превосходящими карбид кремния. Материал алмаз/SiC, разработанный. в ОАО «ЦНИИМ» (SiC-керамика, арми-. 128. Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета Том 14, №3, Ч.1, 2015.


Чтобы посмотреть этот PDF файл с форматированием и разметкой, скачайте его и откройте на своем компьютере.
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета
14,
.1, 2015
ENGINEERING DESIGN AND EXPERIMENTAL RESEARCH
2015 T. D. Karimbayev, M. A. Mezentsev, A. J. Ezhov
Central Institute of Aviation Motors named after P.I. Baranov, Moscow, Russian Federation
Technological and experimental research in support of creation of a high-temperature turbine nozzle unit
made of diamond dust dispersion-hardened silicon carbide and the flame tube of a high-temperature combustion
chamber made of carbon-fiber-reinforced-ray of ceramic composite material based on a ceramic polymer has
been conducted.
The studies demonstrated:
 technological capability of creating a composite structure of the nozzle made of super-hard diamond dust
dispersion-hardened silicon carbide compatible with the mating metal turbine units;
 the results of testing the non-cooled flame tube made of carbon-fiber reinforced ceramic composite material
based on a ceramic polymer.
. Area of Research: structural
strength of ceramic and composite materials.
Mezentsev Mikhail Alexandrovich
first-rank engineer, Central Institute of Avia-
tion Motors named after P.I. Baranov,
Moscow, Russian Frderation. E-mail:
[email protected]
. Area of Research: structural
strength of ceramic and composite materials.
Ezhov Aleksey Jurievich
, Senior En-
gineer, Central Institute of Aviation Motors
named after P.I. Baranov, Moscow, Russian
Frderation. E-mail:
[email protected]
. Area of
Research: structural strength of ceramic and
composite materials.
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета
14,
.1, 2015
В результате испытаний жаровой
трубы из материала
и высокотем
пературного покрытия можно сделать
следующие выводы
градиенты температур по толщине
стенке жаровой трубы в испытаниях дос
тигали
180
на первом этапе циклических испы
таний с максимальной температурой газа
С повреждений
сколов и видимых
трещин нет
при циклических испытаниях на
втором этапе при максимальной темпера
туре газа материал прогрелся до
1550
повреждений нет
за исключением хао
тичных отслоений покрытия
что свиде
тельствует о целесообразности продолже
ния исследований
В результате проведённых техноло
гических и экспериментальных исследо
ваний демонстрируются
повышенная теплостойкость разра
ботанных конструкций СА и ЖТ из вы
бранных неметаллических материалов
опытная технология изготовления
СА из дисперсно-упрочнённого алмаз
ными частицами карбида кремния и ЖТ
из армированного углеродными волок
нами керамического композиционного
материала на основе керамообразующего
полимера
На следующем этапе необходимо
проведение дополнительных эксперимен
тальных исследований разработанных
конструкций СА и ЖТ
Полученные результаты работы бу
дут использованы в дальнейших работах
по созданию неметаллических деталей
камеры сгорания и турбины перспектив
ных вспомогательных силовых установок
МГТД и вертолётных двигателей
Библиографический список
1. Kameda T., Itoh Y. Fabrication and
Mechanical Properties of Reaction Sintered
Silicon Carbide Matrix Composite // Key
Engineering Materials. 1999. V. 164-165.
Область научных
интересов
конструкционная прочность
керамических и композиционных мате
Мезенцев Михаил Александрович
инженер первой категории
Центральный
институт авиационного моторостроения
имени П.И
Баранова
Москва
. E-mail:
[email protected]
Область научных интере
конструкционная прочность керами
ческих и композиционных материалов
Ежов Алексей Юрьевич
ведущий
Центральный институт авиаци
онного моторостроения имени П.И
нова
Москва
. E-mail:
[email protected]
Область научных интересов
конструкци
онная прочность керамических и компо
зиционных материалов
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета
14,
.1, 2015
Рис
График распределения температуры по двум термопарам в ходе первого этапа испытаний
температура
время
Рис
Расшифровка по термокраске
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета
14,
.1, 2015
Таблица
Ход испытаний жаровой трубы
№ пCп
Время на режиме
мин
термопара хромель-алюмелевая
3
Остановка
Визуальный осмотр ЖТ
Начало второго этапа испытаний
3
Рис
Жаровая труба из ККМ в ходе испытаний
Испытания проводились на цикли
ческих режимах
Время испытания
нут с процессом запуска
прогрева
продувки и первичного охлаждения
График изменения температуры по тер
мопарам представлен на рис
. 11.
По графику испытаний видно
термопара №
находившаяся снаружи
250-
й с испытаний вышла из строя
также
можно увидеть разницу в
С по темпе
ратурам снаружи и внутри ЖТ
проанали
зировав термопару №
которая находи
лась внутри ЖТ
После первого этапа
испытаний произвели визуальный кон
троль ЖТ и убедились в отсутствии види
мых разрушений и сильных отслоений
покрытий
После контроля испытания продол
жили с увеличенными параметрами рас
хода кислорода и метана
при которых
была достигнута максимально возможная
температура газа на стенде Ц
Вто
ричный визуальный осмотр показал
что
конструкция жаровой трубы из керамиче
ского КМ не повредилась
за исключени
ем частичного уноса нанесённой термо
Компьютерная расшифровка пока
заний термокраски после испытаний
представлена на рис
На входе и выхо
де жаровая труба прогрелась по показани
ям термокраски от
что свя
зано с неравномерным прилеганием
жаровой трубы к охлаждаемым трубкам
как следствие
с неравномерным нагре
По центру жаровая труба из керами
ческого КМ прогрелась также неравно
от
1300
1550
объясняется тем
что испытания проводи
лись не в продувочном канале
а на факе
ле открытого пламени
что не позволило
обеспечить равномерность температурно
го поля вокруг жаровой трубы
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета
14,
.1, 2015
метрам
толщина
стенки ЖТ увеличена с
Конструкция ЖТ состоит из сле
дующих элементов
фронтальной части
рис
);
наружной обечайки
);
внутренней обечайки
рис
. 8,
Каждый элемент изготавливался на
отдельной технологической оснастке ме
тодом выкладки пропитанной ткани и
жгута из углеродного волокна
После
сборки заготовка ЖТ подвергалась в
ВИАМ высокотемпературной перера
ботке
после которой заготовка ЖТ из уг
лепластика керамообразовалась в матери
ал
Cf SiC Si
SiO
после этого на
поверхность наносилось защитное покры
. 8,
).
Рис
. 8.
Элементы составной конструкции ЖТ из ККМ
Экспериментальные исследования
проведены на базе НИЦ ЦИАМ на стенде
На рис
приведена схема испы
таний ЖТ с температурой газа до
1900
на открытом воздухе при сгорании кисло
рода и метана
Для контроля температуры
на ЖТ были наклеены термопары и нане
сена термокраска
работающая в интерва
ле температур
С с
цвето
выми переходами
Рис
Схема испытаний ЖТ
стойки
; 2
охлаждающие трубки для крепления ЖТ
; 3
сопло горелки
экспериментальный объект
горелка
Во время испытаний не превышали
рабочую температуру материала
равную
Контроль температуры проводили
по термопаре №
2,
которая находилась
снаружи фронтальной части ЖТ
В табл
. 1
приведены данные о циклировании ЖТ на
стенде Ц
ВК
На рис
приведена ЖТ в
ходе
и после испытаний
).
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета
14,
.1, 2015
На втором этапе максимальная тем
пература газа составляла
1250
1200.
Время испытаний
Макси
мальная температура спинки лопатки
да направляли основной поток газа
показаниям пирометра составляет
739
Свечение сегмента лопатки среднее
ход газа на втором этапе максимален
видно
как языки пламени чётко по
ворачиваются на угол закрутки лопатки
СА
При проведении испытания сегмента
СА на втором этапе можно видеть посте
пенное снижение температуры
что яви
лось следствием повышенного расхода
газа и падения давления в баллоне
Необ
ходимо сказать
что испытания проводи
лись в помещении на открытом воздухе
температура окружающей среды состав
В результате расшифровки показа
ний термокраски
. 7)
видно
что вход
ная кромка лопатки
куда был направлен
газовый поток
прогрелась до максималь
ной температуры
754
однако нижняя
полка сегмента СА имеет максимальное
значение температуры
888
Это связано
с тем
что сегмент устанавливался на ме
таллический постамент
обложенный ас
бестовой тканью и матом
где был мини
мальный теплообмен испытуемого
материала с атмосферой
Как известно
теплопроводность асбестового материала
составляет
0,050,07
ВтCм·К
Низкий те
плообмен в этой области привёл к тому
что нижняя полка прогрелась до макси
мально возможной в этих условиях тем
пературы
В результате испытаний высоко
температурным нагревом сегмента СА из
трёх лопаток с полками из материала
при температуре газа до
и выдержке
30
мин
Видимых изменений
не обнаружено
В сегменте отсутствуют
трещины
конструкция сохранила свой
начальный вид
что говорит о достаточной
теплостойкости материала
Материал про
грелся до температуры
888
исходя из
расшифровок термокраски
Жаровая труба
из керамического материала
C/SiC
Для разработки неметаллической
жаровой трубы
в ЦИАМ выполне
ны
проектирование деталей из кера
мических композиционных материалов
разработка опытной технологии
изготовления заготовки ЖТ перед высо
котемпературной термообработкой
высокотемпературные испытания
конструкции ЖТ из ККМ
Разработанный в ВИАМ композици
онный материал из керамообразующих
полимеров и углеродных волокон
SiC Si
SiO
сочетает низкую
плотность с высокой механической проч
ностью
термостойкость
возможность по
лучения изделий крупных габаритов
сложной формы
Он может работать в
среде горения топлива и изготавливается
из отечественного сырья
Рабочая темпе
ратура материала составляет до
С без охлаждения
удельный
2,52,7
что позволяет снизить
массу ЖТ и других элементов МГТД
Накопленный совместный
(
ЦИАМ и
ВИАМ
опыт изготовления лабораторных
образцов и экспериментальных изделий
из ККМ и полученные результаты позво
ляют разработать и изготовить ЖТ из ма
териала
SiC Si
SiO
В конструкции ЖТ из ККМ сохра
нены все имевшиеся на металлическом
прототипе отверстия на внутренней и на
ружной обечайке для подвода воздуха в
зону горения и аэродинамический про
Материал ЖТ не требует охлажде
ния при рабочей температуре до
1300
поэтому в конструкции отсутствуют лис
товые козырьки и пояса отверстий для
подвода охлаждающего воздуха
Таким
образом
с отсутствием отверстий и эле
ментов заметно упрощается конструкция
ЖТ из ККМ и уменьшается количество
технологических операций
однако по
технологическим и прочностным пара
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета
14,
.1, 2015
Рис
Испытания сегмента СА
Верхняя полка
Максимальная Т
= 681
Входные кромки лопаток
Максимальная Т
= 753
Выходные кромки лопаток
Максимальная Т
= 753
Выходные кромки лопаток
Максимальная Т
= 753
Рис
Расшифровка термокраски после нагрева сегмента СА
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета
14,
.1, 2015
Одной из ключевых проблем являет
ся соединение сегментов СА из ККМ с
низким ТКЛР и ответных металлических
деталей с высоким ТКЛР
Соединение
сегментов в основном осуществляют че
рез упругие элементы в виде упругих ко
пружин
скоб
особых конических
поверхностей
при помощи крепления ти
ласточкин
хвост и т.д
В ЦИАМ раз
работана и реализована схема крепления
сегментов СА через демпфирующую про
слойку из высокотемпературного подат
ливого материала между керамикой и ме
таллом
позволяющая компенсировать
тепловое расширение металла
Высокие характеристики теплопро
водности позволяют обеспечить в элемен
тах спроектированного СА низкий уро
вень температурных напряжений
необходимо для обеспечения его долго
вечности
По сравнению с металлическим
аналогом масса снижена на
и отсут
ствует необходимость в охлаждении СА
В ЦИАМ проведены эксперимен
тальные исследования сегмента СА с
диффузионной сваркой трёх лопаток и
полок на неравномерный локальный вы
сокотемпературный нагрев газом до тем
пературы
1250
. 5).
Цель испытания
подтверждение высокой жаростойкости
материала алмаз
а также проверка
прочности соединения полок и лопатки в
при высокотемператур
ных воздействиях
Для контроля температуры на вход
ную кромку центральной лопатки была
наклеена термопара
которая замеряла
температуру газа
В испытаниях для уста
новления распределения температуры по
поверхности сегмента СА была использо
вана многопереходная термокраска
мокраска меняет свой цвет при воздейст
вии температуры и позволяет оценить
уровни температур за счёт градиента цве
Эта краска имеет
цветовых пере
ходов в диапазоне температур от
146
Рис
Нагрев сегмента СА с тремя лопатками
/SiC
Также для определения температуры
спинки лопатки использован пирометр
TemPro 2200
с максимальной температу
рой измерения
С с погрешностью
измерения
1,5%.
Испытания проводились в два этапа
Первый этап

нагрев газа до
выдержка
Второй этап

максимальный нагрев
газа до
выдержка
На рис
. 6
видно
что требуемые
уровни температуры как на первом
так и
на втором этапах нагрева в испытаниях
были реализованы
На первом этапе максимальная тем
пература газа составляла
1140
температура около
Время испы
таний
900
Максимальная температура
на спинке лопатки определялась по пока
заниям пирометра
Она находится на
уровне
600
Свечение сегмента лопатки
слабое
Материал конструкции имеет вы
сокую теплопроводность и отдачу тепла в
атмосферу
в результате на первом этапе
материал прогрелся до
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета
14,
.1, 2015
Для снижения трудностей
связан
ных со сборкой при появлении зазоров
между лопатками и полками
а также не
обходимостью применения высокотемпе
ратурного клея
была разработана конст
рукция модифицированного СА
имеющего монолитные сегменты с пол
ками и лопатками
(
рис
. 3)
и монолитные
сегменты с полками и двумя и более ло
патками
(
. 4).
Уменьшение количества
элементов конструкции и стыкуемых по
верхностей способствует повышению ка
чества изделия
Рис
Разработанный и изготовленный сегмент СА модифицированной конструкции
Ключевой инновационной техноло
гией выполненного проекта СА модифи
цированной конструкции стала диффузи
онная сварка
(
спекание
полок и лопатки
позволяющая изготовить сегмент СА
Полки выполняются с припуском
в кото
рый при изготовлении сегмента СА на
специальной технологической оснастке
запрессовывается паста для спайки
После
высокотемпературной обработки полки с
лопаткой образуют неразъёмное соеди
нение с прочностными свойствами шва
сопоставимыми с прочностью основного
материала
Применение данной техноло
гии позволяет разрабатывать сегменты СА
с двумя и большим числом лопаток в од
ном сегменте
На рис
. 4
приведён опыт
ный СА для перспективного вертолётного
двигателя с сегментом из трёх лопаток
Опытный СА из ККМ изготовлен в раз
мерности вертолётного двигателя и под
готовлен к предварительным испытаниям
на двигательном стенде
Рис
.4.
Опытный СА из ККМ с сегментами из трёх лопаток
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета
14,
.1, 2015
рованная дисперсно-упрочнённой фазой
алмаза
обладает высокой теплопроводно
(300600
ВтCм·К
малым удельным
весом
),
высоким модулем упру
гости
(~500
при нормальной темпе
ратуре
низким ТКЛР
(2,02,3 10
Несмотря на присутствие термически не
стабильной фазы алмаза
материал
алмаз
устойчив при высоких темпера
турах вплоть до
1500
Прочность образ
цов при температуре
С дости
400450
На рис
. 1
приведён
график изменения прочности от темпера
туры при оценочных испытаниях мате
риала алмаз
/SiC
на трёхточечный изгиб
Рис
График изменения прочности материала алмаз
/SiC
в зависимости от температуры
При разработке соплового аппарата
(СА
из керамического композиционного
материала
(
алмаз
необходимо
учитывать хрупкость и высокий модуль
упругости материала
влияющие
на размерность элементов СА
торые должны выпускаться с учётом
масштабного фактора
В основном произ
водители выполняют составную
а не мо
нолитную конструкцию СА
учитывая
технологические
конструктивные факто
ры и
прежде всего
напряжённо
деформированное состояние конструкции
Для создания составной конструк
ции СА из ККМ необходимы высокая
точность изготовления элементов и тща
тельная сборка
В ЦИАМ применительно к малораз
мерному газотурбинному двигателю
(МГТД
ранее была разработана неметал
лическая конструкция СА из материала
/SiC (
. 2),
состоящая из
них и
нижних полок и
полых лопа
ток
рис
. 2,
).
Элементы СА собираются
на специальной оснастке
и в результате
технологической сборки и склейки изго
тавливается СА
рис
. 2,
),
который по
вторяет аэродинамику металлического
прототипа и подготовлен к монтажу для
испытаний в составе двигателя
Рис
Разработанный и изготовленный СА исходной конструкции из ККМ
Предел прочности при
изгибе
Температура
Ряд
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета
14,
.1, 2015
РАЗРАБОТКА И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ
НЕМЕТАЛЛИЧЕСКИХ ДЕТАЛЕЙ И УЗЛОВ ГОРЯЧЕЙ ЧАСТИ
ПЕРСПЕКТИВНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
2015
Каримбаев
Мезенцев
Ежов
Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И
Баранова
Москва
Проведены технологические и экспериментальные исследования в обеспечение создания соплово
го аппарата высокотемпературной турбины из дисперсно-упрочнённого алмазным порошком карбида
кремния
а также жаровой трубы высокотемпературной камеры сгорания из армированного углеродными
волокнами керамического композиционного материала на основе керамообразующего полимера
В ре
зультате проведённых исследований демонстрируются
технологическая возможность создания составной конструкции соплового аппарата из сверх
твёрдого дисперсно-упрочнённого алмазным порошком карбида кремния с обеспечением его совмести
мости с ответными металлическими узлами турбины
результаты испытаний изготовленной неохлаждаемой жаровой трубы из армированного угле
родными волокнами керамического композиционного материала на основе керамообразующего полиме
Результаты работы будут использованы при проектировании
изготовлении и испытаниях неме
таллических деталей камеры сгорания и турбины вспомогательных силовых установок
малоразмерных и
вертолётных газотурбинных двигателей
Сопловой аппарат
жаровая труба
технология
испытания
керамический композиционный ма
doi: 10.18287/2412-7329-2015-14-3-128-138
Введение
Для перспективных деталей и узлов
горячего тракта газогенератора авиацион
ного двигателя сформированы высокие
требования к конструкции и характери
стикам материалов
которые должны
обеспечивать следующие параметры
бочая температура до
1500
стойкость к
высоким градиентам температур
возни
кающим при нагреве и охлаждении двига
статическая кратковременная проч
ность
250 300
МПа при температуре
1000
высокий коэффициент теп
лопроводности
Конструкция должна
компенсировать различные температур
ные коэффициенты линейного расшире
ния
(
ТКЛР
в местах крепления узлов с
ответными металлическими деталями
Карбидокремниевые керамики
спечённые
(SiC),
так и реакционно
связанные
(Si/SiC),
обладают низкой
плотностью
хорошими механическими
свойствами
высокими твёрдостью и из
носостойкостью
низким ТКЛР
устойчи
востью на воздухе при высоких темпера
турах
Такое сочетание свойств карбидо
кремниевых керамик обеспечивает им
также заметные преимущества по удель
ным механическим характеристикам и
обусловливает их перспективность при
менения в газотурбинных двигателях
(ГТД
Дальнейшее улучшение свойств
SiC-
керамик идёт по пути их армирования
например
нитевидными кристаллами
непрерывными волокнами
[1].
анализ совокупности свойств
SiC-
керамик
и других материалов показывает
что од
ним из наилучших армирующих материа
лов для
SiC-
керамик является алмаз в ви
де мелкодисперсного порошка
Послед
ний обладает отличными механическими
и теплофизическими свойствами
заметно
превосходящими карбид кремния
Материал алмаз
/SiC,
разработанный
в ОАО
ЦНИИМ
(SiC-
керамика
арми

Приложенные файлы

  • pdf 44420737
    Размер файла: 500 kB Загрузок: 0

Добавить комментарий