2
Содержание
Введение
Глава 1. Основы моделирования разрушения гранульных турбинных дисков Введение
1.1 Диски турбин: условия работы, материалы и дефекты
1.2 Развитие научных подходов к оценке прочностной надежности и ресурса дисков турбин
1.3 Структура модели накопления повреждений для оценки прочностной надежности и ресурса гранульных турбинных дисков авиадвигателей
Выводы к главе 1 Глава 2. Моделирование зарождения трещин в гранульных турбинных дисках Введение
2.1 Источники зарождения усталостных трещин в гранулируемых никелевых сплавах
2.2 Влияние концентрации и средних напряжений цикла на зарождение трещин в гранулируемых никелевых сплавах
2.3 Гипотеза линейного суммирования повреждений при моделировании зарождения трещин в гранулируемых никелевых сплавах
2.4 Кривые малоцикловой усталости в моделировании зарождения трещин в гранулируемых никелевых сплавах Выводы к главе 2
Глава 3. Моделирование кинетики усталостных трещин в гранульных турбинных дисках Введение
5
7
8
22
28
30
31
32
36
43
47
54
55
3
3.1 Кинетика трещин, зародившихся на керамических включениях в гранулируемых никелевых сплавах 57
3.2 Кинетические диаграммы усталостного разрушения гранулируемых никелевых сплавов 67
3.3 Кинетика коротких усталостных трещин в гранулируемых никелевых сплавах 74
3.4 Двухпараметрический критерий прочности
для гранулируемых никелевых сплавов 88
Выводы к главе 3 92
Глава 4. Исследование малоциклового разрушения гранулируемого никелевого сплава
Введение 93
4.1 Анализ результатов исследований 1985 - 1993 гг.
по изучению разрушения сплава ЭП741НП (ВИЛС) 94
4.2 Анализ результатов исследований 1999 - 2002 гг.
по изучению разрушения сплава ЭП741 НП (ЦИАМ) 102
4.3 Моделирование разрушения образцов из гранулируемого никелевого сплава ЭП741 НП 128
4.4 Расчет статистических характеристик полей керамических включений в образцах из сплава ЭП741 НП 134 Выводы к главе 4 142
Глава 5. Оценка надежности и ресурса гранульных турбинных дисков
Введение 144
5.1 Оценка показателей надежности и долговечности гранульных турбинных дисков с использованием разработанной модели накопления повреждений 145
5.2 Метод статистического моделирования в оценке показателей надежности и долговечности
4
гранульных турбинных дисков 152
5.3 Статистическое тестирование модели накопления повреждений 174
5.4 Пример расчета технического риска для
модельного турбинного диска из сплава ЭП741 НП 186
Выводы к главе 5 193
Основные результаты и выводы 195
Литература 197
5
Введение
Авиационные газотурбинные двигатели относятся к классу особо ответственных машин, так как их отказы в большинстве случаев приводят к серьезным экономическим потерям и гибели людей. В современном авиастроении особо остро встает проблема проектирования новых авиационных газотурбинных двигателей с повышенными характеристиками прочностной надежности и долговечности при постоянно возрастающих мощностях и проблема продления сроков эксплуатации двигателей, уже находящихся в эксплуатации в течение нескольких десятков лет.
Надежность авиационного газотурбинного двигателя в значительной степени определяется надежностью работы его узлов и агрегатов -компрессоров, турбин, камер сгорания [1,2]. При этом повышенные требования по прочности и ресурсу предъявляются ко всем высоконагруженным элементам конструкции двигателя, к числу которых относятся и турбинные диски. Решение проблемы повышения прочности и ресурса последних во многом строится на применении новых технологий.
С 1960-х гг., как в нашей стране, так и за рубежом одной из основных технологий производства турбинных дисков является гранульная технология порошковых никелевых сплавов [3,4]. При применении указанной технологии возникает характерная проблема предотвращения разрушения турбинных дисков вследствие наличия дефектов структуры сплавов типа инородных включений, служащих очагами зарождения и развития усталостных трещин [5-10]. Данная проблема приводит к необходимости моделирования процессов накопления усталостных повреждений при циклическом нагружении гранульных турбинных дисков с полями инородных включений.
Постановка этой задачи и ее решение становятся особенно актуальными в связи с проводимой разработкой современных
6
вычислительных комплексов анализа технических рисков и управления безопасностью, в которых научной основой для прогнозирования распределения во времени отказов деталей и узлов авиационного газотурбинного двигателя служат специализированные модели накопления повреждений при ограниченном количестве экспериментальных данных.
Цель настоящей работы - создание модели накопления повреждений, позволяющей с использованием процедуры статистического моделирования прогнозировать показатели прочностной надежности и ресурса гранульных турбинных дисков.
Для достижения указанной цели было необходимо решить следующие задачи:
- Разработать модели процесса зарождения и развития усталостной трещины в элементе матрицы сплава с единичным инородным включением с последующим определением основных параметров по результатам специальных экспериментов;
- Разработать специализированную схему статистического моделирования для оценки основных показателей надежности и долговечности гранульных турбинных дисков, загрязненных инородными включениями;
- Выполнить алгоритмизацию и разработать программное обеспечение для расчета показателей надежности и долговечности гранульных турбинных дисков.
Исследование поддержано Российским фондом фундаментальных исследований (проект № 05-08-33649-а) и включено на 2000 - 2005 гг. в План совместных работ ИМАШ им. A.A. Благонравова РАН и ЦИАМ им. П.И. Баранова по созданию новых высокоэффективных методов и средств повышения безопасности эксплуатации, прочностной надежности и ресурса деталей и узлов газотурбинных двигателей и других высоконагруженных машин.
7
Представленная работа состоит из пяти глав.
В первой (обзорной) главе приведены условия работы турбинных дисков современных авиационных газотурбинных двигателей, дана классификация разрушений дисков, выделен класс разрушений дисков от дефектов структуры в виде керамических включений различной локализации и размеров. Показано развитие методов оценки сопротивления конструкционных материалов статическому, циклическому и малоцикловому разрушению. Приведены сведения по существующим моделям накопления повреждений вблизи структурных несовершенств турбинных дисков. Предложена структура новой модели накопления повреждений.
Во второй и третьей главах работы предложена двухстадийная модель накопления повреждений, позволяющая описать процессы зарождения и развития трещин малоцикловой усталости вблизи керамических включений в полотне турбинного диска.
Четвертая глава посвящена экспериментальному изучению процессов накопления повреждений в образцах из гранулируемых никелевых сплавов, используемых при производстве дисков турбин. Получено экспериментальное подтверждение основных положений предложенной автором настоящего исследования модели.
В пятой главе приведены основные показатели прочностной надежности и долговечности для дисков турбин. Описан метод статистического моделирования процессов накопления повреждений вблизи керамических включений как основа для расчета функций технического риска. Предложена специализированная схема статистического моделирования применительно к гранульным турбинным дискам. Проведено статистическое тестирование модели и рассчитаны показатели долговечности модельного турбинного диска из сплава ЭП741НП.
8
Глава 1. Основы моделирования разрушения гранульных
турбинных дисков
Введение
Глава 1 посвящена краткому описанию основных объектов исследования и описанию подходов к оценке прочностной надежности и ресурса гранульных турбинных дисков.
В 1.1. приводятся условия работы дисков в современных авиационных газотурбинных двигателях. С учетом работы в условиях нагружения высокими уровнями напряжений при повышенных температурах показано развитие материалов и технологии для изготовления турбинных дисков. Дана классификация основных дефектов дисков, обнаруживаемых при испытаниях, эксплуатации и ремонте газотурбинных двигателей. Особо выделено разрушение дисков от металлургических дефектов.
В 1.2. дан краткий обзор методов оценки прочности и ресурса дисков турбин. В общем виде сформулированы классические критерии сопротивления разрушению при статическом, длительном и малоцикловом нагружении. Выделено направление для разработки методов и моделей расчета структурно-неоднородных материалов, применяемых при изготовлении гранульных турбинных дисков.
В 1.3. даны основные допущения, и на основании указанных допущений построена общая структура детерминированной модели накопления повреждений для оценки прочностной надежности и ресурса гранульных турбинных дисков.
9
1.1. Диски турбин: условия работы, материалы и дефекты
Диск турбины является одной из наиболее напряженных деталей двигателя, работающих в условиях воздействия повышенных температур, повторного статического нагружения центробежными усилиями, создающими в нем двухосное напряженное состояние. Неравномерный нагрев по радиусу и толщине диска создает в нем температурные напряжения, которые, суммируясь с напряжениями от центробежных усилий, могут достигать величины предела текучести материала и превышать его. Разность температур обода и полотна диска при установившемся тепловом режиме может достигать 150 - 300°С; в условиях пусковых,
неустановившихся режимов, эта разность может достигать 500°С и более [1].
Разрушение диска турбины приводит к отказу двигателя и, как следствие, большим материальным потерям и риску для жизней пассажиров, что не допустимо. На рис. 1.1 показано изображение разрушившегося авиационного двигателя, установленного на пассажирском самолете. На рис.
1.2 показано изображение диска, разрушение которого привело к разрушению двигателя пассажирского самолета.
Рис. 1.1. Разрушение двигателя пассажирского самолета
Рис. 1.2. Разрушение диска вентилятора
Для определения конструктивных особенностей дисков современных
10
двигателей и условий их работы приведем принципиальные схемы некоторых авиационных газотурбинных двигателей. На рис. 1.3 показано изображение авиационного газотурбинного двигателя TFE731 [11]. Зона турбины высокого давления обозначена как HP TURBINE (high pressure turbine).
The TFE731 Turbofan
PLANETARY GEARS
REVERSE-FLOW ANNULAR COMBUSTOR
F-72-00-132
SINGLE-STAGE
SINGLE-STAGE
SINGLE-STAGE GEAR DRIVEN FAN
THREE-STAGE LP TURBINE
NOZZLE
THREE ACCESSORY GEARBOX
PUMP/ FUEL CONTROL
Рис. 1.3. Схема газотурбинного двигателя TFE731
На рис. 1.4 показана принципиальная схема газотурбинного двигателя TFE731. Выделены: компрессор, турбина - зона высокого давления, HIGH PRESSURE TURBINE, и другие элементы.
Диски турбин во время эксплуатации постоянно подвергаются воздействию либо переменных усилий, передаваемых при колебаниях рабочих лопаток на межпазовые выступы, либо переменных усилий, возникающих при резонансных колебаниях диска. Повреждения от резонансных колебаний полотна дисков турбин встречаются редко. Диски
11
турбин различных двигателей (рис. 1.3,1.4) [11] отличаются по конструкции и габаритам. В настоящее время широко распространены диски с центральным отверстием и утолщенной ступичной частью (рис.1.5).
TFE731 ENGINE CONSTRUCTION
HIGH MUWtf SHAM
LOW PttSSU« »ОС
5sN\ tXHAUSt NOZ21C 3 STAGf IOW PttSSU* TU*»lNC
4 STAGE LOW P* ssue COVMESSOI
HIGH PffSSUK COMP»|SSOt
COMBUSTION СКААЛІС» LINE»
HIGH »KSSUK TUWNf
Рис. 1.4. Конструкция газотурбинного двигателя TFE731
СОививТОЙ NOOUlf
C0M*0»TI0N
•сстюм
COMPHKMOl
FAN UOOULI
ACCeSSOMY ОС АПВОК
Рис. 1.5. Покомпонентная схема газотурбинного двигателя CF34
12
Некоторые диски имеют отверстия под стяжные болты, расположенные по полотну, и бурты крепления с валом и дисками других ступеней. На рис. 1.6 и 1.7 приведены детальные схема турбины высокого давления двигателя СР34 [12].
Рис. 1.6. Турбина высокого давления двигателя CF34
FIRST STAGE FORWARD COOLING PLATE
SECOND STAGE FORWARD COOUNG PLATE FIRST STAGE REAR COOUNG PLATE
BALANCE PISTON AIR SEAL BALANCE WEIGHT DAMPER SLEEVE NO. 5 CARBON SEAL RUNNER A AIR SEAL
OUTER
TORQUE
COUPLING
I
NO. 5 BEARING INNER RACE SELF-LOCKING NUT
INNER
TOROUE
COUPLING
FIRST STAGE DISK
HPT Rotor Cross-section View Figure 1-50
BALANCE
WEIGHT
Рис.1.7. Диски с отверстиями турбины высокого давления двигателя СР34
13
Диски турбин работают в условиях повышенных температур (от 300 до 750°С). Распределение рабочих температур и давлений в элементах двигателя СР34 приведено на рис. 1.8.
3800 3200 о 2900 | 2400
5 2000
сс
| 1600 “ 1200 ООО
INTERNAI TEMPERATURE
Рис. 1.8. Распределение давлений и температур в двигателе СР34
Для изготовления дисков турбины используют деформируемые и порошковые жаропрочные сплавы. В настоящее время распространение
14
получили никелевые сплавы [1,3-8,13].
Основные никелевые сплавы для изготовления дисков
В качестве примеров высокопрочных деформируемых сплавов, применяемых для изготовления дисков турбин, можно указать жаропрочные стали и сплавы: ЭИ481, ЭИ696М, ЭИ787, ЭИ437Б, ЭИ698, ЭИ766. В 60-ые годы наиболее широкое применение получили деформируемые сплавы ЭИ437Б и, особенно, ЭИ698. Сплав ЭИ698-ВД (ХН73МБТЮ) предназначен для изготовления дисков турбин, работающих в условиях повышенных температур - 600°С и выше. Была предложена модификация этого сплава -сплав ЭИ698У-ВД (ХН73МБТЮФ), в которой, по сравнению с серийным сплавом ЭИ698-ВД, увеличено содержание А1, что позволило получить более высокие характеристики прочности при повышенных температурах. Снижение пластичности компенсировано введением добавок V и микродобавок Mg91г9 РЗМ.
Следующая композиция - сплав ЭП742-ИД (ХН62БМКТЮ) - по своим прочностным параметрам и характеристикам сопротивления длительному разрушению превосходит сплав ЭИ698-ВД. Модификация этого сплава - сплав ЭП742У-ИД - превосходит сплав ЭП742-ИД по характеристикам длительной прочности на величину ~ 10%. Деформируемый сплав ЭП975 разработан как материал для дисков турбины ГТД, по своим параметрам превосходящий существующие опытные и серийные сплавы, близкий по своему составу к сплаву ЖС6У.
С 60-х годов для изготовления дисков турбин все более широкое применение находят жаропрочные порошковые никелевые сплавы: ЭП741П, ЭП741НП, ЭП741НПУ, ЭП975П, ЭП962П, Яепе'95, АБ1го1оу и другие.
Сплав ЭП741П (ХН60КМВТЮБ) разработан на основе сплава ЭП741 для изготовления турбинных дисков методом горячего изостатического прессования порошков с целью улучшения технологического процесса
15
изготовления дисков и повышения коэффициента использования материала. Сплав ЭП741НП получен методом порошковой металлургии на базе сплава ЭП741П с дополнительным содержанием гафния. Рекомендован для дисков турбин ГТД, работающих при температуре до 800°С. Технология получения дисков включает выплавку электродов в вакуумных индукционных печах, распыление методом вращающегося электрода, рассев, дегазацию, горячее изостатическое прессование, термообработку компактированных заготовок. Сплав ЭП975П разработан на основе сплава ЭП975 для изготовления турбинных дисков. Заготовки дисков получают методом гранульной металлургии. Сплав ЭП962П (ХН60КМЮБВТФ), аналог зарубежного сплава Репе'95, предназначен для дисков, работающих при повышенных скоростях вращения. Заготовки дисков получают методом гранульной металлургии.
Рассмотрев основные никелевые сплавы, используемые для изготовления турбинных дисков, перейдем к описанию типичных случаев разрушения и появления дефектов, обнаруженных в дисках турбин при испытаниях, эксплуатации и ремонте двигателей [1].
Типичные случаи разрушения дисков турбин
В дальнейшем будем придерживаться следующей классификации случаев разрушения и появления дефектов:
1. Разрушения, связанные с перегревом и статической перегрузкой дисков турбин, и дефекты, определяемые повышенной вытяжкой дисков;
2. Разрушения дисков от трещин, развивающихся из зон конструктивной концентрации напряжений: собственно хрупкие разрушения дисков, а также дефекты межпазовых выступов дисков, связанные со статическим нагружением, растрескивание поверхности дна пазов и полотна дисков, вызванное тепловой усталостью, а равно дефекты в дисках, связанные с вибрационными нагрузками;
3. Разрушения, появляющиеся из-за металлургических дефектов в дисках.
16
Случаи разрушения, связанные с перегревом и статической
перегрузкой дисков турбин и дефекты, определяемые повышенной
вытяжкой дисков. Разрушение дисков турбин может быть связано с
нарушением установленных режимов эксплуатации, приводящих к
значительному перегреву полотна диска в целом, местному перегреву
отдельных его элементов, или к
кратковременной статической перегрузке
из-за самопроизвольного возрастания
оборотов ротора. На рис. 1.9 показан
пример разрушения в условиях перегрева
диска из сплава ЭИ437Б. Диск III ступени
свободной турбины газотурбинного
двигателя разрушился в окружном
направлении по тонкой части полотна, Рис.1.9. Разрушение диска из
расположенной между буртом крепления
сплава ЭИ437Б (перегрев)
диска к валу и ободом. Протяженность излома составляла окружности диска. Излом сопровождался значительным растрескиванием в окружном направлении и большой вытяжкой. По данным расчета при нормальной работе турбины в условиях двух расчетных режимов температура в месте излома составляла 500 и 600°С. Разрушение диска произошло в условиях перегрева в зоне обода до температуры около 900°С, в центре - около 600°С. При испытании образцов, вырезанных из аварийного диска, у места излома обнаружено уменьшение предела прочности, повышение пластичности и снижение жаропрочности по сравнению с образцами, вырезанными из центральной части диска, не подвергшейся значительному перегреву. Излом диска носил статический характер. Исследование микроструктуры разрушения показало, что как излом, так и трещины, сопутствующие излому, развивались по границам зерен. Разрушение явилось следствием разупрочнения материала диска, вызванного
17
перегревом на 900°С в зоне обода. При этом радиальные напряжения на
ободе достигли предела прочности материала диска.
В другом случае, рис. 1.10, диск той же конструкции, изготовленный из
более пластичного, но менее жаропрочного материала - стали ЭИ481, в
условиях кратковременной статической
перегрузки не разрушился, но получил
значительную остаточную деформацию по
внешнему диаметру. При этом межпазовые
выступы этого диска III ступени не
разрушились по сечению у основания, а лишь
получили трещины по дну паза в направлении Рис. 1.10. Разрушение диска
оси диска. В условиях эксплуатации, когда
из сплава ЭИ437Б
температура достигает 800°С, повышение
(вытяжка)
температуры происходит в течение непродолжительного времени, поэтому повреждение межпазовых выступов было вызвано одновременным действием статической перегрузки и
перегрева диска. Статическая перегрузка диска произошла при повышении числа оборотов ротора сверх допустимого уровня.
В некоторых случаях повышенная вытяжка может происходить без перегрева, только из-за раскрутки ротора. На рис. 1.11.
Рис.1.11. Разрушение диска показан диск III ступени, разорванный на
из сплава ЭИ437Б четыре части. Вид излома и значительные
(раскрутка) пластические деформации у края излома и
полотна диска свидетельствовали о статическом происхождении разрушения, вызванного однократной статической перегрузкой.
Хрупкие разрушения дисков. В тех случаях, когда материал дисков
18
обладает пониженной пластичностью, возможно их хрупкое разрушение. На рис.1.12 показан пример разрушения диска I ступени турбины из ЭИ437Б.
Рис. 1.12. Хрупкое разрушение диска I ступени из сплава ЭИ437Б
Разрушение началось в зоне сопряжения бурта крепления диска к валу с полотном. Излом носит статический характер, с крупнозернистой структурой и трещинами по границам зерен. Температура полотна соответствовала нормальным условиям работы диска.
Причинами хрупкого разрушения диска явились повышенная статическая напряженность диска от центробежных и термических усилий, возникающих при нестационарном тепловом состоянии в условиях выхода ротора на максимальные обороты, и пониженные механические свойства сплава ЭИ437Б в зоне действия наибольших напряжений. Высказана гипотеза о влиянии сильной неоднородности механических характеристик материала на хрупкое разрушение диска.
Проведенными исследованиями было установлено, что основными причинами, определяющими рассеяние свойств по сечению поковки диска в большинстве случаев, являлись грубые металлургические дефекты. ликвационная неоднородность, пористость, крупнокристаллическая структура, расслоения, грубые скопления карбонитридных и оксидных включений и др.
Дефекты межпазовых выступов дисков, связанные со статическим
19
нагружением. Разрушение диска и его элементов может быть вызвано местным перегревом и концентрацией напряжений. На рис. 1.13 показано
разрушение диска II ступени турбины ТРД из стали ЭИ481 после работы в стендовых условиях. Было оторвано несколько выступов диска по сечению между нижними впадинами у основания, при этом вылетели рабочие лопатки. Вид излома и характер развития трещин свидетельствовали о длительном статическом разрушении. Подобное разрушение происходило в дисках II ступени турбины двигателя ТРД, изготовленных из сплава ЭИ437Б. Был обнаружен обрыв нескольких выступов по сечению у основания. При тщательном обследовании были обнаружены трещины по сечению между нижними впадинами у основания выступов, а также трещины по дну паза на дисках.
Растрескивание поверхности дна пазов и полотна дисков, вызванное
тепловой усталостью. С увеличением ресурса в пазах дисков турбин
некоторых двигателей начали
появляться поверхностные
растрескивания, обнаруженные
при ремонте двигателей. На
рис. 1.14 показаны пазы с
усталостными трещинами диска I Рис. 1.14. Пазы с усталостными
ступени из стали ЭИ481.
трещинами в диске
Приведенные примеры
показывают, что для дисков, подвергающихся воздействию переменных усилий, растрескивание в пазах особенно опасно.
Рис. 1.13. Разрушение выступов диска
- Київ+380960830922