Газотурбинная установка ГТК-25И

4) Способ включает формирование на защищаемой поверхности лопатки металлического подслоя из жаростойкого сплава, переходного металлокерамического слоя и внешнего керамического слоя из ZrO2, стабилизированного Y2O3. Сначала наносят металлический подслой. На него наносят слой высокотемпературного припоя, на который наносят керамический слой. После этого выполняют диффузионный отжиг при температуре, обеспечивающей получение жидкой фазы металла подслоя. Формируют переходный металлокерамический слой за счет смачивания керамического слоя металлом нижележащего высокотемпературного припоя на глубину, равную толщине переходного слоя. В результате повышается эксплуатационная прочность сцепления на границе переходный слой - внешний керамический слой при одновременном повышении выносливости и циклической прочности деталей с защитными покрытиями (Пат. РФ № 2426819, МПК C23C28/00. Теплозащитое покрытие и способ его получения / А. В. Новиков, А. Д. Мингажев, М. К. Смыслова и др., Бюл. № 23, 2011).

5) Технология предназначена для нанесения теплозащитных покрытий на лопатки энергетических и транспортных турбин, в особенности газовых турбин авиадвигателей. На рабочие лопатки турбин газотурбинных двигателей и энергетических установок наносят жаростойкий подслой, затем формируют армированный керамический слой. При этом армированный керамический слой формируют поэтапно в следующей последовательности: дискретный слой керамического материала в виде островковых участков на поверхности подслоя, оставляя открытыми от 4 до 98% от общей поверхности подслоя, по крайней мере один сплошной металлический слой из жаростойкого материала толщиной от 1 до 12 мкм и внешний сплошной керамический слой. Дискретный слой формируют из круглых, овальных или сотовых островковых участков размерами от 0,02 до 5 мм. В качестве материала дискретного керамического слоя и материала внешнего керамического слоя используют ZrO2-Y2O3 в соотношении Y2O3 - 5-9 весового процента, ZrO2 - остальное. Обеспечивается повышение эксплуатационных свойств защитного покрытия, снижение трудоемкости изготовления лопаток при одновременном повышении выносливости и циклической прочности(Пат. РФ № 2441099, МПК C23C30/00. Способ получения металлокерамического теплозащитного покрытия / А. Д. Мингажев, М. К. Смыслова, А. В. Новиков, А. А. Мингажева, А. А. Быбин, Бюл. № 3, 2012).

6) Технология относится к методам нанесения защитных покрытий на лопатки энергетических и транспортных турбин, в частности газовых турбин авиадвигателей. Технический результат - повышение жаростойкости покрытия при одновременном повышении выносливости и циклической прочности деталей с покрытием. Способ включает ионно-имплантационную обработку поверхности лопатки, формирование подслоя путем нанесения жаростойкого слоя с его ионной имплантацией и переходного слоя, и нанесение внешнего керамического слоя на основе ZrO2, стабилизированного Y2O3. Ионно-имплантационную обработку поверхности лопатки производят ионами одного или нескольких элементов Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si. В качестве материала для формирования жаростойкого слоя используют сплав состава: Si - от 4,0 до 12,0%; Y - от 1,0 до 2,0%; Al - остальное. При этом нанесение жаростойкого слоя чередуют с периодической имплантацией ионами одного или нескольких элементов Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si с формированием жаростойкого слоя в виде микрослоев, разделенных имплантированными микро- или нанослоями. В качестве материала для нанесения переходного слоя используют сплав состава Cr - от 18 до 34%, Al - от 3 до 16%, Y - от 0,2 до 0,7%, Ni - остальное или состава Cr - от 18 до 34%, Al - от 3 до 16%, Y - от 0,2 до 0,7%, Со - от 16 до 30%, Ni - остальное(Пат. РФ № 2441103, МПК C23C30/00. Способ получения теплозащитного покрытия / А. М. Смыслов, М. К. Смыслова, А. Д. Мингажев и др., Бюл. № 3, 2012).

Заключение

В данном дипломном проекте был спроектирован газоперекачивающий агрегат полезной мощностью 25 МВт.

Разработанная газотурбинная установка имеет следующие характеристики:

- полезная мощность, МВт 23,9

- эффективный КПД, % 32.1

- расход воздуха через компрессор, кг/с 119,3

- степень сжатия в компрессоре 8,2

- температура газа перед ТВД, К 1220

- частота вращения ротора газогенератора, об/мин 5000

- частота вращения ротора турбины низкого давления, об/мин 3000

В заключение по спецтеме могу сказать, что актуальность и перспективность развития технологий жаропрочных покрытий и ТЗП в частности трудно переоценить. Для наглядности возьмем и нанесем на лопатки взятой в данной выпускной квалификационной работе турбины ТЗП- первый жаростойкий слой осуществляют из сплава, весовой процент: Si - от 4,0 до 12,0, Y - от 1,0 до 2,0, Al - остальное, толщиной от 10 до 70 мкм; второй жаростойкий слой из сплава, весовой процент: Cr от 18 до 30, Al от 5 до 13, Y от 0,2 до 0,65,Ni ? остальное, толщиной от 8 до 60 мкм; дополнительный подслой из сплава, весовой процент: Cr от 18 до 30, Al от 5 до 13, Y от 0,2 до 0,65, Ni - остальное, толщиной от 5 до 20 мкм; теплозащитный слой наносят из сплава, весовой процент: Y2O3 от 5 до 9, ZrO2 - остальное, толщиной от 50 до 300 мкм. По примерным данным данное ТЗП даст нам возможность прибавить около 100°C.

Даже если мы не будем повышать рк и оставим его на уровне 8,2 , при подаче на турбину рабочего тела с температурой 1320°К вместо 1220°К, КПД нашей турбины возрастет с отметки 32.1% до 34,1%, что, по моему мнению, является достойным результатом. С дальнейшим развитием технологий производства и нанесения в сторону удешевления покрытий такого типа, они станут гораздо более привлекательны экономически, и как следствие более распространеными.

Библиографический список

Тепловой расчёт схем приводных ГТУ на номинальный и переменный режимы работы: Учебное пособие /Б.С. Ревзин, А.В. Тарасов, В.М. Марковский. Екатеринбург: ГОУ ВПО УГТУ-УПИ, 2001.

Газодинамический расчет многоступенчатой газовой турбины: Методические указания к выполнению курсового проекта по дисциплине "Энергетические машины. Часть 3"/ А. В. Тарасов, В.М. Марковский. Екатеринбург: ГОУ ВПО УГТУ-УПИ, 2004, 34с.

Стали и сплавы. Марочник: Справ.изд./ В.Г. Сорокин и др.; Науч. С77 ред. В.Г. Сорокин, М.А. Гервасьев - М.6 "Интермет Инжиниринг", 2001. -608 с.: ил.

Газодинамический расчет ступени газовой турбины: Методические указания к курсовому и дипломному проектированию/ И. Д. Ларионов. Свердловск: УПИ, 1989, 37с.

Стационарные газотурбинные установки/ Л.В. Арсеньев, В.Г. Тырышкин, И.А. Богов и др.; Под ред. Л.В. Арсеньева и В.Г. Тырышкина.- Л.: Машиностроение Ленингр. отд-ние, 1989. - 543 с.

Прочность лопаток турбин: Учебное пособие / И.Д. Ларионов. Екатеринбург: УГТУ-УПИ, 2000.

СанПиН 2.2.2/2.4.1340-03. Санитарно-эпидемиологические правила и нормативы. М.: Информационно-издательский центр Госкомсанэпиднадзора России, 2003г.

Е.В.Урьев. Основы надежности и технической диагностики турбомашин: Учебное пособие/ Е.В. Урьев. Екатеринбург: УГТУ. 1996. 71с.

9. Материалы сайта ОАО НПО "ЦНИИТМАШ". Институт технологии поверхности и наноматериалов, отдел покрытий и оборудования. Режим доступа: http://coatings-pvd.ru/nanoarc.php.

10. Материалы сайта НПФ "ПЛАЗМАЦЕНТР". Санкт-Петербург, Россия.

11. Материалы сайта "Серматек инт. корп." (www.sermatech.com).

12. Пат. РФ № 2325467, МПКC23C 4/10. Способ получения создающего термический барьер покрытия / Я. Вигрен, М. Ханссон. Вольво аэро корп., 2008.

13. Пат. РФ № 2305034, МПК C23C 14/16 . Способ получения защитного покрытия на деталях / Ю. С. Елисеев, Н. В. Абраимов, Ю. П. Шкретов, А. М. Терехин. ФГУП "ММПП "САЛЮТ", 2007.

14. Пат. РФ № 2287609, МПК C23C 14/14. Способ изготовления на подложке из специального сплава защитного покрытия, образующего тепловой барьер / С. Р. Бертран, Н. Джон. Снекма моторс, 2003.

15. Абраимов Н. В. Высокотемпературные материалы и защитные покрытия для газовых турбин / Н. В. Абраимов. М.: Машиностроение, 1993.

16. Пат. РФ № 2261334, МПК F01D5/08. Многослойное высокотемпературное теплозащитное покрытие / Н. Г. Бычков, А. В. Першин. ФГУП "ЦИАМ им. П.И. Баранова", 2005.

17. Елисеев Ю. С. Химико-термическая обработка и защитные покрытия в авиадвигателестроении / Ю. С. Елисеев, Н. В. Абраимов, В. В. Крымов. М.: "Высшая школа", 1999 .

Приложение А

Массовые характеристики: Ротор ТНД

Конфигурация: По умолчанию

Система координат: -- по умолчанию --

Плотность = 8500.00 килограммов на кубический метр

Масса = 3154,8 килограммов

Объем = 0.41 кубические метры

Площадь поверхности = 5.61 квадратные метры

Центр тяжести: ( метры )

X = 43.80

Y = 10.15

Z = 0.00

Основные оси инерции и основные моменты инерции: ( килограммов * квадратные метры )

центр тяжести

Ix = (1.00, 0.00, 0.00) Px = 177.31

Iy = (0.00, 0.00, -1.00) Py = 1264.25

Iz = (0.00, 1.00, 0.00) Pz = 1264.25

Моменты инерции: ( килограммов * квадратные метры )

Определяются в центре тяжести и выравниваются относительно системы координат вывода.

Lxx = 177.31Lxy = 0.00Lxz = 0.00

Lyx = 0.00Lyy = 1264.25Lyz = 0.00

Lzx = 0.00Lzy = 0.00Lzz = 1264.25

Моменты инерции: ( килограммов * квадратные метры )

Вычисляется с помощью системы координат вывода.

Ixx = 362185.41Ixy = 1566694.92Ixz = -0.00

Iyx = 1566694.91Iyy = 6781610.26Iyz = -0.00

Izx = -0.00Izy = -0.00Izz = 7143418.36

Размещено на Allbest.ru