Андрианов И.К.
Комсомольский-на-Амуре государственный
технический университет
Анализ теплоизоляционных покрытий для лопаток газотурбинного двигателя
Теплоизоляционные покрытия сегодня играют одну из ключевых ролей в
тепловой защите лопаток авиационного газотурбинного двигателя, поскольку
предохраняют поверхность лопатки от возможного перегрева и окисления в процессе
агрессивного воздействия высокотемпературной газовой среды. В данном исследовании
проведен анализ современных разработок в области теплозащитных покрытий лопаток
газотурбинного двигателя.
В разработке [1] предложено термобарьерное покрытие с высокими
прочностными свойствами, способностью сопротивляться разрушению. Согласно
данной разработке внешний керамический слой обладает высокой вязкостью за счет
включения частицы окиси хрома, что способствует поддержанию низкого
коэффициента теплопроводности, защищая поверхность лопатки от
высокотемпературного газового потока.
Многослойное теплозащитное покрытие предложено в работе [2], где в
качестве связующего компонента выступает металлический слой, внутренний и
наружный выполнены из керамики. Металлический подложка изготавливается из
следующих материалов: железо, никель, кобальт. Данные материалы выбраны
неслучайно, поскольку используются при изготовлении лопаток газотурбинного
двигателя. Керамический слой, обладающий низкой теплопроводностью, защищает
металлический подслой от воздействия газового потока высокой температуры.
Преимуществом данного изобретения является то, что внешний керамический слой на
основе циркония обеспечивает хорошее сцепление с подложкой.
В работе [3] авторами разработано термобарьерное покрытие, защищающее
лопатку от термической усталости, которая вызывается колебаниями вследствие тепловой
нагрузки. Данная разработка особенно эффективна для решения проблемы
трещинообразования при воздействии продуктов сгорания высокой температуры на
покрытие. Авторы решают проблему подавления развития трещин за счет нанесения
прерывистого диффузионного слоя.
Отличительной особенностью разработанного теплозащитного покрытия в
работе [4] является то, что металлический подслой выступает в качестве подложки,
внешний керамический слой имеет пористую структуру – своего рода микротрещины в
радиальном направлении. В качестве материала керамического слоя используется
диоксид циркония.
В работе [5] предложено
теплозащитное покрытие с тонкими керамическими слоями, изолирующими перо
лопатки с воздушным охлаждением от высокотемпературного газа. Данной
теплозащитное покрытие наносится с помощью плазменной технологии, при которой
частицы керамики осаждаются на поверхности подложки. Пористая структура
покрытия позволяет понизить теплопроводность, тем самым защищая поверхность
лопаток от температурных напряжений, действие которых может сопровождать
появлением пластических деформаций
Очевидно, что теплозащитные покрытия позволяют повысить
работоспособность, производительность лопаток путем защиты от
высокотемпературной газовой среды. В результате, представленный в данной работе
обзор теплозащитных покрытий для лопаток газотурбинного двигателя, позволил
сделать вывод, что при их разработке использовались эмпирические методы и
практически не учитывалось влияние систем внутреннего охлаждения, что
чрезвычайно важно для обеспечения оптимальной тепловой защиты лопаток
газотурбинного двигателя.
Литература:
1 Patent
№ EP1400607 B1, Thermal barrier coating with improved strength
and fracture toughness/ Ramgopal Darolia, Joseph David Rigney; Applicants:
General Electric Company − EP20030254650; Publication Date: 09.04.2014
2 Patent
№ US7592071 B2, Thermal barrier coatings; turbine blades, vanes; vapor
deposition/ Axel Kaiser, Eckart Schumann, Ramesh Subramanian;
Applicants: Siemens Aktiengesellschaft − US 11/396,419; Publication Date:
31.03.2006
3 Patent
№ EP2684976 A2, Thermal barrier coating for industrial gas
turbine blade, and Industrial gas turbine using the same/ Takeshi
Izumi, Hideyuki Arikawa, Yoshitaka Kojima, Akira
Mebata, Tadashi Kasuya, Toshio Narita,; Applicants: Hitachi Ltd., National
University Corporation Hokkaido University − EP20130175928; Publication
Date: 15.01.2014
4 Patent
№ WO2002103074 A1, Thermal barrier coating material and method
for production thereof, gas turbine member using
the thermal barrier coating material, and gas turbine/ Taiji
Torigoe, Kazutaka Mori, Ikuo Okada,Sunao Aoki, Kouji
Takahashi, Minoru Ohara, Takehiko Hirata, Hideaki Kaneko; Applicants:
Mitsubishi Heavy Ind Ltd,− PCT/JP2002/005945; Publication Date: 27.12.2002
5 Patent
№ US7186466 B2, Turbine blade with a
ceramic thermal barriercoating of a ceramic alloy solid solution
of a base oxide, a primary stabilizer, a group A dopant, and a group B dopant;
base oxide of ZrO2 or HfO2; primary stabilizer of Y2O3, Dy2O3, or Er2O3; a dopant
of rare earth oxides/ Dongming Zhu, Robert A. Miller Applicants: Ohio
Aerospace Institute, The United States Of America As Represented By The
Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration,− US
11/282,859; Publication Date: 06.03.2007