2. Требуемые характеристики высокотемпературных материалов

Требования, предъявляемые к высокотемпературным материалам на основе твердых материалов, могут быть различны в зависимости от области применения и еще не полностью уяснены. Турбинные лопатки, на которые наряду с соплами ракет в дальнейшем авторы будут ссылаться как на наиболее типичные изделия, могут подвергаться воздействию центробежных усилий, термо­ударов, а также вибрационных усилий.

Из механических характеристик особо важными яв­ляются высокая жаропрочность и устойчивость к ползу­чести. С точки же зрения устойчивости воздействию центробежных усилий больше подходит материал мень­шей плотности. Если центробежные усилия отсутствуют, например у направляющих лопаток, плотность материа­ла играет второстепенную роль. Для сопел ракет требу­ется низкая плотность.

У турбинных лопаток часто наблюдаются усталост­ные поломки. При этом очень трудно на основании экс­периментальных данных по пределу усталости опреде­лить поведение металла при эксплуатации. Ошибка, очевидно, связана с совмещением усталостной прочности и длительной прочности.

В неподвижных (стационарных) деталях, например в направляющих лопатках, нагрузка сильнее, чем у вращающихся деталей. Таким образом, усталостная прочность играет там большую роль.

Особенно важной характеристикой является устой­чивость к термоударам. Большая часть материалов на основе твердых материалов обладает высокой жаропроч­ностью, но недостаточными устойчивостью к термоуда­рам и ударной вязкостью. В настоящее время никакой стандартной методики определения термостойкости не существует. Это затрудняет сопоставление данных раз­личных авторов [48, 49]. В США применяют испытатель­ное устройство, изображенное на рис. 110 [50]. Образец в виде пластинки зажимают в закрепляющем кольце и нагревают в печи при соответствующей температуре и затем быстро закаливают на холодном воздухе. Этот эксперимент повторяют не менее 15 раз до поломки пластинки. Согласно В. Г. Лидману и А. Р. Бобровскому [51], устойчивость к термоударам можно подсчитать по формуле

KT АЕ ‘

Где К—теплопроводность;

T—предел прочности при растяжении; а — коэффициент теплового расширения; E — модуль упругости.

Чем больше полученная величина, тем лучше практи­чески поведение сплавов при термоударах. Сопла из сплавов вольфрам—серебро значительно • более устой­чивы к термоударам, чем вольфрамовые, применяемые в ракетах «полярис». Эти сопла в значительной мере вытеснили вольфрамовые. По этой причине, однако, приходится отказываться от сопел из нецементирован – ного HfC или TaC [52].

Коэффициенты теплового расширения материалов турбинной лопатки и направляющей лопатки, к которой прикрепляется турбинная лопатка, не должны резко различаться. У газовых турбин и других аналогичных

Рис. 110. Экспериментальная установка для опре­деления устойчивости к термоударам (но Гоффма – ну, Аульту и Гэнглеру):

/ — зажим; 2 — держатель; 3 — образец; 4 — толкатель; 5 — термопара; 6 — печь; 7 — воздухопровод; 8— окошко; 9 — штанга толкателя

Машин температура лопатки ниже, чем температура при входе газа; этот температурный перепад тем больше, чем выше теплопроводность материала лопатки. Высо­кая теплопроводность, однако, не только понижает тем­пературу лопатки, но и соответственно повышает темпе­ратуру рабочего колеса, на котором сидит лопатка. В действительности поломки на турбинных колесах на­блюдались уже при экспериментах с хорошо проводя­щим материалом лопатки. Чтобы полностью использо­вать преимущества высокой теплопроводности новых материалов лопаток, необходимо, кроме того, либо при­менять для подобных колес жаропрочные материалы (лучше всего те же материалы, что и для лопаток), либо обеспечить более сильное охлаждение колеса турбины путем соответствующих конструкционных решений.

Турбинные лопатки, как и направляющие лопатки, неизбежно подвержены воздействию быстрого тока газа. Поэтому существенным требованием, предъявляемым к материалу, является высокая эрозионная стойкость. Это же требование приходится предъявлять и к материалам для ракетных двигателей. В реактивных зарядах, содер­жащих алюминий, возникает также добавочная эрозия частицами AbO3. Мерилом эрозионной стойкости при высоких температурах может служить горячая твердость или же определенная при красном калении величина из­носа, полученного в результате пескоструйной обра­ботки.

Материалы ракетных сопел и лопаток должны, кро­ме того, обладать достаточной пластичностью (ударная вязкость) при низкой и комнатной температурах. В свя­зи с этим некоторые материалы, обладающие высокой жаропрочностью, не могут быть использованы при хо­лодном запуске из-за хладноломкости. Практическая пригодность, например, материала турбинной лопатки зависит от совокупности различных характеристик. Поэ­тому для наиболее полного использования нового мате­риала при некоторых обстоятельствах требуется полная реконструкция лопатки или даже всего двигателя. В на­стоящее время еще нельзя определить, в какой мере подобная реконструкция может повлиять на возмож­ность использования хладноломких материалов.

Можно утверждать, что повышение температуры эксплуатации сильно увеличивает коэффициент полезно­го действия газовых турбин и других аналогичных меха­низмов. Если какой-либо новый материал позволяет повысить рабочую температуру хотя бы на 50° С, то его применение дает большие преимущества в любом слу­чае. При этом повышение жаропрочности не должно, во всяком случае, сопровождаться снижением других ка­чественных показателей, особенно устойчивости к окис­лению или к термоударам.

Повышение рабочей температуры имеет большое значение для воздушнореактивных двигателей, ракет и т. д. Меньше обращают на себя внимание, но зато име­ют, пожалуй, большее экономическое значение новые материалы для лопаток стационарных заводских и су­довых турбин. Средний срок службы турбины самолета не превышает 1000 летных часов, тогда как для газовой турбины силовой установки требуется срок службы свы­ше десяти лет. В настоящее время эксплуатация воз­душного реактивного двигателя самолета ограничена максимально допустимой температурой лопатки 850°С; рабочие же температуры заводских газовых и паровых турбин являются значительно меньшими. Максимальная температура лопатки может составлять около 620° С. Повышение рабочей температуры при этом хотя бы на 30° С значительно увеличивает производительность ло­патки. В ряде случаев для газовых турбин и ракет не требуется очень высокой жаропрочности. При этих усло­виях сопротивление ползучести играет значительно боль­шую роль, чем длительная прочность — предел прочно­сти при растяжении в зависимости от температуры для определенной длительности нагружения. Существенную роль играет, однако, сопротивление материала лопатки химическому воздействию газов сгорания и примесей в горючем (ванадиевая зола). В подобных случаях ме­ханические характеристики при высоких температурах не имеют высоких значений.

Конструкционные детали ракет, например сопла, рас­считаны обычно на срок службы в несколько секунд. Это означает, что кратковременный предел прочности при растяжении материала сопел при рабочих температурах имеет большее значение, чем сопротивление ползучести и длительная прочность.

Для таких деталей, как сопла ракет, важное значе­ние имеет теплопроводность, так как при хорошей теп­лопроводности температура сопла удерживается на бо­лее низком уровне, чем температура газов сгорания.

Кратковременное нагружение и хорошая теплопро­водность позволяют, как отмечалось выше, с большим успехом применять для ракетных сопел незащищенные покрытиями молибден, вольфрам или сплавы на их основе. Длительное воздействие высоких температур в окислительной атмосфере приводит к быстрому. разру­шению. У еще более теплопроводных, чем молибден и вольфрам, сопел из сплавов вольфрам—серебро (или вольфрам—медь) возникает, кроме того, эффект эффу – зионного охлаждения вследствие испарения серебра [52][33].

Установлено, что для высокотемпературного приме­нения представляет особый интерес такой материал, ко­торый позволяет увеличить срок службы детали при данной рабочей температуре или повысить рабочую тем­пературу при заданном сроке службы. Однако и до на-

650 700 750 SOO S50 900 950 CiO 700 750 вОП S50 «00 950 Tennepamypa

Рис. 111. 1 ООО-ч длительная прочность аустенитных ста­лей, а также сплавов Со—Cr—Ni—Fe, Ni—Cr и СО— —Cr—Ni по Бунгардту

SSO 9РО 9S0

I

I 1

DJ

У

Dl

О?

Di

Г

65

РГ

Bi

4Js

If

\

? с

G «

Л

Aj\J5 Ч А/,\

W

Al

Ав

^6A9

А

600 650 700 750 вM 650 700 JiO tsnnopomijpa °с

Стоящего времени еще нельзя вывести правило, на основании которого можно было бы вычислить допусти­мый предел снижения таких характеристик, как устой­чивость к термоударам при каком-либо заданном увели­чении сопротивления ползучести или длительной проч­ности. При современном устройстве турбин интервалы еще узки; однако их можно, по-видимому, заметно рас­ширить путем изменения конструкции. Что же касается выбора материалов сопел, то еще некоторое время бу-

Дут преобладать чисто эмпирические методы их опробо­вания из-за различных видов нагружения.

В табл. 62 приведен химический состав и плотность новых высокотемпературных материалов в сопоставле­нии с известными сплавами, а на рис. Ill и в табл. 63— данные Бунгардта [10] о длительной прочности (1000 ч)

Рис. 112. ЮОО-ч дли­тельная прочность мо­либдена, молибдено­вых и ниобиевых сплавов, твердых ма­териалов и твердых сплавов по Бунгардту:

/ — алюминид никеля;

4

О SOO

2 — борид хрома — ме­талл

50

« ts I W

I*

JO 25 20 15 10 5

Ч

Ч

>

Et Е31

, E5

I

>Е6

К’

Ч

Ч.

О

*17

55% ПС* 16% TiB,* 7.CO./0%St\

\

St

ЕГ

/

‘ и /

S50 900

950 /ООО

ТемпераОпурс’С

IOSO ООО 1200

Аустенитных сталей (А), сплавов хром — кобальт—ни­кель— железо (В), никелевых сплавов (С) и кобальто­вых сплавов (D). Начиная примерно с 850°С разница в длительной прочности всех сплавов составляет около 10—15 кГ/мм2. На рис. 112 (см. также ниже) сопостав­лены соответствующие данные для чистого молибдена, легированного молибдена, ниобиевых сплавов, твердых материалов и твердых сплавов, значительно превосходя­щих сверхжаропрочные сплавы.

?1 Молибден чистый ?2 Mo, 0,5Ti ?3 60Cr, 25Мо, 15Fe ?4 60TiC, 32Ni, 8Cr ?5 50TiC, 30Ni, IOCo, IOCr ?6 79Nb, 5Mo, 15W, IZr ?7 65Nb, 7Ti, 28W Di 0,5C, 25Cr, IONi1 55Co, 8W

Однако, учитывая хрупкость этих материалов, их можно использовать только лишь в неокислительных условиях. Таким образом, возможность их применения

О со

CS

L I

00

—I —I о

CS

00

CS

‘fUDOH

-XOifLI

IO CO «О CS

00 00 00 00

О

О

CS

О"

00

C4J Tf Tf ю —<

«о о

СО CD «О ООО

П<

О

«О Tf CD OOOO

Со о

Оо о

О ю ю

CS —• —•

О

Со ю «о ю о"о о—

Ю

CS

О"

Со о"

О — —.

Ю

CS

I otIt^

CS сч —о

El/qN

Tf Tf —

Ю ю cCcs"

I Il – I!

«о

,5,5

I со I со

CS

Со

OO Tf П<

I

I I I

I

I Осталь-

OJ —

О "

Я

О со

«о

TP Tf — CS

Осталь-

0)

О Л

X

* *

ООЮЮО CS CS CS CS

«о

CS

00 OOO Ю OOCS Ю OOIO —. CSCSCS — CSCS –

О

CS

> о

¦ CS

S о

Со cs ь я о ^

•д ч со

H

О

О

CS О)

CS О

В« о

О о ю со — со

CS CS ю о о — — CS

О H

Е2

U

1 а, ©

R

Я ч

U

Я <

CS

S я

-Sg

F – я

S CS 3 о S

I S в 23 S

« я о S

? Ч CS Tf

М —’ c^ «г EQ

TOC \o "1-3" \h \z t;,__ ,

>1»я Ь л

§ s g. g. ocD

SBf* t^S

SS о

Я M t^

11 P f –

Si: со

•я о

Ч

Со S-

М

Сч._ .

В. Я 2

Я о M

Я S

• а, аслсл

А.

>.

CQ га Ч „ С а, а, о >. >> я

М s я о

Hcq s;

К ссг " S о о. EEX

Химический состав аустенитных сталей и сплавов, испытывавшихся на длительную прочность

(см. рис. 111)

Условное обозна­чение

Содержание

%

Прочие

Примеси, %

С

Cr

Ni

Mo

Со

V

W

Ti

Nb

Al

0,08

16

13

0,8

А2

0,08

16

16

О

0,8

.—

A3

0,08

16

16

2

•—

0,8

0,05В

Ai

0,08

16

13

1,5

0,7

0,8

0,15N

А5

0,1

15

30

1,7

Al*

АО

0,2

17

17

3

7

0,8

ЗСи

Al

0,4

13

13

2

10

__

2,5

__

3

IOCo

А8

0,1

16

26

6

0,15N

А9

0,4

14

20

4

4

4

AlO

0,08

15

26

1

0,3

2

0,2А1

BX

<0,1

16

20

2,5

20

2

0,8

0,7V; 0,15N

<0,1

16

35

4,5

23

4,5

1,7*

__

ВЗ

Ю, 3

19

10

2

46

3

3V; l,5Nb

Bi

0,4

20

20

4

20

4

4

Bb

0,4

20

20

4

45

4

4

ВО

0,1

20

25

36

12

1,5

2Ti; 0,8Al

Cl

<0,1

20

76

.—

2,3

1 Al

Cl

<0,1

20

58

16

2,5

1,6 Al

Сз

0,1

—.

65

28

Ci

0,1

16

57

17

5

С5

0,1

10

70

6A1, 2Nb,

0,3B

Dl

0,25

27

3

5

62

__

__

Dl

0.4

24

2

66

6

.—

D3

0,4

24

16

6

51

__

Di

0,5

25

10

55

8

* Более высокие величины достигаются при замене титана танталом в ко­личестве 5%.

Как высокожаропрочных материалов тесно связана с техническим решением проблемы эффективной защиты от окисления.