Теплопроводность и температурное состояние термобарьерных покрытий охлаждаемых деталей ГТД

Басаргин, Игорь Владимирович

Теплопроводность и температурное состояние термобарьерных покрытий охлаждаемых деталей ГТД тема автореферата и диссертации по физике, 01.04.14 ВАК РФ

Басаргин, Игорь Владимирович АВТОР

кандидата технических наук УЧЕНАЯ СТЕПЕНЬ

Казань МЕСТО ЗАЩИТЫ

2010 ГОД ЗАЩИТЫ

01.04.14 КОД ВАК РФ

Диссертация по физике на тему «Теплопроводность и температурное состояние термобарьерных покрытий охлаждаемых деталей ГТД»

Автореферат диссертации на тему "Теплопроводность и температурное состояние термобарьерных покрытий охлаждаемых деталей ГТД"

На правах рукописи

ТЕПЛОПРОВОДНОСТЬ И-ТЕМПЕРАТУРНОЕ

СОСТОЯНИЕ ТЕРМОБАРЬЕРНЫХ ПОКРЫТИЙ ОХЛАЖДАЕМЫХ ДЕТАЛЕЙ ГТД

Специальности:

01.04.14 - Теплофизика и теоретическая теплотехника;

05.07.05. - Тепловые, электроракетные двигатели и энергоустановки летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

004606739

Казань 2010

004606789

Работа выполнена на кафедре газотурбинных, паротурбинных установок и двигателей Казанского государственного технического университета им. А.Н.Туполева

Научные руководители - доктор технических наук,

профессор Щукин Андрей Викторович;

кандидат технических наук, доцент Ильинков Андрей Владиславович

Официальные оппоненты

доктор технических наук, профессор Олимпиев Вадим Владимирович

- доктор технических наук, профессор Трушин Владимир Алексеевич

Ведущая организация: - ОКБ "Союз", г. Казань

Защита состоится " 30 " июня 2010г. на заседании диссертационного совета Д 212.079.02 при Казанском государственном техническом университете им. А.Н.Туполева по адресу: 420111, г.Казань, ул. К.Маркса, 10.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке КГТУ им. А.Н. Туполева.

Электронный вариант автореферата размещен на сайте КГТУ им. А.Н.Туполева (www.kai.ru).

Автореферат разослан ^^мая 2010 г. Ученый секретарь диссертационного совета

кандидат технических наук, доцент А.Г. Каримова

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Увеличение температуры газа перед турбиной требует интенсификации систем охлаждения горячих деталей ГТД. Нередко при этом возникают ситуации, когда хорошо отработанные технологически и конструктивно интенсификаторы теплообмена исчерпывают свои возможности и не могут обеспечить требуемого охлаждения стенки. Одним из направлений дополнительного снижения температуры охлаждаемых деталей двигателей является нанесение термобарьерных покрытий (ТБП) на обтекаемые газовым потоком поверхности деталей.

Опыт эксплуатации деталей с ТБП показал, что должен существовать рациональный диапазон толщин наносимых на горячие детали покрытий, отвечающих заданному ресурсу при накоплении малоцикловой усталости от знакопеременных тепловых нагрузок.

В этих условиях представляет практический интерес изменение теплофизических параметров ТБП, и в первую очередь -его коэффициента теплопроводности Д.ТБП и термического сопротивления. Эти данные в первом приближении позволяют определить температурное состояние защищаемых от высоких температур и от агрессивных сред поверхностей деталей двигателя. Кроме этого, известно, что монотонное снижение значения Хтбп в процессе малоцикловых испытаний свидетельствует, как правило, о растрескивании покрытия, а увеличение ХТБП - о его спекании. Важным и актуальным, в связи с этим, являются термоциклические испытания образцов ТБП в условиях, приближенных к натурным.

Очевидно, что различного рода перемычки, стойки и другие элементы охлаждаемых деталей двигателей и энергоустановок приводит к возникновению температурной неравномерности в детали и делает привлекательным нанесение неравномерного по толщине покрытия на поверхности газового тракта. Особенно остро проблемы, связанные с неравномерностью температурного поля возникают в области отверстий для создания тепловой завесы. В результате участок турбинной лопатки между отверстиями растрескивается, снижая ее ресурс. Кроме этого, при использовании ТБП на рабочих лопатках ГТД возникает проблема, связанная с

\ >

неминуемым увеличением массы пера лопатки и возрастанием в связи с этим работающих на растяжение лопатки центробежных сил. Поскольку термобарьерные покрытия на основе керамик не сопротивляются действующим центробежным силам, то возникает задача рациональной минимизации необходимой толщины покрытия.

Все это требует микроструктурного подхода к моделированию тепловых процессов в ТБП, диктуемого не только мероприятиями по снижению суммарной массы покрытия на пере рабочей лопатки, но и необходимостью в его перераспределении в соответствии с требованиями минимизации температурных напряжений в стенке любой охлаждаемой детали. Для формулирования требований к облику расчетной модели необходимы термоциклические исследования и данные по микроструктуре ТБП.

Судя по публикациям, в настоящее время в США, Японии и в других промышленно развитых странах проводятся интенсивные исследования по физическому и численному моделированию процессов, происходящих в ТБП, главным образом плазмонапыленных, на основе диоксида циркония 2Ю2. Важное место в этих исследованиях уделено анализу теплопроводности покрытий и расчету их температурного состояния. Однако разработанные модели описаны в литературе фрагментарно, а результаты испытаний ТБП на термоциклирование связаны, главным образом, с поиском оптимального химического состава ТБП с точки зрения парирования или подавления процессов растрескивания и спекания материала термобарьерного покрытия. В отечественных публикациях при расчетах ТБП используется интегральный подход, который не позволяет надежно рассчитать требуемую для заданных условий толщину покрытия.

Таким образом, опубликованные результаты исследований не позволяют разработать научно обоснованный инженерный метод теплового расчета ТБП, отвечающий заданным требованиям. В связи с этим, тема диссертационной работы, посвященной физическому и численному моделированию теплофизических параметров плазмонапыленных в атмосфере термобарьерных покрытий для горячих деталей ГТД, представляется актуальной.

Цель работы состоит в разработке научных основ теплового расчета плазмонапыленных в атмосфере термобарьерных покрытий охлаждаемых деталей ГТД.

Задачи исследования:

1. На базе созданной экспериментальной установки исследовать коэффициент теплопроводности и термическое сопротивление образцов плазмонапыленных в атмосфере термобарьерных покрытий при воздействии на них циклической тепловой нагрузки. На этой основе, а также на базе выполненных исследований микроструктуры ТБП сформулировать требования к разрабатываемой модели.

2. Разработать и верифицировать расчетную модель теплопроводности и температурного состояния термобарьерных покрытий для их численного исследования в составе охлаждаемых деталей ГТД.

3. На основе разработанной модели выполнить сравнительные расчеты распределения толщины ТБП по поверхностям охлаждаемых деталей ГТД с различными системами охлаждения, обеспечивающей заданный уровень температуры стенки.

Научная новизна.

1. Выявлена относительная стабильность во времени значений коэффициента теплопроводности, термического сопротивления и микроструктуры плазмонапыленных в атмосфере ТБП на основе диоксида циркония при испытании их на 1000 циклов знакопеременной тепловой нагрузки в условиях, близких к натурным.

2. Установлено, что из всего исследованного диапазона изменения толщин термобарьерных покрытий от 0,2 до 0,8 мм наиболее стойкими к термоциклическим воздействиям являются образцы толщиной 0,3 5... 0,45мм.

3. Разработана модель теплового расчета термобарьерных покрытий, учитывающая его микроструктуру, теплофизические параметры воздуха, а также закономерности переноса теплоты в микрослоях и микрополостях для конструирования термобарьерных покрытий с программируемым по поверхности охлаждаемой детали тепловым сопротивлением.

4. Численные исследования с помощью разработанной модели теплового расчета ТБП показали возможность снижения температурной неравномерности в стенках охлаждаемых деталей ГТД за счет нанесения на них термобарьерного покрытия переменной толщины. Наибольший положительный эффект выявлен в деталях с одним рядом отверстий для тепловой завесы.

Автор защищает:

1. Результаты экспериментального исследования коэффициента теплопроводности, термического сопротивления и микроструктуры плазмонапыленных в атмосфере ТБП на основе диоксида циркония в условиях знакопеременной тепловой нагрузки, а также рекомендации по выбору оптимальных толщин покрытий с точки зрения сопротивления малоцикловой усталости.

2. Расчетную модель для конструирования термобарьерных покрытий с заданными микроструктурными и теплофизическими параметрами и программируемой толщиной ТБП для охлаждаемых деталей ГТД.

3. Результаты численного моделирования термобарьерных покрытий для деталей высокотемпературных ГТД с различными системами их охлаждения, а также рекомендации по их проектированию.

Практическая значимость. Выработанные в результате проведенных испытаний образцов ТБП рекомендации получены в диапазоне изменения геометрических и режимных параметров, близких к реальным: диапазон изменения толщины термобарьерного покрытия 8ТБП = 0,2...0,8мм; температура потока газа Т г« 1332...1650 К. Разработанная расчетная модель учитывает микроструктуру покрытия и реальные значения основных теплофизических параметров потока газа и охлаждающего воздуха. Все это позволяет рассчитать и спроектировать плазмонапыленные термобарьерные покрытия, обеспечивающие заданное температурное состояние охлаждаемых деталей ГТД. Полученные научные результаты вошли в отчет о НИР "Исследование структуры и свойств ТБП с разработкой физических и математических моделей системы" (хоздоговор НЧ 205001 от 01.11.2006 г.) Материалы

диссертации переданы в виде отчета для использования в ОАО КМПО, г.Казань и ОКБ «Союз», г.Казань.

Достоверность и обоснованность полученных результатов обеспечивается использованием апробированных методов и аттестованных средств измерения физических параметров, расчетом погрешности результатов измерений, удовлетворительным согласованием полученных экспериментальных и расчетных результатов с данными других авторов в сопоставимых условиях.

Личный вклад автора. Соискатель участвовал в проведении опытных исследований, выполнил обработку и анализ полученных опытных данных, разработал и верифицировал расчетную модель ТБП, выполнил численное моделирование теплофизических и геометрических параметров термобарьерных покрытий для деталей ГТД с различными системами охлаждения.

Апробация работы. Основные результаты диссертации доложены и получили одобрение на XVII Школе-семинаре молодых ученых и специалистов академика РАН А.И.Леонтьева "Проблемы газодинамики и тепломассообмена в энергетических установках", г. Жуковский, 2009г.; на XV, XVI, XVII Всероссийских молодежных научных конференциях "Туполевские чтения", г.Казань, 2007 - 2009 гг.; на XIX, XX, XXI Всероссийских межвузовских научно-технических конференциях КВАКУ "Внутрикамерные процессы в энергетических установках, акустика, диагностика, экология", г.Казань, 2007 - 2009 г.г.; на научных семинарах кафедры "Газотурбинные, паротурбинные установки и двигатели", г. Казань, 2007 - 2009 гг.; на VII Всероссийской конференции молодых ученых, специалистов и студентов по проблемам газовой промышленности России, г. Москва, 2007 г.; на XII Нижегородской сессии молодых ученых «Технические науки», г. Нижний Новгород, 2007 г.

Публикации. По теме диссертации опубликовано 11 работ. Одна работа опубликована в рекомендуемом ВАК журнале.

Структура и объем работы. Диссертационная работа состоит из введения, четырех глав, выводов и списка использованной литературы. Работа изложена на Истраницах машинописного текста, содержит УЪ рисунков, 3 таблиц. Список использованной литературы включает /^¿"наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении диссертации обоснована актуальность темы исследования, отмечены ее научная новизна и практическая значимость.

В первой главе выполнен обзор научно-технической литературы по результатам экспериментальных исследований коэффициента теплопроводности плазмонапыленных в атмосфере ТБП (Zhu D., Miller R. A., Golosnoy I.O., Нагога Г.П. и др.). Проанализированы также результаты разработки расчетных моделей для определения тешюфизических параметров термобарьерных покрытий и по численному моделированию коэффициента теплопроводности ТБП (Golosnoy I.O., Lu, T.J., McPherson, R., Kulkarni, А., Трушин B.A. и ДР-)-

Из известных публикаций следует, что в литературе опубликованы результаты исследований термобарьерных покрытий (ТБП), которые широко используются в ГТД, ГТУ и ДВС для снижения уровня температур охлаждаемых деталей газового тракта и замедления процессов их окисления. Причем значительное количество публикаций посвящено именно плазмонапыленным в атмосфере покрытиям на основе диоксида циркония. Связано это с тем, что Zr02 имеет близкий к никелевым сплавам коэффициент линейного термического расширения.

Известно, что жаропрочность и жаростойкость деталей с ТБП напрямую зависят от стабильности его структуры. Так, образующиеся в процессе эксплуатации микротрещины с одной стороны повышают тепловое сопротивление ТБП, а с другой -увеличивают вероятность образования макротрещин и проникновения горячего газа к поверхности основного материала детали.

Важным теплофизическим параметром ТБП является коэффициент его теплопроводности - Я.ТБП. Он необходим при расчете температурного и теплонапряженного состояния охлаждаемых деталей, на которые нанесено покрытие. Как показывают публикации, по мере увеличения продолжительности знакопеременной тепловой нагрузки (нагрев и охлаждение) при испытаниях ТБП обычно наблюдается немонотонное изменение

^тбп- Сначала он незначительно увеличивается из-за твердофазного спекания, а в дальнейшем начинает снижаться из-за возникновения и развития в ТБП микротрещин.

Выполненный в первой главе диссертации критический анализ опубликованных работ показал, что значение Хтвп прямо связано с наличием микро- и макротрещин в покрытии. Из этого следует, что коэффициент теплопроводности ТБП, определенный в процессе термоциклических испытаний образцов, позволяет не только рассчитать температурное состояние охлаждаемой детали в условиях длительной эксплуатации двигателя, но и косвенно оценить структурные изменения в ТБП, предшествующие их разрушению. Одной из основных причин возникновения микротрещин в ТБП и его последующего разрушения является малоцикловая усталость, которая накапливается при нагреве и остывании охлаждаемой детали в процессе запуска и останова ГТД. Поэтому важными критериями, определяющими пригодность ТБП для использования их в двигателях, являются результаты термоциклических испытаний таких покрытий.

Однако такие испытания дороги, особенно при выполнении реальных условий эксплуатации ТБП по давлению охлаждающего воздуха и обтекающего ТБП газа, которые в современных высокотемпературных ГТД достигают, соответственно, значений (30...40)-105Па и 1600...1800К.

Поэтому для проектирования таких покрытий с заданными микроструктурными и теплофизическими параметрами необходимо разрабатывать расчетные модели, позволяющие определять температурное состояние охлаждаемых деталей с ТБП в реальных условиях их эксплуатации. Использование же существующих расчетных моделей для пористого охлаждения не решает поставленных задач, поскольку модели расчета пористых стенок предполагают использование осредненных параметров, таких, например, как объемного коэффициента теплоотдачи ау.

Как показал анализ литературных источников, для разработки расчетной модели теплопроводности и температурного состояния ТБП необходимы экспериментальные исследования для того, чтобы обоснованно сформулировать требования к модели. Балансовые соотношения расчетной модели должны учитывать процессы

теплопроводности через микрополости и микроперемычки, а также процессы лучистого теплообмена и теплофизические параметры воздуха в микрополостях в реальных условиях.

Отсюда следует, что для конструирования термобарьерных покрытий с заданными микроструктурными и теплофизическими параметрами применительно к охлаждаемым деталям ГТД требуется проведение экспериментальных исследований с последующей разработкой расчетной модели.

В конце первой главы диссертации сформулированы задачи исследования.

Во второй главе приводится описание экспериментального стенда, объектов исследования, методики проведения экспериментов и обработки опытных данных.

Схема экспериментальной установки показана на рис.1. Образец с ТБП 1 установлен с воздушным зазором относительно оправки 2 на асбоцементном основании в виде узкого кольца. Сверху установлена горелка 3, куда от баллонов подаются пропан-бутан и кислород. Снизу образец охлаждается струей натекающего на поверхность воздуха, поступающего от компрессора 4 через трубку 5.

Модели ТБП представляли собой диски диаметром 25мм из никелевого сплава ЭП648 с нанесенным на одну из его поверхностей двухслойным ТБП. Внутренний слой (подслой) представляет собой жаростойкое покрытие состава NiCoCrAl толщиной 80-150 мкм. Толщина внешнего керамического слоя на основе Zr02-8%Y203 варьировалась на различных образцах в диапазоне от 200 до 800 мкм. Оба слоя наносились плазменным напылением в атмосферных условиях по стандартной технологии. Схема образца ТБП и фотография образца, препарированного термопарами, показаны на рис.2. Регистрация температуры Тстг поверхности образца со стороны горелки осуществлялась в запоминающем устройстве пирометра С-500 «Самоцвет» с последующей записью показаний на компьютере с помощью программы визуализации пирометрических измерений.

Температура поверхности образца со стороны охлаждающего воздуха Тст.охл измерялась 4-мя поверхностными хромель-алюмелевыми термопарами с разнесенным спаем. Измерение ЭДС

Рис.1. Схема экспериментальной установки: 1-образец; 2-держатель образца; 3-горелка; 4 -воздушный компрессор; 5-неподвижное охлаждающее сопло; 6-подвижное охлаждающее сопло; 7-пирометр; 8 -поворотный механизм; 9-мотор-редуктор; 10-термопара; 11-ацетилен и кислород; 12-счетчик-часы; 13-электронный блок; 14-потенциометр; 15-электромагнитный клапан; 16-регулирующие краны

керснмескийс/яй

подслои

остдс

Рис.2 Схема образца ТБП и его общий вид

термопар производилось с помощью АЦП L-761. Обработка опытных данных выполнена с использованием компьютерной программы «Power Graf».

Ввиду больших значений удельного теплового потока, создаваемого пропан-бутановым и кислородным пламенем с одной стороны и натеканием охлаждающей воздушной струи - с другой, расчет коэффициента теплопроводности ^ТБп производился в одномерной постановке. По данным измерений пирометром отток теплоты в радиальном направлении к торцам образца был невелик, поскольку образец устанавливался на асбоцементном кольце с воздушным зазором относительно оправки. Тепловые же измерения выполнялись в центральной части образца.

Для расчетной схемы двухслойной стенки (ТБП - основной материал) соотношение для ^.тбп в одномерной постановке запишется так:

^ТБП = Я &ТБП / (Тст.г - Т ст.охл *Л)снЧ /Ъсн). О)

В формуле (1) кроме А/теп неизвестным является удельный тепловой поток q. Для его определения необходимо знать коэффициент теплоотдачи со стороны охлаждающего воздуха ow

С целью определения ОоШ были проведена серия экспериментов на вспомогательном образце основного материала ЭП648 (без ТБП) с известным коэффициентом теплопроводности loa при прочих равных условиях. Этот образец был идентичен другим образцам, на которые наносились ТБП для программных экспериментов.

После опытов на этом вспомогательном образце определялось значение q^,,, а далее - коэффициент теплоотдачи со стороны охладителя:

®ОХЛ _ Яосн /(Тст.охл Т охл)- (2)

В отличие от q значение Оохл в опытах с образцами ТБП и основного материала ввиду идентичности гидродинамических условий при натекании на охлаждаемую поверхность потока воздуха одинаково и составляло 620 Вт/(м2К). С помощью полученного значения а^ определялся удельный тепловой поток через стенку с ТБП по формуле:

Ч — С-охл(Тст.охл Т охл)- (3)

Последовательный расчет по соотношениям (3) и (1) позволил определить коэффициент теплопроводности собственно ТБП -значение ХТБП.

Доверительный интервал определения значения Х-тбп в экспериментах составляет ±9,8 %.

В третьей главе диссертации анализируются результаты опытного исследования теплопроводности и термического сопротивления испытанных образцов термобарьерных покрытий на основе диоксида циркония в условиях знакопеременных тепловых нагрузок. Выбранное количество циклов изменения тепловой нагрузки N = 1000 определялось условиями обеспечения гарантийного ресурса авиационного ГТД.

В процессе проведения экспериментов было установлено, что без разрушения термоциклические испытания прошли образцы ТБП толщиной 0,35...0,45 мм.

Анализ полученных опытных данных (рис.3) показал, что практически у каждого образца разброс значений А-тбп относительно среднего значения не превышает (8... 10)%, т.е. находится в пределах доверительного интервала суммарной погрешности определения значений ХТбп при доверительной вероятности 0,95. Разброс же значений А.Тбп между образцами составляет ± (30-35)%, что связано с различием структурных параметров образцов по пористости из-за отклонений в технологии нанесения покрытий на основной материал. Как следует из рис. 4, испытанный массив образцов ТБП охватывает достаточно широкий диапазон значений по термическому сопротивлению ЗтбгАтбп: от 2,5 до 6,5 м2К/Вт. Полученные результаты дают возможность в первом приближении оперативно выбирать для нанесения на поверхность детали требуемую толщину плазмонапыленного термобарьерного покрытия ЪсОг, которая необходима для заданных условий эксплуатации охлаждаемых деталей ГТД.

Полученные экспериментальные результаты иллюстрируют консервативность значений коэффициента теплопроводности термобарьерных покрытий на основе диоксида циркония относительно термоциклических воздействий.

Таблица

♦ -о~ --А- -о- т <У -Ж-

05р. № 1 2 3 А 5 е 7 В 9 10

6. ММ 0.35 0,41 0.44 0,39 0.38 0.42 0.5 0.48 0.37 0.39

>"1Ы1 .Вт/м-К

1,4

О 100 200 300 400 500 600 700 800 900 IV, никлы

Рис.3. Изменение коэффициента теплопроводности ТБП в зависимости от количества циклов N

Полевая•пстость: Г ■.

» . . . ■■ , /шЦ г

Г.! Г

Рис.5. К обоснованию двумерного подхода при моделировании теплопроводности и температурного состояния ТБП расчетами с помощью программного комплекса А^УБ

о 0,1 0,2 0,3 0,4 6,мм

Рис.4. Изменение термического сопротивления ТБП в зависимости от его толщины (усл. обозначения см. в таблице)

Рис.6. Расчетная схема элемента ТБП

Отсюда можно заключить, что, по крайней мере, при значениях Ы, не превышающих 1000, испытанные образцы ТБП практически не изменяют свою микроструктуру. Это подтвердил сравнительный микроструктурный анализ ряда исследованных образцов ТБП.

Ввиду трудностей физического моделирования процессов теплопроводности в широком диапазоне изменения структуры ТБП и реальных условий их эксплуатации возникает необходимость в разработке расчетных моделей для прогнозирования температурного состояния термобарьерных покрытий, расчета их коэффициента теплопроводности и требуемой толщины.

На основании анализа результатов проведенных термоциклических испытаний можно полагать, что для решения поставленных задач применительно к испытанному классу ТБП расчетная модель конструирования термобарьерных покрытий с программируемым по поверхности охлаждаемой детали тепловым сопротивлением может строиться в стационарной постановке.

В четвертой главе диссертации описывается расчетная модель определения коэффициента теплопроводности и температурного состояния ТБП, результаты ее верификации и численного исследования на конкретных примерах охлаждаемых турбинных лопаток и секций жаровых труб камер сгорания ГТД. Демонстрируются и анализируются варианты рассчитанных полей толщин термобарьерных покрытий для деталей с внутренним конвективным и конвективно-пленочным охлаждением.

Анализ температурных полей в охлаждаемых турбинных лопатках и жаровых трубах ГТД показал, что плотность теплового потока в продольном (по ходу потока газа) направлении в подавляющем большинстве примерно на порядок ниже, чем по нормали к стенке. В поперечном направлении (поперек основного потока газа, например, по высоте лопатки или по окружности жаровой трубы камеры сгорания) температурная неравномерность такая же или ниже, чем в продольном направлении.

Однако, как показали результаты методических численных исследований, выполненных с помощью программного пакета АЫБУЗ для характерного элемента ТБП (рис. 5), значения продольных тепловых потоков в плоскости покрытия, образующиеся за счет неодинаковых условий теплообмена в

области перемычки и поровой полости, нельзя не учитывать. В дальнейшем это было подтверждено при тестировании модели.

В некоторых случаях, например, при расчете 5тбп в непосредственной близости от однорядной системы отверстий для пленочного охлаждения (х/с! < 3) требуется учет поперечного (вдоль координаты т) перетекания теплоты. В связи с этим при составлении уравнений теплового баланса для элементарного объема принималось, как это делается в численных методах расчета: теплообмен между соседними элементарными объемами в двух- или трехмерной постановках последовательно рассматривались как процессы одномерной теплопроводности между узлами сетки. В данной модели уравнения теплового баланса составлялись для двух координат: по нормали к плоскости ТБП (по оси у) и в его продольной плоскости (по оси х). Аналогично решалась задача и в плоскости у,г.

Схема характерного элемента ТБП в плоскости х,у, выделенного для составления балансовых уравнений, представлена на рис.6.

Расчетная модель предполагает задание геометрических параметров структуры ТБП (на основе результатов микроструктурных измерений выполненных образцов или в соответствии с техническим заданием). Далее задаются граничные условия теплообмена 1-го рода: Тст г и Тст.охл, или 3-го рода: Т г, аг (или Тпд, Опл) и Т 0ХЛ5 &охл-

Тепловой поток через ТБП рассчитывается следующим образом.

Тепловой поток по нормали к плоскости ТБП, который через микрослои ТБП передается теплопроводностью, рассчитывается по формуле:

(Т ~Т

О =Л -— • (4)

Ысл МСЛ £ ^

чел

Тепловой поток через перемычки запишется уравнением:

(Т -Т ,„ О = Л -• (5)

к п

пп

Уравнение (5) характеризует передачу теплоты через перемычку ТБП теплопроводностью.

Тепловой поток через поровые полости представлен уравнением:

(Т -Т )FЯ

<2 =Л -^-+

Л п ((Л

пп , (6)

1 т Т + е С F—((-^-)4-(-i^-)4) лр 0 и + 1 100 100 где приведенная степень черноты системы епр = 1 /(1 / е^ +1 / е^ -1).

Первое слагаемое в уравнении (6) характеризует конвективную передачу теплоты через поровую полость, а второе -лучистый тепловой поток.

Тепловой поток через стенку основного металла, на которую нанесено ТБП, передается теплопроводностью: (Г +Т +Т ) Я» ——М2 -Т

4 ОСН "3 ст.охл' ч

О =-^---(7)

^ОСН

Уравнение (8) характеризует тепловой поток в плоскости микрослоя покрытия, возникающий из-за разницы температур Тш и Тмз:

(Т -Т ...

д=Л —?-• (8)

^ А/ОТ §

/ ПЕР_ПП \

Тепловой поток через микрослой равен сумме тепловых потоков через поровые полости и перемычки:

б =е ■ (9)

^КЮ! ПЕР *^ПП у '

Рассчитанные по формулам (4), (7) и (9) значения О в расчетах принимаются одинаковыми, поскольку в модели рассматривается стационарный процесс переноса теплоты.

Полученная система уравнений решается методом последовательных приближений, определяются тепловой поток и температурное состояние ТБП. На границе раздела «ТБП -металлическая основа» значение ТМСЛ1 приравнивается значению ТМ1, а ТМСл2 - значению Тш. Значения ТМ1 и ТМ2 при расчетах не совпадают, но процесс итераций является сходящимся. Поэтому расчет заканчивается, когда с заданной точностью выполняется условие: ТМ1 = Тш.

После выполнения этого условия значение Хтбп может быть рассчитано по известным к этому времени параметрам с помощью формулы:

X =8 _Я-_ • <10>

ТБП ТЗП (Т Л.Т \

(Г«.,-1 "'V

Тепловой поток со стороны горячего газа

дг=аг{тг-тстг). (11)

Тепловой поток со стороны охлаждающего воздуха

=аоЛТсто*,-Тохл)- (12)

Верификация разработанной модели выполнялась сравнением с опубликованными в литературе результатами расчетов по моделям И. Голосного и др., всего 4 модели. Результаты их сопоставления продемонстрированы на рис.7. Как видно, отклонение результатов расчета от данных, полученных с использованием моделей И. Голосного «Зс1», «ТИ1» и модели МсРЬегэоп, дающих практически одинаковые результаты, не превышает 10% во всем диапазоне изменения относительной площади перемычек.

По верифицированной модели были выполнены вариантные расчеты коэффициента теплопроводности ТБП при варьировании различных геометрических и режимных параметров. Часть результатов представлена на рис.8. Кроме этого, было получено, что изменение давления воздуха в поровых полостях в диапазоне от 105Па до 40-105Па при значениях температуры ТБП от 1000К до 1300К практически не приводит к изменению значения А.тш- В то же время влияние температуры воздуха в ТБП при увеличении его проницаемости возрастает.

В диссертации проанализировано влияние геометрических параметров структуры ТБП на погрешность расчета его коэффициента теплопроводности.

С помощью разработанной модели были выполнены вариантные расчеты для реальных условий работы ТБП на охлаждаемых деталях ГТД. При этом расчет граничных условий теплообмена при конвективном и конвективно-пленочном охлаждении деталей выполнялся по рекомендациям, изложенным в монографии В.И. Локая с соавторами.

0,8 Рп/Тобщ

Рис.7. Результаты верификации расчетной модели

Пористость ТБП

Толщина микрослоя

0,8 ®ТБП »М1И

Рис.8. Влияние геометрических и режимных параметров на теплофизические параметры ТБП: а - влияние пористости; б - влияние толщины микрослоя; в - влияние высоты поровой полости; г - влияние

толщины ТБП

Расчет значений толщин ТБП для обеспечения заданной температуры охлаждаемой стенки производился путем последовательного выполнения поверочных расчетов температурного состояния ТБП по разработанной в диссертации модели.

На рис.9 показано расчетное распределение толщины термобарьерного покрытия по участку входной кромки турбинной лопатки с внутренним конвективным охлаждением для различных значений Тг\ Из рисунка следует, что увеличение температуры газового потока на 100К требует увеличения толщины ТБП примерно на 0,7...0,8 мм.

Как видно на рис.10, при температуре газа перед турбиной Тг = 1332К и температуре охлаждающего воздуха Т*охл = 650К в области входной кромки сопловой лопатки с внутренним конвективным охлаждением толщина покрытия для обеспечения допускаемой (расчетной) температуры стенки должна составлять 0,55мм; на выходной кромке - 0,5мм, а между 2-м и 3-м расчетными участками на спинке лопатки покрытие требуется только для повышения жаростойкости стенки лопатки.

При конвективно-пленочном охлаждении стенки жаровой трубы через один ряд перфораций и использовании в расчетах тепловой завесы эквивалентной высоты щели (рис.11) для обеспечения постоянной температуры стенки со стороны газа толщина ТБП должна изменяется в среднем от 0,1 до 0,55 мм.

На рис.12 показаны результаты расчета ТБП для сопловой лопатки с интенсификаторами конвективного охлаждения и вдувом воздуха через двойной ряд перфораций сразу за входной кромкой лопатки. Из рисунка следует, что для принятых режимных параметров при х/8экв < 9 термобарьерное покрытие требуется только для повышения жаростойкости лопатки. Далее по ходу потока газа значение 8тбп возрастает от 0,1мм до 0,6 мм.

При расчете тепловой завесы за одним рядом отверстий с учетом дискретности вдува распределение толщины ТБП, обеспечивающего условие ТСТ=ТД0П, на участке непосредственно за

О 1 2 3 4 № участка

Рис.9. Распределение толщины ТБП по участку входной кромки турбинной лопатки со стороны спинки при различных значениях температуры газа; ТОХЛ*=860 К.; Тдоп=1140К; Кевхкр= 3,25-105; нумерация участков - от передней критической точки

Входная 2 3456789 10 11 кромка № участка профиля спинки лопатки

Рис.10. Распределение толщины ТБП по спинке турбинной лопатки с внутренним конвективным охлаждением Тг* =1332 К; ТОИ1* =860 К.; Яеь= 1,2-106

Рис.11. Расчет толщины ТБП для секции жаровой трубы при вдуве воздуха через один ряд отверстий (расчет граничных условий в области завесы выполнен по эквивалентной высоты щели): Тг*=1650 К; Том* =850 К; 8Э1Ш =0,6 мм; Тдоп=1 МОК; Яе5.охл = 9,16-103

Т,к

Рис.12. Толщина ТБП в условиях тепловой завесы с двухрядными отверстиями: Тг = 1650 К; Тохл = 850 К; s3KB = 0,8 мм; ReS O!ül = 1,75-104

1200 1000

Рис.13. Распределение толщины ТБП на участке тепловой завесы вдувом через один ряд отверстий (расчет граничных условий с учетом дискретности расположения отверстий): Тг =Т650К; Т* охл = 850К; Ие5 0ХЛ = 2-104; а - с негладкой поверхностью стенки; б- с газодинамически гладкой поверхностью

охл. ВОЗДУХ

охлаждающий , , воздух

Рис. 14. Двумерное поле температур охлаждаемой сопловой лопатки при Т*г=1332 К; Тохл= 860 К. а - без ТБП; б-с ТБП постоянной толщины; в - с ТБП переменной толщины

отверстиями (х/с1 = 0...3) имеет явно выраженный трехмерный характер (рис.13).

Как видно на рис.13,а, интенсивность изменения толщины покрытия вдоль ряда перфораций при поперечном шаге отверстий (г/с1) = 2 значительно выше, нежели вдоль основного потока газа. Особенно это заметно в непосредственной близости от отверстий для вдува охлаждающего воздуха, что искажает форму газового тракта. На рис. 13,6 показан вариант нанесения неравномерного по толщине термобарьерного покрытия с газодинамически гладкой внешней поверхностью.

На рис. 14 продемонстрированы результаты сравнительных расчетов толщины ТБП для охлаждаемой сопловой лопатки ГТД. Показана возможность снижения температурных градиентов на профиле лопатки. В четвертой главе диссертации показана возможность снижения термических напряжений профильной части лопатки при нанесении неравномерного по обводу профиля термобарьерного покрытия.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ

1. Проведенные термоциклические испытания плазмонапыленных в атмосфере образцов ТБП на основе диоксида циркония на 1000 циклов показали, что независимо от толщины покрытия значения коэффициента теплопроводности в пределах каждого образца стабильны; диапазон изменения ЛТБп находится в пределах доверительного интервала его суммарной погрешности.

2. Установлено, что стабильность микроструктуры плазмонапыленных образцов ТБП в условиях термоциклических воздействий наблюдается во всем исследованном диапазоне изменения толщин ТБП от 0,2 до 0,8 мм; в то же время без разрушения испытания прошли образцы толщиной 0,35...0,45 мм.

3. Разработана и верифицирована модель расчета коэффициента теплопроводности и температурного состояния ТБП для конструирования термобарьерных покрытий с программируемым по поверхности охлаждаемой детали тепловым сопротивлением.

4. На основе численных вариантных расчетов по разработанной модели показана возможность значительного снижения неравномерности температурного поля в стенках охлаждаемых турбинных лопаток и жаровых труб камер сгорания за счет программирования толщины ТБП, наносимого на их поверхности. Наибольший положительный эффект проявляется для конвективно-пленочных систем охлаждения с одним пояском перфораций.

ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

x,y,z - продольное, по нормали (к стенке) и поперечное направления теплового потока, соответственно; Тстг, ТСТОхл -температуры поверхностей стенки со стороны горячего газа и охлаждающего воздуха, которые измеряются в опытах; Тмь Тмг, Тш - температуры металлической стенки, на которую наносится ТБП, рассчитанные с учетом перемычек между поровыми полостями; Тдоп - допускаемая температура стенки; q - плотность теплового потока через стенку; КкН- коэффициент теплопроводности основного материала стенки; N - количество циклов изменения по времени тепловой нагрузки; hnn - высота поровой полости между микрослоями ТБП; 8тбп,8подсл>80СН толщина собственно ТБП, его подслоя и основного материала (охлаждаемой стенки); hnepcM - высота перемычки между микрослоями; £Пп - длина (ширина) поровой полости, имеющей по расчетной модели в плане форму квадрата; €пер - длина (ширина) перемычки между поровыми полостями, имеющими по расчетной модели в плане форму квадрата; tnepeM - расстояние между соседними перемычками, а также между соседними поровыми полостями в продольном (поперечном) направлении; F - площадь расчетного элемента; Х.Мсл - коэффициент теплопроводности микрослоя ТБП; епр - приведенная степень черноты системы тел (в нашем случае - микрослоев); Со -коэффициент излучения абсолютно черного тела; x/s, x/d -относительное продольное расстояние от сечения вдува; s,d -высота щели и диаметр отверстия, соответственно; s -эквивалентная высота щели; b - хорда профиля лопатки.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИИ ОПУБЛИКОВАНО В РАБОТАХ

Научные статьи, опубликованные в рецензируемых научных изданиях,

определенных ВАК:

1. Басаргин И. В. Теплопроводность термобарьерных покрытий /

А. В. Ильинков, А. В. Щукин, Т. А. Ильинкова, И. В. Басаргин,

Р. Р. Валиев // Изв.вузов. Авиационная техника, - 2009.- №3. - С.54 - 58.

Работы, опубликованные в других изданиях:

2. Басаргин И. В. Численное моделирование теплопроводности термобарьерных покрытий / А. В. Ильинков, И.В. Басаргин // Труды XVII Школы-семинара молодых ученых и специалистов под руководством академика РАН А.И. Леонтьева «Проблемы газодинамики и теплообмена в аэрокосмических технологиях» М.: МЭИ, -2009., Т.2.-С. 194-196.

3. Басаргин И. В. К исследованию теплозащитных покрытий деталей ГТД / А. В. Ильинков, И. В Басаргин // Сборник материалов XIX Всероссийской межвузовской научно-технической конференции "Электромеханические и внутренние процессы в энергетических установках, струйная акустика и диагностика, приборы и методы контроля природной среды, веществ, материалов и изделий". Часть 2. КВАКУ. Казань,-2007.,-С. 190-191.

4. Басаргин И. В. Теплопроводность термобарьерных покрытий при термоциклических испытаниях. / А. В. Ильинков, Т. А. Ильинкова,

А. В. Щукин, И. В. Басаргин, Р. Р. Валиев // Сборник материалов XX Всероссийской межвузовской научно-технической конференции "Электромеханические и внутренние процессы в энергетических установках, струйная акустика и диагностика, приборы и методы контроля природной среды, веществ, материалов и изделий". Часть 2. КВАКУ. Казань, -2008.-С. 46-47.

5. Басаргин И. В. Расчет то; термобарьерного покрытия при переменных граничных условш В. Ильинков., А. В. Щукин,

И. В. Басаргин // Сборник материалов XXI Всероссийской межвузовской научно-технической конференции "Электромеханические и внутренние процессы в энергетических установках, струйная акустика и диагностика, приборы и методы контроля природной среды, веществ, материалов и изделий". Часть 2. КВАКУ. Казань,-2009. -С. 62-64.

6. Басаргин И. В. Численное моделирование теплопроводности термобарьерных покрытий./А. В. Ильинков, А. В. Щукин,

Р. Ф. Бассариев //Сборник материалов XX Всероссийской межвузовской научно-технической конференции "Электромеханические и внутренние процессы в энергетических установках, струйная акустика и диагностика, приборы и методы контроля природной среды, веществ, материалов и изделий". Часть 2. КВАКУ. Казань. -2008. - С. 43-44.

7. Басаргин И. В. Расчетная модель температурного состояния термобарьерных покрытий. / И. В. Басаргин, А. В. Кауров // XV Туполевские чтения. Международная молодежная научная конференция. Труды конференции. Том I. КГТУ (КАИ). Казань, -2007. -С. 317-318.

8. Басаргин И. В. Верификация математической модели температурного состояния термобарьерных покрытий. / И. В. Басаргин, А. В. Кауров // XVI Туполевские чтения. Международная молодежная научная конференция. Труды конференции. Том I. КГТУ (КАИ). Казань,-2008. -С. 277-278.

9. Басаргин И. В. Термоциклические испытания термобарьерных покрытий. /Р.Р.Валиев, И.В.Басаргин, A.B. Кауров // XVI Туполевские чтения. Международная молодежная научная конференция. Труды конференции. Том I. КГТУ (КАИ). Казань, -2008. -С. 279-280.

10. Басаргин И. В. Термобарьерные покрытия деталей ГТД. /

И. В. Басаргин// Материалы докладов. Нижегородская сессия молодых ученых. Технические науки Секция «Машиностроение»: Н.Новгород №12 -2007. -С.46-47.

11. Басаргин И. В. Термобарьерные покрытия в двигателях ГПА. /

И. В. Басаргин // Материалы докладов. VII Всероссийская конференция молодых ученых, специалистов и студентов по проблемам газовой промышленности России «Новые технологии в газовой промышленности», РГУ нефти и газа им. И.М. Губкина г. Москва, -2007. секция 4, подсекция 4.1 -С. 11-12.

Формат 60x84 1/16. Бумага офсетная. Печать офсетная.

Печ.л. 1,5. Усл.печ.л. 1,39. Уч.-изд.л. 1,09. _Тираж 100. Заказ Н 92._

Типография Издательства Казанского государственного технического университета им. А.Н. Туполева 420111, Казань, К.Маркса, 10

Содержание диссертации автор исследовательской работы: кандидата технических наук, Басаргин, Игорь Владимирович

Основные условные обозначения и сокращения.

Введение.

Глава 1. Состояние вопроса и постановка задач исследования.

1.1. Область применения, основные параметры ТБП.

1.2. Основные результаты опытного исследования теплопроводности термобарьерных покрытий.

1.3. Обзор существующих моделей расчета теплопроводности ТБП при воздействии на них высокотемпературного газового потока.

1.4. Постановка задач исследования.

Глава 2. Экспериментальное оборудование и система измерений.

2.1. Описание принципиальной схемы опытного стенда.

2.2. Опытный участок установки и система измерений.

2.3. Образцы и модели ТБП для исследований.

2.4. Методика проведения экспериментов и обработки опытных данных.

2.5. Оценка погрешностей получаемых результатов.

Глава 3. Результаты экспериментальных исследований теплопроводности ТБП.

3.1. Опытное определение коэффициента теплопроводности образцов ТБП при термоциклическом воздействии на них потока газа.

3.2. Исследование микроструктуры ТБП

Глава 4. Моделирование теплопроводности термобарьерных покрытий и расчет теплового состояния охлаждаемых деталей с ТБП.

4.1. Описание и верификация расчетной модели.

4.2. Вариантные расчеты деталей ГТД и ГТУ с термобарьерным покрытием.

4.3. Рекомендации по расчету и конструированию стенок охлаждаемых деталей ГТД и ГТУ с термобарьерными покрытиями.

Введение диссертация по физике, на тему "Теплопроводность и температурное состояние термобарьерных покрытий охлаждаемых деталей ГТД"

Основное направление совершенствования газотурбинных двигателей и энергоустановок - это увеличение температуры газа перед турбиной, что требует интенсификации систем охлаждения горячих деталей ГТД. Однако при этом бывает, что в результате «кризиса охлаждения» они не могут обеспечить требуемого температурного состояния стенки. Одним из направлений дополнительного снижения температуры охлаждаемых деталей двигателей является нанесение термобарьерных покрытий (ТБП) на обтекаемые газовым потоком поверхности деталей.

Анализ литературы показал, что должен существовать рациональный диапазон толщин наносимых на горячие детали покрытий, отвечающих заданному ресурсу при накоплении малоцикловой усталости от знакопеременных тепловых нагрузок.

Поэтому важными являются знания по изменению теплофизических параметров ТБП, и в первую очередь - его коэффициента теплопроводности А/гбп и термического сопротивления. Эти данные в первом приближении позволяют определить температурное состояние защищаемых от высоких температур и от агрессивных сред поверхностей деталей двигателя. Кроме этого, известно, что монотонное снижение значения ^ТБП в процессе малоцикловых испытаний свидетельствует, как правило, о растрескивании покрытия, а увеличение - о его спекании. Важным и актуальным, в связи с этим, являются термоциклические испытания образцов ТБП в приближенных, к натурным, условиях.

Важно отметить, что сложность конструкции деталей двигателей и энергоустановок приводит к возникновению температурной неравномерности в детали и делает привлекательным нанесение на поверхности газового тракта покрытия, неравномерного по толщине.

Наиболее остро проблемы, связанные с неравномерностью температурного поля, возникают в области отверстий для создания тепловой завесы. В результате участок турбинной лопатки между отверстиями растрескивается, снижая ее ресурс. Кроме этого, при использовании ТБП на рабочих лопатках ГТД возникает проблема, связанная с неминуемым увеличением массы пера лопатки и возрастанием в связи с этим работающих на растяжение лопатки центробежных сил. Поскольку термобарьерные покрытия на основе керамик не сопротивляются действующим центробежным силам, то возникает задача научно обоснованной минимизации толщины ТБП.

Для выработки научных основ расчета и конструирования покрытий на базе микроструктурного подхода к моделированию тепловых процессов в ТБП требуется выполнить опытные исследования, которые позволят правильно сформулировать требования к модели и к ее ограничениям. Так, для формулирования требований к облику расчетной модели необходимы термоциклические исследования и данные по микроструктуре ТБП.

Анализ литературных источников показал, что в настоящее время в США, Японии и в других промышленно развитых странах проводятся интенсивные исследования по физическому и численному моделированию процессов, происходящих в ТБП, главным образом плазмонапыленных, на основе диоксида циркония ZrC>2. Важное место в этих исследованиях уделено анализу теплопроводности покрытий и расчету их температурного состояния. Однако разработанные модели описаны в литературе фрагментарно, а результаты испытаний ТБП на термоциклирование связаны, главным образом, с поиском оптимального химического состава ТБП с точки зрения парирования или подавления процессов растрескивания и спекания материала термобарьерного покрытия. В отечественных публикациях при расчетах ТБП используется интегральный подход, который не позволяет надежно рассчитать требуемую для заданных условий толщину покрытия.

Целью работы является разработка научных основ теплового расчета плазмонапыленных в атмосфере термобарьерных покрытий охлаждаемых деталей ГТД.

Задачи исследования:

Научная новизна.

Практическая значимость. Выработанные в результате проведенных испытаний образцов ТБП рекомендации получены в диапазоне изменения геометрических и режимных параметров, близких к реальным: диапазон изменения толщины термобарьерного покрытия 8Тбп = 0,2. 0,8мм; температура потока газа Т*г ~ 1332. 1650 К. Разработанная расчетная модель учитывает микроструктуру покрытия и реальные значения основных теплофизических параметров потока газа и охлаждающего воздуха. Все это позволяет рассчитать и спроектировать плазмонапыленные термобарьерные покрытия, обеспечивающие заданное температурное состояние охлаждаемых деталей ГТД. Полученные научные результаты вошли в отчет о ПИР "Исследование структуры и свойств ТБП с разработкой физических и математических моделей системы" (хоздоговор НЧ 205001 от 01.11.2006 г.) Материалы диссертации переданы в виде отчета для использования в ОАО КМПО, г.Казань и ОКБ «Союз», г.Казань.

Термобарьерные покрытия (ТБП) применяются в камерах сгорания и газовых турбинах ГТД, ГТУ (рис.0.1), а также в дизельных двигателях [1] . Их использование может привести к снижению температуры на поверхности металла на ЮО-ЗООК.

По данным [2] ТБП с 1963 года до начала 80-х годов применялись только в жаровых трубах камер сгорания. Эти ТБП состояли из циркония, стабилизированного магнезией, а подслой был выполнен воздушно-плазменным напылением. Первоначально на основной материал (металл жаровой трубы) напылялся Ni-Al. В дальнейшем для улучшения характеристик подслоя в него вместо Ni-Al вводились Ni-Cr-Al, а в настоящее время отдают предпочтение составу Co-Cr-Al-Y или Ni-Co-Cr-Al-Y.

В начале 80-х годов цирконий начали стабилизировать не магнезией, а иттрием. Такое покрытие можно классифицировать как первое поколение ТБП, которые до настоящего времени успешно используются в жаровых трубах камер сгорания авиационных двигателей и включаются в список требований по изготовлению камер сгорания.

Второе поколение ТБП было внедрено на турбинных лопатках авиационных ГТД в 1982 году. В этих ТБП воздушное напыление подслоя было заменено вакуумным плазменным напылением NiCoCrAlY-подслоя, что повысило сопротивляемость окислению при высокой температуре газа.

Рис.0.1. Области использования термобарьерных покрытий

Осаждение материала ТБП в вакууме позволило получить более стойкие к деформациям термобарьерные покрытия.

ТБП третьего поколения для турбинных лопаток авиационных двигателей были получены осаждением их в вакууме.

Плазмонапыленные ТБП можно классифицировать как четырехслойные. Первый слой - основной жаропрочный сплав на основе Ni, из которого состоит охлаждаемая деталь; на него наносится второй слой - это сопротивляющийся окислению подслой в составе Ni Со CrAlY толщиной примерно 125 мкм; третий слой - тонкая пленка ТВО - термически выращенного оксида (в основном АЬОз толщиной 1-10 мкм); и 4-й слой - плазмонапыленный в атмосфере наружный слой из ZrCb, содержащий 6-8% Y2O3. Наружный слой ТБП, который противостоит температуре и подвержен наибольшей деформации, обычно имеет микроструктурные дефекты (поры, трещины). Диапазон изменения толщины ТБП для газотурбинных двигателей составляет от 200 до 500 мкм, и до 2 мм - для дизельных двигателей [3].

Очевидно, что стойкость термобарьерных покрытий, их ресурс во многом предопределяют целесообразность и привлекательность их использования.

По данным [4] процесс разрушения ТБП начинается уже на ранней стадии его работы, а некоторые начальные участки разрушения развиваются уже в процессе нанесения покрытия. На этом этапе формирования поверхности покрытия образуется средний слой с системой мелких поверхностных трещин. В относительно короткий период времени эти начальные трещины распространяются на всю толщину слоя покрытия и достигают границы покрытие - материал основы.

В результате начальные трещины в толще покрытия формируют сеть, которая представляет собой регулярную систему микротрещин. Особенно опасно для целостности ТБП развитие приграничных трещин, которые могут привести к отслаиванию покрытия от основного материала.

Не менее актуальной является проблема прогнозирования зарождения и развития микротрещин в условиях специфических термомеханических рабочих циклов, представляющих собой переменные во времени силовые и термические воздействия. Здесь важно отметить, что коэффициент теплопроводности ТБП зависит от количества термоциклов, и, главное, значение А,ТБп в любом из циклов содержит ценную информацию о развитии трещины в покрытии при термоциклических испытаниях [5]. А поскольку значение А,ТБп прямо связано с наличием микро- и макротрещин в покрытии, то значит коэффициент теплопроводности термобарьерного покрытия, определенный в процессе термоциклических испытаний образцов ТБП, позволяет не только рассчитать температурное состояние охлаждаемой детали в условиях длительной эксплуатации двигателя, но и косвенно оценить структурные изменения в ТБП, предшествующие его разрушению.

Нельзя не отметить, что термоциклические испытания ТБП проводятся обычно при атмосферном давлении, поэтому влияние натурных условий в камерах сгорания и турбинах высокого давления ГТД на теплопроводность ТБП, где давление среды составляет (30-40)-105Па, не учитывается. Поэтому актуальной является задача разработка таких расчетных моделей ТБП, в которых этот фактор может быть учтен.

Автор выражает благодарность Ильинковой Татьяне Александровне, кандидату технических наук, доценту кафедры Материаловедения и технологии материалов, за научные консультации, а аспиранта Валиева Рамиля Рифатовича - за помощь в подготовке образцов и проведении опытов.

Заключение диссертации по теме "Теплофизика и теоретическая теплотехника"

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ

1. Проведенные термоциклические испытания плазмонапыленных в атмосфере образцов ТБП на основе диоксида циркония на 1000 циклов показали, что независимо от толщины покрытия значения коэффициента теплопроводности в пределах каждого образца стабильны; диапазон изменения А-тип находится в пределах доверительного интервала его суммарной погрешности.

3. Разработана и верифицирована модель расчета коэффициента теплопроводности и температурного состояния ТБП для конструирования термо барьерных покрытий с программируемым по поверхности охлаждаемой детали тепловым сопротивлением.

156

Список источников диссертации и автореферата по физике, кандидата технических наук, Басаргин, Игорь Владимирович, Казань

1. K.W. Schlichting, N.P. Padture , E.H. Jordan , M. Gell Failure modes in plasma-sprayed thermal barrier coatings Materials Science and Engineering A342 (2003) 120/130.

2. L. Singheiser, R. Steinbrech,W.J.Quadakkers and R. Herzog Failure aspects of thermal barrier coatings Forschungszentrum Julich GmbH, D-52425 Julich, Germany. MATERIALS AT HIGH TEMPERATURES 18(4)(200 l)p.249-259

3. Izquierdo, P. Thesis, University of Aachen (1998).

4. Asher A. Rubinstein and Yaliamg Tang Failure Model of Protective Cofnings Department of Mechanical Engineering, Tulane University New Orleans, LA 70118, USA. NASA technical report, (2001) NAG3-2689.

5. Dongming Zhu and Sung R. Choi Robert A. Miller Thermal Fatigue and Fracture Behavior of Ceramic Thermal Barrier Coatings Ohio Aerospace Institute, Brook Park, Ohio Glenn Research Center, Cleveland, Ohio. Technical Memorandum NASA (2001) 210816

6. Зарицкий С.П. Диагностика газоперекачивающих агрегатов с газотурбинным приводом. Москва. Недра. 1987г.224с.

7. Локай В.И., Максутова М.К., Стрункин В.А. Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1991. 512с.

8. Gualco С., Cordano Е., Fignino F. An improved deposition process for very thick porous thermal barrier coatings // in Proceedings of the International Thermal spray conference. Dusseldorf. Germany, 2002. P. 196-201.

9. Houben. J. M. and Zaat. J. H., Proceedings of the 8th International thermal spray conference, Miami Beach, Florida, USA, 1976.

10. Коломыцев П.Т. Высокотемпературные защитные покрытия для никелевых сплавов. М.: Металлургия. 1991. 239 с.

11. Miller R.A., Garlick R.G., Smialek J.L. Phase stability in plasma sprayed partially stabilized zirconia-yttria // Science and technology of zirconia. 1981. -Vol. 3-P.241 -253.

12. Morrell P., Taylor R. Thermal diffusivity of thermal barrier coatings of Zr02 stabilized with Y2O3 //High Temperature High Pressure. 1985. - Vol.17- P. 79.

13. Watson M. / Cambridge Materials Selector. 1994. -Vol. 2.01.

14. Evans A. G., Mumm D. R., Hutchinson J. W., Meier G. H. Mechanisms controlling the durability of thermal barrier coatings // Progress of materials science. 2001.-Vol. 46 -P. 505 553.

15. Singh J. P., Nair G., Renusch D. P., Sutaria M. P. Damage evolution and stress analysis in zirconia thermal barrier coatings during cyclic and isothermal oxidation// Journal of American ceramic society. 2001. Vol. 84. No 10- P. 2385-2393.

16. Clarke D.A., Serge V. He M-Y. Precursor to TBC failure caused by constrained phase transformation in the thermally grown oxide// Elevated temperature coatings: science and technology. Warrendale. PA.1999.-P. 67.

17. Ali M. Y., Nusier S. Q., Newaz G. M. Mechanics of damage initiation and growth in a TBC/Superalloy system // Int. J. Solids & Structures. 2001.-Vol.38-P. 3329-3340.

18. Chang G.C., Phucharoen W., Miller R. A. Behavior of thermal barrier coatings for advanced gas turbine blades // Surface and coatings technology. 1987.- Vol. 30.-P. 13-28.

19. Freborg A. M., Ferguson B. L., Brindley W. J., Petrus, G. J. Modeling oxidation induced stresses in thermal barrier coatings. Materials science & engineering. 1998. -Vol. A245- P. 182-190.

20. Petrus G. J., Ferguson B. L. A .Software Tool to esign Thermal Barrier Coatings // Journaj of Thermal Spray Technology, 1997. Vol.6 - NOl - P. 29-34.

21. Pindera M.J., Aboudi J., Arnold S. M. The effect of interface roughness and oxide film thickness on the inelastic response of thermal barrier coatings to thermal cycling // Materials science and engineering. 2000. Vol. a284-p. 158-175.

22. Singheiser L., Steinbrech R., Quadakkers W.J., Herzog R. Failure aspects of thermal barrier Coatings // Materials at high temperatures. 2001. Vol. 18 NO.4 - P. 249-259.

23. Clyne T.W., Humphreys C.J. Improvements in plasma sprayed thermal barrier coatings for use in advanced gas turbines. http://www.msm.cam.ac.uk/mmc/publications/index.html.

24. Pavel Strunz,. Gerhard Schumacher, Robert Vassen, Albrecht Wiedenmann. in situ SANS study of pore microstructure in YSZ thermal barrier coatings, Acta Materialia.2004. Vol 52.-P,3305-3312, www.actamat-journals.com.

25. Gell M., Xie L., Ma X, Jordan E. H., Padture N.P. Highly durable thermal barrier coatings made by the solution precursor plasma spray process // Surface and Coatings Technology, 2003.- P.l 6.

26. John Thornton, Thermal Barrier Coatings Aeronautical and Maritime Research Laboratory Defense Science and Technology Organization G.P.O. Box 4331, Melbourne, Vic. 3001, Australia Materials Forum (1998) 22, 159 81.

27. Dr. Sam Y. Zamrik Thermomechanical Fatigue Life Prediction Model for Advanced Gas Turbine Materials 1 The Pennsylvania State University University Park, PA 16820-2023.

28. R.A. Miller, C.E. Lowell, Thin Solid Films 95 (1982) 265.

29. B.C. Wu, E. Chang, S.F. Chang, C.H. Chao, Thin Solid Films 172 (1989) 185.

30. A. Rabiei, A.G. Evans, Acta Mater. 48 (2000) 3963.

31. Zhu, D. and Miller, R.A. Low Conductivity and Sintering Resistant Thermal Barrier Coatings. US Patent Application Serial Number 09/904,084, USA.

32. Dongming Zhu, Sung R. Choi, Robert A. Miller Development and Fatigue Testing of Ceramic Thermal Barrier Coatings. U.S. Army Research Laboratory, Glenn Research Center, Cleveland, Ohio; Ohio Aerospace Institute, Brook

33. Park, Ohio; Glenn Research Center, Cleveland, Ohio. NASA/TM—2004-213083.

34. D. Zhu and R.A. Miller, "Thermal Conductivity and Elastic Modulus Evolution of Thermal Barrier Coatings Under High Heat Flux Conditions," NASA TM-209069, NASA Glenn Research Center, Cleveland, Ohio, April 1999.

35. Dongming Zhu,Robert A. Miller. Thermal Conductivity and Sintering Behavior of Advanced Thermal Barrier Coatings. Ohio Aerospace Institute, Brook Park, Ohio; Glenn Research Center, Cleveland, Ohio. NASA/TM— 2002-211481.

36. P.G. Klemens and M. Gell, "Thermal Conductivity of Thermal Barrier Coatings," Materials Science and Engineering, vol. A245, pp. 143-149, 1998.

37. D. Zhu and R.A. Miller, "Low Conductivity and Sintering Resistant Thermal Barrier Coatings," US Patent Application Serial No. 09/904,084, USA.

38. I.O. Golosnoy, S.A. Tsipas & T.W. Clyne An analytical model for simulation of heat flow in plasma spayed thermal barrier coatings J. Ther. Spray Techn., Oct. 2003.

39. Hamacha, R., Fauchais, P. and Nardou, F., Influence of Dopant on the Thermal Properties of Two Plasma-sprayed Zirconia Coatings 1. Relationship Between Powder Characteristics and Coating Properties, J Ther. Spray Techn., 5: (1996) p.431-438.

40. Nicholls, J.R., Lawson, K.J., Johnstone, A. and Rickerby, D.S., Low Thermal Conductivity EB-PVD Thermal Barrier Coatings, Mater. Sci. Forum, 369-372:2001) p.595-606.

41. Gu, S., Lu, T.J., Hass, D.D. and Wadley, H.N.G., Thermal conductivity of zirconia coatings with zig-zag pore microstructures, Acta Mater., 49: (2001) p.2539-2547.

42. Lu, T.J., Levi, C.G., Wadley, H.N.G. and Evans, A.G., Distributed porosity as a control parameter for oxide thermal barriers made by physical vapor deposition, J. Am. Ceram. Soc., 84: (2001) p.2937-2946.

43. Schlichting, K.W., Padture, N.P. and Klemens, P.G., Thermal Conductivity of Dense and Porous Yttria-stabilized Zirconia, J. Mat. Sci., 36: (2001) p.3003-3010.

44. Nicholls, J.R., Lawson, K.J., Johnstone, A. and Rickerby, D.S., Methods to Reduce the Thermal Conductivity of EB-PVD TBCs, Surf. Coat. Technol., 151:2002) p.383-391.

45. Orain, S., Scudeller, Y. and Brousse, Т., Structural and microstructural effects on the thermal conductivity of zirconia thin films, Microscale Thermophys. Eng., 5: (2001) p.267-275.

46. Sevostianov, I. and Kachanov, M., Anisotropic thermal conductivities of plasma-sprayed thermal barrier coatings in relation to the microstructure, J. Ther. Spray Technol., 9: (2000) p.478-482.

47. Langhahr, P.A., Oberacker, R. and Hoffmann, M.J., Long-Term Behaviour and Application Limits of Plasma-Sprayed Zirconia Thermal Barrier Coatings, J Amer. Ceram. Soc, 84: (2001) p.1301-1208.

48. Zhu, D.M. and Miller, R.A., Thermal Conductivity and Elastic Modulus Evolution of Thermal Barrier Coatings under High Heat Flux Conditions, J. Ther. Spray Techn., 9: (2000) p. 175-180.

49. Dutton, R., Wheeler, R., Ravichandran, K.S. and An, K., Effect of Heat Treatment on the Thermal Conductivity of Plasma-Sprayed Thermal Barrier Coatings, J. Ther. Spray Technol., 9: (2000) p.204-209.

50. Basil, D., Funke, C. and Steinbrech, R.W., Effect of Heat Treatment on Elastic Properties of Separated Thermal Barrier Coatings, Journal of Materials Research, 14: (1999) p.4643-4650.

51. Thompson, J.A. and Clyne, T.W., The Effect of Heat Treatment on the Stiffness of Zirconia Top Coats in Plasma-Sprayed TBCs, Acta Mater., 49: (2001) p.1565-1575.

52. Clyne, T.W. and Withers, P.J., An Introduction to Metal Matrix Composites, Cambridge University Press, Cambridge, (1993).

53. Shafiro, B. and Kachanov, M., Anisotropic effective conductivity of materials with nonrandomly oriented inclusions of diverse ellipsoidal shapes, Journal of Applied Physics, 87: (2000) p.8561-8569.

54. Cernuschi, F., Bianchi, P., Leoni, M. and Scardi, P., Thermal diffusivity/microstructure relationship in Y-PSZ thermal barrier coatings, J. Ther. Spray Techn., 8: (1999) p.102-109.

55. McPherson, R., A Model for the Thermal Conductivity of Plasma-Sprayed Ceramic Coatings, Thin Solid Films, 112: (1984) p.89-95.

56. Li, C.J. and Ohmori, A., Relationships between the microstructure and properties of thermally sprayed deposits, Journal of Thermal Spray Technology, 11: (2002) p.365-374.

57. Boirelavigne, S., Moreau, C. and Saintjacques, R.G., The Relationship between the Microstructure and Thermal- Diffusivity of Plasma-Sprayed Tungsten Coatings, J. Ther. Spray Techn., 4: (1995) p.261-267.

58. Lu, T.J. and Hutchinson, J.W., Thermal-Conductivity and Expansion of Cross-Ply Composites with Matrix Cracks, J. Mech. Phys. Sol., 43: (1995) p.l 1751198.

59. Tzou, D.Y., The Effect of Internal Heat-Transfer in Cavities on the Overall Thermal- Conductivity, Int. J. Heat Mass Transf., 34: (1991) p.1839-1846.

60. Hashin, Z., The Differential Scheme and Its Application to Cracked Materials, J. Mech. Phys. Sol., 36: (1988) p.719-734.

61. Bauer, Т.Н., A General Analytical Approach toward the Thermal-Conductivity of Porous- Media, Int. J. Heat Mass Transf., 36: (1993) p.4181-4191.

62. Raghavan, S., Wang, H., Dinwiddie, R.B., Porter, W.D. and Mayo, M.J., The Effect of Grain Size, Porosity and Yttria Content on the Thermal Conductivity of Nanocrystalline Zirconia, Scripta Materialia, 39: (1998) p.l 119-1125.

63. Ravichandran, K.S., An, K., Dutton, R.E. and Semiatin, S.L., Thermal Conductivity of Plasma-Sprayed Monolithic and Multilayer Coatings of Alumina and Yttria-Stabilized Zirconia, J. Am. Ceram. Soc., 83: (1999) p.673-682.

64. Lu, T.J., Levi, C.G., Wadley, H.N.G. and Evans, A.G., Distributed Porosity as a Control Parameter for Oxide Thermal Barriers made by Physical Vapor Deposition, J. Am. Ceram. Soc., 84: (2001) p.2937-2946.

65. Incropera, F.P. and Dewitt, D.P., Introduction to Heat Transfer, John Wiley & Sons, Inc., NY, USA, (1996).

66. Lee, D.W. and Kingery, W.D., Radiation Energy Transfer and Thermal Conductivity of Ceramic Oxides, J. Am. Cer. Soc., 43: (1960) p.594-605.

67. Peelen, J.G. and Metselaar, R., Light scattering by pores in polycrystalline materials: Transmission properties of alumina, J. Appl. Phys., 45: (1974) p.216-220.

68. Manara, J., Caps, R., Raether, F. and Fricke, J., Characterization of the pore structure of alumina ceramics by diffuse radiation propagation in the near infrared, Opt. Commun, 168: (1999) p.237-250.

69. Siegel, R. and Howell, J.R., Thermal Radiation Heat Transfer, McGraw-Hill, New York, (1972).

70. Makino, Т., Kunitomo, Т., Sakai, I. and Kinoshita, H., Thermal Radiation Properties of Ceramic Materials, Heat Transfer. Japanese Research., 13: (1984) p.33-50.

71. Cabannes, F. and Billard, D., Measurement of Infrared-Absorption of Some Oxides in Connection with the Radiative-Transfer in Porous and Fibrous Materials, Int. J. Thermophys., 8: (1987) p.97-118.

72. Clarke, D.R., Materials Selection Guidelines for Low Thermal Conductivity Barrier Coatings, Surf. Coat. Techn., 163-164: (2003) p.67-74.

73. Samarskii, A.A. and Vabishevich, P.N., Computational heat transfer. V.l. Mathematical Modelling., Wiley, Chichester, (1995).

74. Tannehill, J.C., Anderson, D.A. and Pletcher, R.H., Computational Fluid Meechanics and Heat Transfer, Taylor & Francis, Washington, London, (1997).

75. Ilavsky, J., Allen, A.J., Long, G.G., Krueger, S., Berndt, C.C. and Herman, H., Influence of Spray Angle on the Pore and Crack Microstructure of Plasma-Sprayed Deposits, J. Am. Ceram. Soc., 80: (1997) p.733-742.

76. Trapaga, G., Matthys, E.F., Valencia, J.J. and Szekely, J., Fluid Flow, Heat Transfer and Solidification of Molten Metal Droplets Impinging on Substrates;

77. Comparison of Numerical and Experimental Results, Metall. Trans., 23B:1992) p.701-718.

78. Zhang, H., Theoretical analysis of Spreading and Solidification of Molten Droplet during Thermal Spray Deposition, int. J. Heat Mass Transfer, 42: (1999) p.2499-2508.

79. Bennett, T. and Poulikakos, D., Splat-quench Solidification: Estimating the Maximum Spreading of a Droplet impacting a Solid Surface, J. Mat. Sci., 28:1993) p.963-970.

80. McPherson, R., A Review of Microstructure and Properties of Plasma Sprayed Ceramics Coatings, Surf. Coat. Technol., 39/40: (1989) p.173-181.

81. Zhu, D.M. and Miller, R.A., Sintering and Creep Behaviour of Plasma-Sprayed Zirconia and Hafnia-Based Thermal Barrier Coatings, Surf. Coat. Techn., 109: (1998) p.l 14-120.

82. Патент на полезную модель № 57903 «Устройство для испытаний материалов и покрытий»// Ильинкова Т.А., Ильинков А.В., Абосделл A.M., Саттаров Р.И. :

83. Отчет о НИОКР по госконтракту (договору) № 4224 р/6625 от 26.06.06), этап 2 / Ильинкова Т.А., Басаргин И.В. и др. НКЦ "Упрочняющие технологии" Казань, 2007, 43с.

84. Отчет о НИОКР по госконтракту (договору) № 4224 р/6625 от 26.06.06), этап 3 / Ильинкова Т.А., Басаргин И.В. и др. НКЦ "Упрочняющие технологии" Казань, 2007, 51с.

85. Басаргин И. В. Теплопроводность термобарьерных покрытий / А. В. Ильинков, А. В. Щукин, Т. А. Ильинкова, И. В. Басаргин,

86. Р. Р. Валиев // Изв.вузов. Авиационная техника, 2009.- №3. - С.54 - 58.

87. Теория и техника теплофизического эксперимента. 2-е изд.,перераб. и допЛЮ.Ф.Гортышов, Ф.Н.Дресвянников, Н.С.Идиатуллин и др.; Под ред.В.К.Щукина. - М.:Энергоатомиздат,1993. — 448с.

88. Басаргин И. В. Теплопроводность термобарьерных покрытий при термоциклических испытаниях. / А. В. Ильинков, Т. А. Ильинкова,

89. Басаргин И. В. Термоциклические испытания термобарьерных покрытий. /Р.Р.Валиев, И.В.Басаргин, А.В. Кауров // XVI Туполевские чтения. Международная молодежная научная конференция. Труды конференции. Том I. КГТУ (КАИ). Казань, -2008. -С. 279-280.

90. Теория и техника теплофизического эксперимента. 2-е изд.,перераб. и допЛЮ.Ф.Гортышов, Ф.Н.Дресвянников, Н.С.Идиатуллин и др.; Под ред.В.К.Щукина. - М.:Энергоатомиздат,1993. - 448с.

91. Басаргин И. В. Термобарьерные покрытия деталей ГТД. /

92. И. В. Басаргин// Материалы докладов. Нижегородская сессия молодых ученых. Технические науки Секция «Машиностроение»: Н.Новгород №12 -2007. -С.46-47.

93. Басаргин И. В. Термобарьерные покрытия в двигателях ГПА. /

94. Нагога Г.П. Эффективные способы охлаждения лопаток высокотемпературных газовых турбин\Москов. авиац. ин-т. М., 1996.1 Об с.

95. Brindley W. J., Miller R. A. Thermal barrier coating evaluation needs // NASA Technical Memorandum. 1990. 103708.

96. Mancini С. E., Berndt С. C., Sun L., Kucuk. A. Porosity determinations in thermally sprayed hydroxyapatite coatings // Journal of materials science, 2001.- Vol.36-P. 3891-3896.

97. Sharafat S. , Kobayashi A., Chen Y., Ghoniem N. Plasma spraying of micro-composite thermal barrier coatings, Elsevier science Ltd // surface engineering and surface instrumentation and vacuum technology. 2002. Vol. 65. P.415-425.

98. Басаргин И. В. Численное моделирование теплопроводности термобарьерных покрытий./А. В. Ильинков, А. В. Щукин,

99. Басаргин И. В. Расчетная модель температурного состояния термобарьерных покрытий. / И. В. Басаргин, А. В. Кауров // XV

100. Туполевские чтения. Международная молодежная научная конференция. Труды конференции. Том I. КГТУ (КАИ). Казань, -2007. -С. 317-318.

101. Репухов В.М. Тепловая защита стенки вдувом газа. Киев: Наукова думка, 1977. 216с.

102. Басаргин И. В. Расчет толщины термобарьерного покрытия при переменных граничных условиях. / А. В. Ильинков., А. В. Щукин,

103. В.И.Локай, М.Н.Бодунов, В.В.Жуйков, А.В.ЩукинЛ Теплопередача в охлаждаемых деталях газотурбинных двигателей \ М.: Машиностроение, 1993. 288 с.

104. Полежаев Ю.В. и Юревич Ф.Б. Тепловая защита. Под ред. А.В.Лыкова М., «Энергия», 1976. 392 с.

105. Трушин В.А. Пленочное охлаждение турбинных лопаток \ Уфим. авиац. ин-т. Уфа, 1988. 78с.

106. Кутателадзе С.С., Боришанский В.М. Справочник по теплопередаче, М.:Госэнергоиздат,1958. — 308с.

107. Абосделл Алажале Мох. Мосбах Разработка высокоресурсных плазменных теплозащитных покрытий на основе оксида циркония для камер сгорания \ Автореферат диссертации на соискание научной степени кандидата технических наук. Казань. 2007. 24 с.