05
Удельная теплоемкость воздуха в компрессоре	срк	Задаемся	кДж/кг.К	1,01
Удельная теплоемкость продуктов сгорания в турбине	срт	Задаемся	кДж/кг.К	1,23
Удельная теплоемкость воздуха перед камерой сгорания	срв	Задаемся	кДж/кг.К	1,05
Удельная теплоемкость продуктов сгорания в камере сгорания	сркс	Задаемся	кДж/кг.К	1,15
КПД ТВД	зТВД	Задано	?	0,900
КПД ТНД (СТ)	зТНД	Задано	?	0,890
КПД компрессора	?к	Задаемся	?	0,880
КПД камеры сгорания	?кс	Задаемся	?	0,985
КПД механический	?мех	Задаемся	?	0,990
Расход охлаждающего воздуха	qохл	Задаемся	?	0,011
Расход утечек воздуха через уплотнения	qут	Задаемся	?	0,015
Коэффициент расхода ТВД	?1	Задаемся	?	0,96
Коэффициент расхода СТ	?2	Задаемся	?	1,00
Показатель адиабаты для воздуха	kв	Задаемся	?	1,4
Показатель адиабаты для продуктов сгорания	kг	Задаемся	?	1,33

Расчеты проводятся по методике, изложенной в [1], результаты расчета сведены в таблицу 1.2. По результатам приближенного расчета тепловой схемы ГТУ построены зависимости Н_е=f() и =f() (рис. 1.2). Выбираем р_к=8,2 для того, чтобы использовать штатный компрессор ГТК-25И в качестве модельного.

Таблица 1.2- Выбор расчетной степени сжатия

№п/п	Обозначение	Формула	Размерность	Варианты	Принимаем ???опт)
				1	2	3	4	5	6	7	8	9
1		Задаемся	-	2	3	4	5	6	7	8	9	10	8,2
2			-	0,219	0,369	0,486	0,584	0,669	0,744	0,811	0,873	0,931	0,824
3			кДж/кг	72,4	121,9	160,6	193,0	221,0	245,8	268,2	288,7	307,6	272,5
4			К	359,7	408,7	447,1	479,1	506,8	531,4	553,6	573,9	592,6	557,8
5			-	1,94	2,91	3,88	4,85	5,82	6,79	7,76	8,73	9,70	7,95
6			кДж/кг	76,6	128,9	169,9	204,1	233,7	259,9	283,7	305,3	325,3	288,1
7			К	1153,4	1107,9	1072,3	1042,5	1016,8	994,0	973,3	954,5	937,1	969,4
8			-	1,31	1,58	1,86	2,13	2,40	2,68	2,97	3,27	3,58	3,03
9			-	1,48	1,84	2,09	2,28	2,42	2,53	2,61	2,67	2,71	2,62
10			кДж/кг	107,8	155,2	179,5	193,0	200,7	204,7	206,4	206,5	205,4	206,5
11			кДж/кг	106,7	153,6	177,7	191,1	198,7	202,7	204,4	204,4	203,3	204,5
12			К	1060,6	974,3	917,8	876,3	844,0	817,7	795,7	776,8	760,3	791,6
13			кДж/кг	324,2	368,3	402,9	431,8	456,7	478,9	498,9	517,2	534,1	502,7
14			кДж/кг	894,6	850,4	815,8	787,0	762,0	739,9	719,9	701,6	684,7	716,1
15			-	0,129	0,131	0,268	0,273	0,281	0,294	0,316	0,318	0,324	0,318

Рисунок 1.2 - График зависимости Н_е и з_е от р_к.

1.2 Уточненный тепловой расчет схемы на номинальном режиме

По результатам теплового расчета схемы на переменный режим работы, представленном в пункте 1.1, принимается номинальное значение _к0=18,0. Уточнение теплофизических характеристик рабочих тел турбомашин: воздуха для компрессора и продуктов сгорания для турбин, - производится по средней температуре в начале и в конце процесса.

Расчет ведется в следующей последовательности:

1. Удельная работа сжатия воздуха в компрессоре:

где с_рк=1,01 кДж/кгК, Т_в=288 К, _к=0,883, k=1,4.

2. Температура воздуха за компрессором:

3. Средняя температура процесса сжатия воздуха в компрессоре:



4. Уточняются теплофизические свойства воздуха по средней температуре процесса сжатия при по диаграммам [1] (уточненным величинам присваивается индекс `):

5. Уточненное значение удельной работы сжатия компрессора:

6. Уточненное значение температуры воздуха за компрессором:

7. Уточненное значение средней температуры процесса сжатия в компрессоре:

Ввиду незначительного изменения средней температуры процесса сжатия воздуха в компрессоре дальнейшего уточнения теплофизических параметров воздуха не требуется.

8. Определяется коэффициент избытка воздуха продуктов сгорания:



9. Степень расширения продуктов сгорания в турбинах ГТУ:

10. Удельная работа расширения турбины компрессора:

11. Температура продуктов сгорания за турбиной компрессора:

12. Средняя температура процесса расширения продуктов сгорания в турбине компрессора:



13. Уточняются теплофизические свойства продуктов сгорания при средней температуре процесса расширения и коэффициенте избытка воздуха 4,2:

14. Уточняется температура продуктов сгорания за турбиной компрессора и средняя температура процесса расширения в турбине компрессора:

15. Степень расширения продуктов сгорания в турбине компрессора:

16. Степень расширения продуктов сгорания в силовой турбине:



17. Уточняются теплофизические свойства продуктов сгорания при средней температуре процесса расширения и коэффициенте избытка воздуха 4,2:

18. Удельная работа расширения силовой турбины:

19. Температура продуктов сгорания за силовой турбиной:

20. Средняя температура процесса расширения продуктов сгорания в силовой турбине:



21. Уточняются теплофизические свойства продуктов сгорания при средней температуре процесса расширения и коэффициенте избытка воздуха 4,2:

Удельная работа расширения силовой турбины (уточненное значение):

22. Температура продуктов сгорания за силовой турбиной (уточненное значение):

23. Средняя температура процесса расширения продуктов сгорания в силовой турбине (уточненное значение):



24. Уточняются теплофизические свойства продуктов сгорания при средней температуре процесса расширения и коэффициенте избытка воздуха 4,2:

Поскольку изменений в теплофизических свойствах продуктов сгорания нет, то уточнять теплофизические параметры нет смысла.

25. Удельная полезная работа ГТУ:

26. Уточняются теплофизические свойства воздуха при температуре Т_к' и :

с_рm'=1,02 кДж/(кг^.К).

27. Количество теплоты воздуха, поступающего в камеру сгорания:

Q_в = с_рmТ_к'(1-q_охл-q_ут), кДж/кг,

Q_в = 1,04^.601,4^.(1-0,015-0,011)=491,77 кДж/кг.

28. Теплофизические свойства продуктов сгорания при процессе подвода теплоты в камере сгорания при температуре Т_г и :

с_рm'=1,15 кДж/(кг^.К).



29. Количество теплоты, подведенное в камере сгорания:

30. Эффективный КПД газотурбинной установки:

31. Расход воздуха в цикле, обеспечивающий номинальную мощность:

32. Расходы рабочего тела для турбин ГТУ:

По полученным расходам рабочего тела на турбины и компрессор, и адиабатным теплоперепадам осуществляем моделирование компрессора и расчет проточной части турбин.



2. Моделирование осевого компрессора

Осевой компрессор при нормальных атмосферных условиях () должен обеспечивать следующие характеристики работы в расчетном режиме: - массовый расход воздуха;

- степень повышения давления;

- адиабатический КПД;

Т= 288К- температура воздуха перед ОК.

Моделирование осевого компрессора проектируемого двигателя можно провести двумя Осевой компрессор должен работать в диапазоне изменения приведенного расхода в пределах 0,8…1,1 от расчетного значения.

Для создания проточной части осевого компрессора в качестве модели используем проточную часть осевого компрессора газотурбинной установки ГТК-25И, обеспечивающей степень сжатия р_к=11,3.

Определяем коэффициент моделирования:

1,01, где

кг/с -расход воздуха через натурный компрессор;

кг/с -расход воздуха через модельный компрессор;

Ктемпература воздуха на входе в натурный компрессор;

Ктемпература воздуха на входе в модельный компрессор;

Па давление воздуха на входе внатурный компрессор;

Па давление воздуха на входе вмодельный компрессор;

об/минчастота вращения модельного компрессора.



Вычислим частоту вращения натурного компрессора:

=5000об/мин.

Следовательно, принимаем об/мин, расчетная степень повышения давления равная 8,2, следовательно n_твд= 5000,0 об/мин.



3. Газодинамический расчет турбин

3.1 Газодинамический расчет ступеней по среднему диаметру

Расчет производим по методике, изложенной в [2]. Материал для лопаток принимаем в соответствии с [3]. Схемы проточных частей турбин принимаем D_к=const, используя рекомендации [4]. Также считаем заданными следующие величины: =0,97, =0,95, R=289 Дж/кгК. Прочностные характеристики (предел длительной прочности) принимаются в соответствии с [5].

Исходные данные взятые из уточнённого расчёта тепловой схемы:

Частота вращения ротора ТВД п=5000 об/мин.

Частота вращения ротора ТНД п = 3000 об/мин.

Расход рабочего тела через ТВДGтвд=114,5кг/с.

Расход рабочего тела через ТНДG_тнд=119,3кг/с.

Теплофизические параметры берём как средние для турбин:

Показатель адиабаты для ТВД k'_T1= 1,33.

Показатель адиабаты для ТНД k'_T2 = 1,33.

Средняя теплоёмкость ТВД С'_рТ1=1,17кДж / кг.

Средняя теплоёмкость ТНД С'_рТ2=1,18кДж / кг.

Газовая постоянная R=0,289кДж/кг.

Степень расширения в ТВД р_т1= 2,995.

Степень расширения в ТНД р_т2=2,656.

Адиабатический теплоперепад на турбину компрессора:

, кДж/кг

кДж/кг



Адиабатический теплоперепад на силовую турбину:

, кДж/кг

кДж/кг

Определим корневой диаметр ступени ТНД:

Ометаемая площадь на выходе из РЛ:

м², где = n/30 =523,6рад/с,

_л=7960 для материала 20Х13Ш;?_?^t =180 МПа;=90 МПа, при запасе прочности n_з=2,0.

Оптимальная характеристика:

Окружная скорость:

Средний диаметр ступени:

Высота рабочей лопатки:

Корневой диаметр ступени: Dк=.

Округленный корневой диаметр ступени: Dк=1,200м

Параметры ступеней ТВД и ТНД сведены в таблице 3.1.1



Таблица 3.1.1 - Основные геометрические и термодинамические параметры ступеней

Величина	Обозначение	Ступени
		1ТВД	2 ТВД	3 ТНД
Угол выхода потока из соплового аппарата		16	19,0	22,0
Термодинамическая степень реактивности на среднем диаметре		0,25	0,325	0,400
Осевая проекция абсолютной скорости на выходе ступени	с2a,i	170	184,6	199,1

Дальнейший расчет сведен в табл.3.1.2.

Таблица 3.1.2 - Газодинамический расчет ступеней по среднему диаметру

Наименование величины	Обозна-чение	Формула	Размер-ность	ТВД	ТНД
				1-я ступень	2-я ступень	1-я ступень
Адиабатический теплоперепад ступени	hстад	задаемся	кДж/кг	213,8	184,7	184,7
Средняя теплоемкость	ср	задаемся	кДж/кгК	1,195	1,152	1,150
КПД ступени	ст	задаемся	-	0,890	0,895	0,885
Полная температура за ступенью	Т2*		К	1062,5	919,8	775,3
Полное давление за ступенью	Р2*		МПа	0,428	0,222	0,107
Степень реактивности	?cp	принимается	-	0,250	0,325	0,400
Адиабатическийтеплоперепад в СА	hсад		кДж/кг	160,4	124,7	110,8
Скорость газа на выходе из сопел	С1		м/с	543,7	479,3	451,9
Угол выхода потока из сопел	?1	принимается	градус	16,0	19,0	22,0
Осевая составляющая скорости за СА	C1а		м/с	149,9	156,1	169,3
Осевая составляющая скорости за РЛ	С2а	принимается	м/с	170,0	184,6	199,1
Статическая температура за РЛ	Т2		К	1050,4	905,1	758,1
Статическое давление за РЛ	Р2		МПа	0,406	0,207	0,097
Удельный объём РЛ	?2		м3/кг	0,745	1,262	2,249
Ометаемая площадь на выходе из РЛ	F2а		м2	0,200	0,311	0,514
Высота РЛ	lр		м	0,050	0,077	0,123
Веерность ступени			-	25,0	16,7	10,8
Окружная скорость на среднем диаметре РЛ	u2		м/с	330,0	337,0	349,0
Статическая температура за СА	Т1		К	1096,3	962,8	831,0
Статическое давление за СА	Р1		Па	0,508	0,278	0,145
Удельный объём за СА	1		м3/кг	0,622	0,998	1,646
Ометаемая площадь на выходе из СА	F1a		м2	0,189	0,291	0,443
Высота сопловой лопатки	lc		м	0,048	0,072	0,107
Окружная скорость на среднем диаметре СА	u1		м/с	329,3	335,7	344,8
Коэффициент расхода для СА			-	0,455	0,465	0,491
Окружная проекция абсолютной скорости	С1u		м/с	522,6	453,2	419,0
Окружная проекция относительной скорости	W1u		м/с	193,3	117,5	74,2
Угол входа потока на РЛ	??		градус	37,8	53,0	66,3
Скорость выхода потока на РЛ	W1		м/с	244,6	195,4	184,8
Скорость выхода потока из РЛ	W2		м/с	396,1	385,8	413,7
Угол выхода потока из РЛ	??		градус	25,4	28,6	28,8
Окружная проекция относительной скорости	W2u		м/с	357,8	338,8	362,7
Окружная проекция абсолютной скорости	C2u		м/с	27,8	1,8	13,7
Угол выхода потока за РЛ	??		градус	80,7	89,4	86,1
Скорость выхода потока	C2		м/с	172,3	184,6	199,6
Скорость звука в потоке за РЛ	a2		м/с	631,9	588,3	542,9
Число Маха за РЛ	Mc2		-	0,273	0,314	0,368
Скорость звука на выходе из СА	a1		м/с	645,6	606,8	568,4
Число Маха на выходе из СА	Mc1		-	0,842	0,790	0,795
Температура заторможенного потока на РЛ	T1w*		К	1121,3	979,4	845,9
Предел длительной прочности	??t	Принимаем по [3]	МПа	220	200	180
Напряжения растяжения в корне РЛ	?р		МПа	34,17	53,32	88,10
Коэффициент запаса	n		-	6,4	3,8	2,0
Материал	-	Принимаем по [3]	-	ЭП80ВД	ЭИ572	20Х13Ш
Ширина РЛ на среднем диаметре	Bpcp	Принимаем по [4]	мм	17,6	27,0	43,0
Передний осевой зазор	S1	Принимаем по [4]	мм	7,1	10,8	17,2
Ширина сопел на среднем диаметре	Bccp	Принимаем по [4]	мм	17,6	27,0	43,0
Задний осевой зазор	S2	Принимаем по [4]	мм	12,7	-	31,0
Погрешность определения статической температуры за РЛ (ТНД)	Tz		%	2,2
Погрешность определения статического давления за РЛ (ТНД)	Pz		%	-0,45
Погрешность определения ометаемой площади на выходе из РЛ (ТНД)	Fz		%	0,74



3.2 Расчет закона закрутки первой ступени ТВД

В первой ступени турбины компрессора принимаем обратный закон закрутки rtgб₁=const, h_u(r)=const. Целью этого закона является пропуск большего расхода у корня для снижения градиента реактивности по радиусу и уменьшение диапазона изменения угла в₁, что важно при проектировании охлаждаемых рабочих лопаток.

Расчет сведен в таблице 3.2.

Таблица 3.2 - Расчет закона закрутки первой ступени ТВД

Наименование величины	Формула	Обозна-чение	Размер-ность	Сечение
				Корн	Средн	Периф
Радиус сечения	r		м	0,605	0,630	0,655
Относительный радиус			-	0,960	1,000	1,040
Угол выхода потока из сопел		?1	градус	16,6	16,0	15,4
Осевая составляющая скорости за СА		C1a	м/с	161,6	149,9	139,4
Окружная проекция абсолютной скорости		C1u	м/с	540,9	522,6	505,4
Скорость газа на выходе из сопел		C1	м/с	564,5	543,7	524,3
Осевая составляющая скорости за РЛ		C2a	м/с	170,0	170,0	170,0
Окружная скорость		U1	м/с	316,1	329,3	342,5
Окружная скорость		U2	м/с	316,8	330,0	343,2
Адиабатическийтеплоперепад в соплах		hcад	кДж/кг	172,9	160,4	149,1
Термодинамическая степень реактивности		?т	-	0,191	0,250	0,303
Угол входа потока на РЛ		?1	градус	35,7	37,8	40,5
Скорость входа потока на РЛ		W1	м/с	276,8	244,6	214,4
Скорость выхода потока из РЛ		W2	м/с	386,2	396,1	406,2
Угол выхода потока из РЛ		?2	градус	26,1	25,4	24,7
Окружная проекция относительной скорости		W2u	м/с	346,7	357,8	368,9
Окружная проекция абсолютной скорости		C2u	м/с	29,9	27,8	25,7
Угол выхода потока за РЛ		?2	градус	80,0	80,7	81,4
Кинематическая степень реактивности		?кин	-	0,192	0,249	0,300
Удельная работа на ободе		hн	кДж/кг	180,9	181,6	182,3
Скорость выхода потока		C2	м/с	172,6	172,3	171,9
Статическая температура за СА		T1	К	1086,7	1096,3	1105,0
Статическое давление за СА		P1	МПа	0,4879	0,5076	0,5258
Температура заторможенного потока за РЛ		T1w*	К	1118,7	1121,3	1124,2
Скорость звука на выходе из СА		a1	м/с	642,7	645,6	648,1
Число Маха на выходе из СА	с1/а1	Mc1	-	0,678	0,642	0,609
Число Маха на входе в РК	w1/a1	M1w	-	0,431	0,379	0,331

По результатам расчета закона закрутки построены треугольники скоростей (рисунок 3.2.1) и графики изменения углов, реактивности и скоростей потока по радиусу ступени (рисунок 3.2.2 - 3.2.4).



Рисунок 3.2.2 - Изменение по радиусу углов для 1 ступени ТВД

Рисунок 3.2.3 - Изменение по радиусу скоростей для 1 ступени ТВД

Рисунок 3.2.4 - Изменение по радиусу скоростей для 1 ступени ТВД

3.3 Расчет закона закрутки второй ступени ТВД

Во второй ступени турбины компрессора принимаем второй закон закрутки a₁(r)=const.



Расчет сведен в таблицу 3.3

Таблица 3.3 - Расчет закона закрутки второй ступени ТВД

Наименование величины	Формула	Обозна-чение	Размер-ность	Сечение
				Корн.	Средн.	Периф.
Радиус сечения	r		м	0,605	0,644	0,682
Относительный радиус			-	0,940	1,000	1,060
Угол выхода потока из сопел		?1	градус	19,0	19,0	19,0
Осевая составляющая скорости за СА		C1a	м/с	164,2	156,1	148,8
Окружная проекция абсолютной скорости		C1u	м/с	476,9	453,2	432,0
Скорость газа на выходе из сопел		C1	м/с	504,4	479,3	456,9
Осевая составляющая скорости за РЛ		C2a	м/с	184,6	184,6	184,6
Окружная скорость		U1	м/с	315,6	335,7	355,8
Окружная скорость		U2	м/с	316,8	337,0	357,1
Адиабатический теплоперепад в соплах		hcад	кДж/кг	138,0	124,7	113,3
Термодинамическая степень реактивности		?т	-	0,253	0,325	0,387
Угол входа потока на РЛ		?1	градус	45,5	53,0	62,9
Скорость входа потока на РЛ		W1	м/с	230,1	195,4	167,2
Скорость выхода потока из РЛ		W2	м/с	371,0	385,8	400,8
Угол выхода потока из РЛ		?2	градус	29,8	28,6	27,4
Окружная проекция относительной скорости		W2u	м/с	321,9	338,8	355,8
Окружная проекция абсолютной скорости		C2u	м/с	5,1	4,8	2,7
Угол выхода потока за РЛ		?2	градус	88,4	88,5	89,2
Кинематическая степень реактивности		?кин	-	0,253	0,332	0,397
Удельная работа на ободе		hн	кДж/кг	152,7	154,4	155,3
Скорость выхода потока		C2	м/с	184,6	184,6	184,6
Статическая температура за СА		T1	К	952,1	962,8	971,9
Статическое давление за СА		P1	МПа	0,26462	0,27790	0,28964
Температура заторможенного потока за РЛ		T1w*	К	975,1	979,4	984,0
Скорость звука на выходе из СА		a1	м/с	603,5	606,8	609,7
Число Маха на выходе из СА	с1/а1	Mc1	-	0,636	0,590	0,549
Число Маха на входе в РК	w1/a1	M1w	-	0,381	0,322	0,274

По результатам расчета закона закрутки построены треугольники скоростей (рисунок 3.3.1) и графики изменения реактивности, углов и скоростей потока по радиусу ступени (рисунок 3.3.2-3.3.4).

Рисунок 3.3.2 - Изменение по радиусу углов для 2 ступени ТВД



Рисунок 3.3.3 - Изменение по радиусу углов для 2 ступени ТВД

Рисунок 3.3.4- Изменение по радиусу углов для 2 ступени ТВД

3.4 Расчет закона закрутки первой ступени ТНД

Для первой ступени турбины низкого давления выбираем так же второй закон закрутки a₁(r)=const. Расчет сведен в таблицу 3.4.

Таблица 3.4 - Расчет закона закрутки первой ступени ТНД

Наименование величины	Формула	Обозна-чение	Размер-ность	Сечение
				Корн.	Средн.	Периф.
Радиус сечения	r		м	0,605	0,666	0,728
Относительный радиус			-	0,908	1,000	1,092
Угол выхода потока из сопел		?1	градус	22,0	22,0	22,0
Осевая составляющая скорости за СА		C1a	м/с	182,8	169,3	157,9
Окружная проекция абсолютной скорости		C1u	м/с	452,4	419,0	390,7
Скорость газа на выходе из сопел		C1	м/с	487,9	451,9	421,4
Осевая составляющая скорости за РЛ		C2a	м/с	199,1	199,1	199,1
Окружная скорость		U1	м/с	313,0	344,8	376,6
Окружная скорость		U2	м/с	316,8	349,0	381,2
Адиабатическийтеплоперепад в соплах		hcад	кДж/кг	129,2	110,8	96,4
Термодинамическая степень реактивности		?т	-	0,301	0,400	0,478
Угол входа потока на РЛ		?1	градус	52,7	66,3	84,9
Скорость входа потока на РЛ		W1	м/с	229,9	184,8	158,5
Скорость выхода потока из РЛ		W2	м/с	392,7	413,7	435,7
Угол выхода потока из РЛ		?2	градус	30,5	28,8	27,2
Окружная проекция относительной скорости		W2u	м/с	338,4	362,7	387,6
Окружная проекция абсолютной скорости		C2u	м/с	21,6	13,7	6,4
Угол выхода потока за РЛ		?2	градус	83,8	86,1	88,2
Кинематическая степень реактивности		?кин	-	0,312	0,412	0,490
Удельная работа на ободе		hн	кДж/кг	150,2	151,0	151,4
Скорость выхода потока		C2	м/с	200,3	199,6	199,2
Статическая температура за СА		T1	К	816,3	831,0	842,6
Статическое давление за СА		P1	МПа	0,135	0,145	0,154
Температура заторможенного потока за РЛ		T1w*	К	839,3	845,9	853,6
Скорость звука на выходе из СА		a1	м/с	563,4	568,4	572,4
Число Маха на выходе из СА	с1/а1	Mc1	-	0,666	0,595	0,536
Число Маха на входе в РК	w1/a1	M1w	-	0,408	0,325	0,277



По результатам расчета закона закрутки построены треугольники скоростей (рис.3.4.1) и графики изменения углов, скоростей, реактивности потока по радиусу ступени, (рис. 3.4.2 - 3.4.4).

Рисунок 3.4.2 - Изменение по радиусу скоростей для 1 ступени ТНД

Рисунок 3.4.3 - Изменение по радиусу скоростей для 1 ступени ТНД

Рисунок 3.4.4 - Изменение по радиусу скоростей для 1 ступени ТНД



3.5 Расчёт потерь энергии, КПД и мощности турбин

После выполнения расчета закрутки и учета особенностей конструкции произведен приближенный расчет потерь энергии по принятым значениям коэффициентов_cи_р. В общие потери энергии входят профильные потери, вторичные потери, потери от перетекания в радиальном зазоре. Профильные потери энергии были определены для средних сечений венцов. Результаты расчёта сведены в таблицу 3.5.

Таблица 3.5 Расчёт потерь энергии, КПД и мощности турбин

Наименование величины	Формула	Обнзнач-ение	Размер-ность	ТВД	ТНД
				1ст.	2ст.	1ст.
Профильные потери в СА		?hcпр	кДж/кг	12,57	9,77	8,69
Профильные потери в РК		?hpпр	кДж/кг	4,93	4,68	5,38
Концевые потери в СА		?hcконц	кДж/кг	2,77	2,58	2,84
Концевые потери в РК		?hpконц	кДж/кг	1,01	1,26	1,56
Потери от перетеканий в рад.зазоре РЛ		?hpзаз	кДж/кг	0,00	0,00	0,00
Потери от перетеканий в рад.зазоре СА		?hсзаз	кДж/кг	1,06	0,86	0,90
Общие потери на ободе в ступени		??h	кДж/кг	22,34	19,14	19,37
Использованный теплоперепад в ступени		hи	кДж/кг	191,5	165,5	165,3
Внутренний КПД ступени на ободе		??	-	0,896	0,896	0,895
Суммарный теплоперепад		Hu	кДж/кг	522,35
КПД турбины без потерь на трение		?uт	-	0,905
Потери на трение	принимается	?тр	-	0,99
Внутренний КПД турбины		?т	-	0,896
Общая мощность турбины		Nт	кВт	23,9
Эффективная мощность		Nе	кВт	7,77



4. Расчет основных размеров опорного подшипника

Подшипники турбомашин служат опорами роторов. Опорные подшипники воспринимают массу роторов и усилия, возникающие при их изгибных колебаниях. Упорные подшипники воспринимают осевые усилия, возникающие от газодинамических сил на лопаточном аппарате и от перепадов давления на торцевых плоскостях роторов. Подшипники, жестко закрепленные в корпусе турбомашины, определяют положение роторов относительно статора в радиальном и осевом направлениях. Это обеспечивает заданные радиальные и осевые зазоры в проточной части турбины, а также в их уплотнениях. Для расчета подшипников необходимо знать массу пакетов лопаток всех ступеней, а также массу ротора. Все расчеты приведены в таблице 4.

Таблица 4.- Определение основных размеров подшипников ТНД

№	Наименование величины	Обозначение	Формула	Размерность	Значение
1	Масса лопатки	m	ИЗ приложения Б	кг	1,5
2	Число лопаток в решетке	Z	Из профилирования ступени	шт	85
3	Масса пакета РЛ	M	Z*m	кг	127,5
4	Масса всех лопаток	Mл	M	кг	127,5
6	Плотность материала ротора	ср	Принимаем	кг/м3	8500
7	Масса ротора	Mр	ИЗ приложения А	кг	3154,8
8	Масса облапаченного ротора	Mр	Ме+Мл	кг	3282,3
9	Вес ротора	Gp	Мр*рр	Н	32823
10	Вес ротора воспринимаемый опорой	P	Gp/2	H	16 412
11	Частота вращения ротора	n	Задано	об/мин	3000
12	Вязкость масла Т-22	х	Принимаем	H/мм2	0,02
13	Отношение	l/d	Принимаем	-	0,8
14	Диаметр подшипника	d		мм	132,8
15	Принятый диаметр шейки	d	Округляется	мм	130
16	Длина шейки ротора	l	0,8*d	мм	104
17	Принятая длина шейки	l	Округляется	мм	100



5. Оценка размеров диффузора, входного и выходного патрубков

Входной патрубок обеспечивает подвод рабочего тела к первой ступени турбины. Поток поворачивает в нем и разгоняется от скорости Спатр до скорости Со. Главное требование к нему - ускорение потока, поворот без вихрееобразований, равномерный подвод среды по окружности и по радиусу как по величине, так и направлению скорости. Расчет входного патрубка представлен в таблице 5.

Таблица 5 - Определение размеров входного патрубка

№	Наименование величины	Обозначе-ние	Формула	Размерность	Значение
1	Скорость потока в патрубке		Принимаем	м/с	80
2	Полная температура газа перед турбиной		Задаемся	К	1220
3	Полное давление газа перед турбиной		Задаемся	МПа	0,428
4	Газовая постоянная		Из газодинамического расчета	Дж/кгК	288
5	Плотность газа перед турбиной		Принимаем	кг/м і	1,240
6	Теплоемкость газа		Из газодинамического расчета	Дж/кгК	1,150
7	Статическая температура газа перед турбиной			К	1217,2
8	Статическое давление газа перед турбиной			МПа	0,42
9	Плостность газа перед турбиной (уточненная)			кг/м і	1,210
10	Расход газа через турбину		Из предварительного расчета	кг/с	114,50
11	Диаметр входного патрубка(округленный по нормальному ряду размеров)			мм	1,227



За последней ступенью турбины устанавливают диффузор осерадиального типа с поворотным коленом на выходе для уменьшения потерь с выходной скоростью за счет преобразования кинетической энергии потока в давление и увеличения теплоперепада на турбину.

Расчет диффузора представлен в таблице 5.1.

Таблица 5.1 - Расчет диффузора

№	Наименование величины	Обозначение	Формула	Размерность	Значение
1	Корневой диаметр		Из газодинамического расчета	м	1,200
2	Плотность газа за турбиной		Из газодинамического расчета	кг/мі	0,410
3	Скорость газа на выходе из ступени		Из газодинамического расчета	м/с	199
4	скорость газа на входе в патрубок		Из газодинамического расчета	м/с	90
5	Ометаемая площадь за последней ступенью		Из газодинамического расчета	мІ	0,514
6	Ометаемая площадь диффузора на выходе			мІ	1,137
7	Высота РЛ ТВД		Из газодинамического расчета	м	0,123
8	Высота канала диффузора на выходе			м	0,250
9	Угол раскрытия диффузора4		Принимаем	град	14
10	Длина диффузора(округленная)			мм	1,032

Выходной патрубок предназначен для отвода отработавшего рабочего тела из турбины. Он должен обеспечивать нужную пропускную способность. Расчет выходного патрубка представлен в таблице5.2.



Таблица 5.2 - Расчет выходного патрубка

№	Наименование величины	Обозначение	Формула	Размерность	Значение
1	Ширина выходного патрубка		конструктивно	м	2,2
2	Расход газа через турбину		Из газодинамического расчета	кг/с	119,30
3	Плотность газа за турбиной		Из газодинамического расчета	кг/мі	0,413
4	Скорость газа на входе в патрубок		Принимаем	м/с	90
5	Длина выходного патрубка			м	1,460
6	Площадь выходного патрубка			мІ	3,213



6. Расчет на прочность элементов турбины

Расчет ротора

Расчет ротора ограничивается расчетом на прочность диска турбины.

Напряженное состояние диска зависит от многих показателей, в том числе от частоты вращения, материала диска, его формы и размера, распределения температуры по радиусу диска, конструкции ротора и др.

Расчет распределения напряжений по диску производится с помощью ЭВМ, программа ANSYS.

В основу расчета положены допущения о постоянстве температуры на одном радиусе по ширине диска. Разница между температурой на внешнем и внутреннем радиусах диска t c учетом охлаждения принимается равной 100 ⁰C. Температура наружного радиуса диска принимается равной температуре заторможенного потока перед рабочими лопатками в корневом сечении T^*_w1. Изменение температуры по радиусу диска задано в виде степенной функции:

t = t_в + (t_в +t_н)[(r - r_в)/(r_н - r_в)]²,

где t_н = T^*_w1 - 273,2 =839,3-273= 566,3 - температура на наружном радиусе диска;

t_в = t_н - ?t = 566,3-100= 466,3⁰C- температура на внутреннем радиусе диска;

r_н = 0,6 м - наружный радиус диска;

r_в = 0 м внутренний радиус диска.

Для изготовления диска применяется Сталь ЭИ 612, её механические свойства описаны в таблице 6.1.

Разбиение диска по радиусам представлен на рисунке 6.



Таблица 6.1 - Механические свойства

Для проведения расчёта необходимо задаться шириной диска, распределением модуля упругости, коэффициента линейного расширения по радиусу диска соответственно изменению температуры, а также граничными условиями.

По полученным данным рассчитываются суммарные напряжения каждого участка, тангенциальная деформация и радиальное перемещение точек диска.

Расчёт сведён в таблице 6.2.



Таблица 6.2 - Расчет суммарных напряжений

Анализ режимов работы диска (по четвертой теории прочности)

Эквивалентные напряжения рассчитываются по четвёртой теории прочности:

.

Оценка коэффициента запаса прочности производится в таблице 6.3.

Таблица 6.3 - Распределение коэффициента запаса прочности по радиусу диска.

№	Rср, м	уmax, Мпа	уt02, Мпа	nз
R0	0,00	266,94	589,22	2,21
1	0,06	260,39	589,52	2,26
2	0,12	248,69	589,42	2,37
3	0,18	234,66	589,42	2,51
4	0,24	226,58	589,32	2,60
5	0,30	208,77	589,12	2,82
6	0,36	185,74	588,92	3,17
7	0,42	154,71	588,72	3,81
8	0,48	121,71	588,52	4,84
9	0,54	78,58	588,22	7,49
10 Rоб	0,60	30,25	587,92	19,43



7. Спецтема

Жаропрочные покрытия

Длительная эксплуатация лопаточного аппарата турбины ГТД возможна лишь при условии изготовления рабочих лопаток из жаропрочных сплавов на никелевой или кобальтовой основе. Работая в составе двигателя, лопатки подвергаются действию повышенных механических нагрузок, высоких температур и агрессивных сред. Результатом такого комплексного воздействия на деталь является ее быстрый выход из строя, что не обеспечивает требуемого ресурса изделия в целом. Стойкость лопатки турбины современных ГТД в значительной степени определяются возможностями защиты от воздействия высоких температур и агрессивных сред. Охлаждение лопатки воздухом, продуваемым через внутреннюю полость, обеспечивает ее работоспособность в условиях высоких (1000-1200°С) температур металла. Однако дальнейшее повышение температур газа при использовании таких лопаток затруднительно, поскольку оно ведет к увеличению теплового потока, подводимого к этим лопаткам, а улучшение их внутреннего охлаждения трудно осуществимо и ведет к повышению температурного перепада по толщине стенки. Это негативно сказывается на термоциклическом ресурсе лопатки Для решения проблемы повышения работоспособности лопаток турбины используются различные эффективные защитные покрытия.

Практически для всех типов защитных покрытий, используемых для лопаток турбин, установлены следующие требования:

- высокая жаростойкость, определяемая способностью материала покрытия образовывать тонкую поверхностную оксидную пленку с хорошей адгезией к подложке и минимальной диффузионной проницаемостью;

- высокая структурно-фазовая стабильность, зависящая от скорости диффузионного взаимодействия покрытия с защищаемым сплавом, от стабильности покрытия по толщине в течение всего срока эксплуатации;

- оптимальная прочность, вязкость и пластичность защитного слоя, определяющие вероятность разрушения деталей в условиях циклических изменений нагрузки и температуры;

- хорошая технологичность и ремонтопригодность, характеризуемые возможностью нанесения покрытия на поверхность деталей сложной формы заданной толщины и химического состава, наличием минимального количества технологических дефектов, а также позволяющие осуществлять их восстановление и на стадии производства, и при проведении ремонтных работ в процессе эксплуатации.

В настоящее время доказано, что для создания эффективной защиты лопаток турбины из сплавов на никелевой и/или кобальтовой основе целесообразно рассматривать три элемента: Cr, Al и Si. Данные элементы при высокотемпературном окислении образуют оксиды Cr2O3, Al2O3 и SiO2, обладающие высокой термостабильностью. Эффективность оксидов как диффузионных барьеров распределяется следующим образом: SiO2 > Al2O3 > Cr2O3. В данном случае эффективность SiO2 связана с его аморфной структурой. Однако в силу недостаточной адгезионной прочности диоксида кремния к металлической подложке покрытия, формирующие при эксплуатации пленку из SiO2, широкого распространения в промышленности не получили. В свою очередь оксид Al2O3 обладает лучшими защитными свойствами, чем оксид Cr2O3, поскольку скорость диффузии катионов через оксид алюминия меньше, чем через оксид хрома. Данный факт является причиной того, что практически все покрытия для лопаток газовых турбин основаны на алюминидных системах, модифицированных различными методами с целью улучшения защитных свойств: адгезии, стабильности, пластиности, вязкости, прочности и др. Свойства алюминидных покрытий определяются в основном их толщиной, концентрацией алюминия и присутствием легирующих элементов. Для определенных условий эксплуатации возможным является подбор алюминидного покрытия с определенным набором указанных характеристик.

В мировой практике принято различать диффузионные, конденсационные (покровные) и комбинированные покрытия.

Диффузионные покрытия

Формирование на поверхности лопаток турбины покрытий диффузионным методом основано на протекании трех основных стадий: доставка насыщающего вещества покрытия, адсорбция и реакционная диффузия. В зависимости от реализации первой и частично второй стадий различают порошковый, шликерный и газово-циркуляционный методы нанесения жаростойких диффузионных покрытий. Общим признаком всех трех методов является необходимость их проведения при высокой температуре (950…1050°С) в вакуумной среде при остаточном давлении ~ 10-3 мм рт. ст., либо в инертной среде при избыточном давлении аргона.

Порошковый метод состоит в том, что лопатку, на поверхности пера которой создается покрытие, помещают в контейнер, засыпают порошкообразной смесью и подвергают нагреву и выдержке при определенной температуре. В зарубежной практике порошковый метод часто называют "цементацией" в контейнере (Pack cementation).

Порошковые смеси состоят из активной составляющей, инертного наполнителя и активатора. Так, для получения алюминидных покрытий в качестве активной составляющей используют порошок алюминия или сплавы алюминия с железом, хромом и другими элементами. В качестве инертного наполнителя применяют оксиды алюминия, которые предназначены для предотвращения спекания активной составляющей. В роли активаторов выступают различные галоидные соли, например NH4Cl, NH4F, NH4J, NH4Br, NaF, KF и др.

При нагревании контейнера, содержащего насыщающую смесь и лопатки, в нем начинается процесс разложения активатора. Продукты разложения вступают в реакцию с алюминием и образуют газообразные соединения, которые переносят алюминий к поверхности лопатки. В результате реакций диспропорционирования на поверхности жаропрочного сплава происходит образование соответствующих алюминидов и галогенидов высшей валентности. Сказанное можно пояснить следующими реакциями:

1. NH4Cl = NH3 + HCl;

2. 6HCl + 2Al = 2AlCl3 + 3H2;

3. 2AlCl3 + Al = 3AlCl2;

4. AlCl3 + 2Al = 3AlCl;

5. 3AlCl2 + n Ni = 2AlCl3 + NinAl;

6. 3AlCl + 2n Ni = AlCl3 + 2NinAl.

Образовавшиеся галогениды высшей валентности поступают в насыщающую смесь, где вновь взаимодействуют с алюминием. В результате процесс насыщения поверхности алюминием не связан с расходом хлоридов.

Большое значение на результаты насыщения (толщина покрытия, его состав и микротвердость) оказывает количество вводимого галогенного активатора, а также состав активной и инертной составляющей. Оптимальная концентрация активатора в порошковой смеси, обеспечивающая получение покрытий наибольшей толщины при незначительном обеднении смеси, составляет 1…3%. Другой основной характеристикой смесей является их активность, определяемая количеством алюминия, поставляемого к поверхности данной смесью. Условно все смеси делят на смеси высокой, средней и малой активности.

Смеси высокой активности состоят обычно из алюминиевого порошка и инертного наполнителя. С увеличением содержания свободного алюминия увеличивается активность смеси, и, как следствие, толщина покрытия. Концентрация алюминия во внешней зоне таких покрытий больше 40%. Насыщение жаропрочных сплавов в таких смесях можно проводить при 900°С, а при увеличении содержания в смеси алюминия до 98% температура процесса может быть понижена до 500…600°С.

Смеси средней активности характеризуются снижением доли свободного алюминия в смеси до 50%. В данном случае для повышения защитных свойств покрытия в состав смеси совместно с алюминием вводят железо, хром, никель, кобальт и другие элементы. В результате активность смеси понижается, что влечет закономерное уменьшение толщины покрытия. Для получения требуемой толщины покрытия процесс алитирования рекомендуется проводить при температурах ~ 1000°С. Внешняя зона покрытий, сформированных в смесях со средней активностью, имеет концентрацию алюминия 30…36%.

Смеси с низкой активностью составляются, как правило, на основе сплавов Al-Fe, Al-Cr, Al-Ni, Al-Si и др. Исходное содержание алюминия в таких смесях ? 40%. Процесс формирования покрытия в смесях с низкой активностью проводится при температурах ~ 1100…1200°С. Концентрация алюминия во внешней зоне покрытия в этом случае не превышает 30%. В то же время высокое содержание в смеси второго компонента (хрома, железа, никеля, кремния и др.) обусловливает легирование покрытия этими элементами, что приводит к возрастанию защитных свойств подобных алюминидных покрытий.

В России и за рубежом известно достаточно большое количество различных смесей, используемых для получения алюминидных покрытий на деталях из жаропрочных сплавов. Ко всем насыщающим смесям предъявляют единые требования. Они должны обеспечивать стабильное получение покрытий с необходимым составом и толщиной, возможность многократного использования при стабильном качестве покрытий, сохранение исходного класса чистоты поверхности насыщаемых лопаток. Решение поставленных задач осуществляется: а) правильным подбором насыщающей смеси, температуры процесса и времени выдержки; б) жестко регламентированной подготовкой всех составляющих смеси; в) точным исполнением технологии подготовки поверхности лопаток под нанесение покрытия, включая очистку от оксидов и загрязнений путем обдувки электрокорундом и обезжириванием в органических растворителях;

г) равномерным расположением лопаток в контейнере для насыщения;

д) соблюдением регламента по замене насыщающей смеси или дополнению в отработанную смесь некоторого количества смеси исходного состава.

Порошковый способ получения покрытия на лопатках ГТД является достаточно простым, не требует сложных приспособлений и оборудования, позволяет получать высококачественные, равномерные покрытия без пор и отслаиваний, в том числе на деталях достаточно сложной конфигурации.

К недостаткам, которыми обладает порошковый метод, следует отнести высокую трудоемкость процесса и сложность его механизации, сложность предохранения определенных поверхностей от насыщения (например, замка лопатки турбины), засорение каналов охлаждения лопаток насыщающей смесью, медленное охлаждение деталей после насыщения из-за низкой теплопроводности порошковой смеси.

Шликерный метод состоит в том, что материал для покрытия на поверхность лопаток наносится в виде шликера - концентрированной суспензии порошков металлов, оксидов или других соединений, а затем обжигается при высокой температуре. Шликер приготавливают из порошков насыщающих элементов - Al, Al-Si, Al-Cr и др. с размером частиц ? 40 мкм (активная металлическая составляющая шликера) и органического связующего. В качестве органического связующего применяют раствор коллоксилина в амилацетате, раствор коллодия в бутилацетате, n-ксилол и полистирол и др. В любом случае связующий раствор должен обеспечивать поддержание металлической составляющей во взвешенном состоянии, быстро высыхать, обеспечивать равномерность слоя на насыщаемой поверхности, обладать необходимой технологической прочностью, обеспечивать нанесение шликера окунанием, окраской кистью, пульверизацией, в процессе высокотемпературного отжига достаточно полно выгорать или улетучиваться и не оказывать вредного воздействия на сплав и формирующееся покрытие.

Формирование покрытия в данном случае происходит через ряд стадий, обусловленных различной температурой процесса. Так, при нагреве деталей до 200°С начинается процесс активного разложения органического связующего, что приводит к снижению массы нанесенной суспензии и уменьшению содержания в ней углерода и азота. Нагрев до температуры ~ 650°С приводит к полному удалению оставшихся органических фракций. При этом за счет сил поверхностного натяжения частицы порошка сближаются и частично заполняют объем выгоревшей органики. В данном случае происходит уплотнение активной составляющей, что обеспечивает требуемый металлический контакт между частицами и насыщаемой поверхностью для последующего формирования покрытия.

При достижении в печи температуры, близкой к температуре плавления алюминия, активная составляющая шликера расплавляется и растекается по насыщаемой поверхности. Жидкая фаза состоит из эвтектики Al-NiAl3, которая способствует растворению твердых частиц и адсорбции насыщающих элементов по всей поверхности сплава. Процесс растворения твердой фазы в жидкой прекращается при достижении в расплаве такой концентрации элементов, при которой возможно образование твердых тугоплавких соединений. Такие соединения зарождаются на границе металл-расплав и со временем происходит кристаллизация всего объема жидкой фазы. При дальнейшей выдержке деталей в печи диффузионные процессы продолжаются уже в твердой фазе, хотя и с меньшей скоростью. Образование диффузионного покрытия шликерным методом происходит в течение 10-15 мин высокотемпературного отжига, а дальнейшая выдержка необходима для формирования требуемой толщины и структуры покрытия.

Шликерный метод обладает существенными достоинствами:

а) возможность местного нанесения покрытий на часть детали, например при ремонте лопаток; б) высокая технологичность процесса; в) возможность сравнительно простого получения сложных многокомпонентных покрытий; г) возможность совмещения процесса нанесения покрытия с восстановлением перегретой структуры деталей в процессе эксплуатации путем подбора соответствующего режима термической обработки; д) достаточная экономичность метода.