книги / Прочность конструкций при малоцикловом нагружении

ti-ZdjAf +Д/г-/7ра /глжгамагщюг/rf

S - £■ / £ ОСAt/(7-/&))-/т/ru/mmrafo/zrуЯграз:

Рис. 3.17. Схема системы эксплуатационного контроля остаточного ресурса с применением тензометрии

[4] формула (3.4) приняла вид:

<т = 2,5Atc -J- 32,5Ato/Az -f- 1,25Д1а_ф -f- 0,1А^с—ф 0,25р,

где Atc, At0, Atc-t„ — разности температур по толщине стен­ ки, вдоль оси, между стенкой и фланцем по ширине фланца. Ко­ эффициент с в формуле (3.5) для того же случая равен 0,8.

Блок-схема системы эксплуатационного контроля накопленных повреждений и остаточного ресурса с применением тензометрии приведена на рис. 3.17.

Экспериментально полученная информация о нагруженности элементов энергетических установок (как показано на рис. 3.8—3.12) позволяет оценить характеристики циклов напряжений (приведенных или местных), амплитуды условных упругих напря­ жений и коэффициент асимметрии напряжений. Эти параметры циклов напряжений входят в качестве исходных в упомянутые выше расчетные зависимости для определения прочности и ресур­ са. Эти зависимости могут быть представлены в форме уравнений типа (2.2), (2.3), (2.5) и (2.6) гл. 2 или в расчетных зависимостях § 2 и 3 гл. 11. На базе деформационных критериев разрушения — малоциклового и длительного статического, указанных в гл. 2 и 11, применительно к элементам паровых стационарных турбин допускаемое число циклов N за расчетный срок службы по задан­

ным в эксплуатации амплитудам напряжений о| производится по формуле [13]

где Np—меньшее их двух значений для определяемых напряжении-.

71

где па, nN, пЪх— показанные в гл. 1 и 2 запасы прочности (по местным напряжениям, долговечности и пределу длительной проч­

ности соответственно); фх— длительная пластичность; ос — аб­ солютное значение номинального напряжения для состояния установившейся ползучести; д, а — показатели степени в кривых длительной прочности и малоцикловой усталости соответственно.

В уравнениях (3.7) и (3.8) ах — меньшее из двух значений, определяемых по формулам

Запасы прочности принимаются для стационарных элементов тур­ бин теплоэлектростанций: па ~ 1,25; nN = 1 (для кованых сталей) и nN = 5 (для литых сталей).

Эффекты концентрации учитываются на основе измерений или рассматриваются по уравнению типа Нейбера (13].

В отличие от уравнения (2.9) при оценке ресурса нестационарность напряжений и температур при эксплуатации на различных режимах учитывается суммированием циклических и длительных статических повреждений по формуле [13]

На рис. 3.18 показано изменение напряжений в корпусе турбины К-200-300 на внутренней поверхности (на рис. 3.18 обозначено I), полученное по данным натурной тензометрии при характерных режимах эксплуатации.

По этим данным были определены размахи амплитуды напря­ жений, а также температуры эксплуатации. Допускаемое число пусков [)V]n и суммарное накопленное повреждение а приведены в табл. 3.3. Механические свойства корпусной стали 15Х1МФЛ взяты из [13].

Расчет выполнялся по зависимостям (3.6)—(3.11) для двух ва­ риантов. В первом варианте в качестве расчетного случая рас­ сматривался температурный цикл «разогрев — остывание» корпу­ са, что соответствует циклу «пуск — останов» турбины. Во вто­ ром варианте учитывались новые данные натурной тензометрии, полученные при исследовании режимов с резкими изменениями температур: толчка роторов, сбросов нагрузки и т. д.

72

Рис. 3.18. График изменения напряжений в корпусе ЦВД при характерных режимах эксплуатации

Из данных табл. 3.3 видно, что сочетание расчетных методов оценки допускаемых чисел циклов с данными натурной тензо­ метрии позволяет отразить фактические циклы нагружения на эксплуатационных режимах и получить более высокие значения

Указанные данные в определенной степени могут объяснять наблюдавшиеся при эксплуатации (см. § 1) повреждения в кон­ струкциях подобного типа.

Остаточный ресурс на заданной стадии эксплуатации в соот­ ветствии с рис. 3.17 может устанавливаться по величине накоплен­ ного к этой стадии повреждения а и времени реализации рассмат­ риваемых режимов.

Литература к главе 3

1. Туляков Г. А . Термическая усталость в теплоэнергетике. М.: Машино­ ведение, 1978.

2.Плоткин Е. Р., Лейзерович А . Ш. Пусковые режимы паровых турбин энергоблоков. М.: Энергия, 1980.

3.David. Т. J. Strain Measurements on Steam Turbines.— J. Experimental. Mech., 1971, N 3.

73

4. Сенин В. С., Пригоровский Н . И., Хуршудов Г. X. и др. Натурная тензо­ метрия корпусов паровых турбин.— В кн.: Методы исследования на­

Влияние фланцев горизонтального разъема на термонапряженное со­ стояние стенки корпуса паровой турбины.— В кн.: Экспериментальные

методы исследования деформаций н напряжений в конструкциях. М.: Наука, 1977.

10. Дайчик М. Л. и др. Исследование метрологических характеристик термо­ стойких тензорезисторов для измерений в энергетическом оборудова­ нии.— В кн.: Исследование напряжений в конструкциях. М.: Наука, 1980.

11. Бусыгин А. И ., Дайчик М. Л. и др. Измерительная система для высоко­ температурной тензометрии.— В кн.: Экспериментальные методы ис­ следования деформаций и напряжений в конструкциях. М.: Наука, 1977.

12. Лейзерович А. Ш. Эксплуатационный контроль за накоплением повреж­ дение)сти деталей паровых турбин.— Энергохозяйство за рубежом, 1979,

№ 1 .

13.Расчет на малоцикловую усталость деталей паровых стационарных турбин. РТМ 108.021.103—76. М: Минэнергомаш, 1977.

Г л а в а 4

МАЛОЦИКЛОВАЯ ПРОЧНОСТЬ ЭЛЕМЕНТОВ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

§1. УСЛОВИЯ ЭКСПЛУАТАЦИИ

ИХАРАКТЕРНЫЕ ПОВРЕЖДЕНИЯ ДЕТАЛЕЙ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

ТРАНСПОРТНЫХ САМОЛЕТОВ

Циклическое нагружение деталей авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) для пассажирских самолетов является обычным при их эксплуатации и связано с повторяющимися в каждом по­ лете запуском, выходом на максимальные значения нагрузок и температур, полетом на стационарных режимах, уменьшением Тяги при посадке и выключений двигателя. Наиболее интенсив­ ному циклическому нагружению, сопровождаемому действием высоких температур, подвергаются рабочие и сопловые лопатки

74

турбин, диски, корпуса, элементы камер сгорания, сопла, кожухи форсунок и другие детали. Циклическая долговечность этих де­ талей должна быть рассчитана и подтверждена экспериментально. Она является такой же необходимой величиной при оценке рабо­ тоспособности конструкции, как и запасы прочности по напряже­ ниям или деформациям.

Важным этапом является определение цикла работы детали или всей машины, поскольку часто этот цикл является достаточно сложным и не всегда стабильным. Так, длительность полета из­ меняется для различных районов эксплуатации; различны и ус­ ловия по температуре окружающего воздуха. Пример статисти­ чески обоснованного цикла работы пассажирского авиационного газотурбинного двигателя с длительностью работы на стационар­ ном режиме 1,5 ч показан на рис. 4.1 [1]. Как видно, в течение каждого полета самолета детали двигателя подвергаются дей­ ствию по крайней мере трех циклов нагружения, соответствую­ щих выходу на взлетный режим (из них 2 — в течение предпо­ летной подготовки), а также действию нескольких циклов мень­ шей интенсивности, связанных с заходом на посадку, включением реверса, выпуском шасси. Следовательно, циклическая долго­ вечность деталей должна быть определена в условиях одновре­ менного накопления статического (стационарный полет) и цикли­ ческого (запуск и другие режимы) повреждения, для чего должны быть установлены закономерности взаимодействия этих двух ви­ дов повреждения.

Кроме этого, циклическое нагружение нестационарно — ве­ личины циклических нагрузок различны в пределах каждого блока, соответствующего одному полету. Особенностью нагру­ жения деталей ГТД является то, что интенсивное малоцикловое и статическое нагружение происходит с одновременным действием вибрационных напряжений, вызывающих механическую уста­ лость материала деталей. В тех случаях, когда нагружение или разгрузка деталей (рабочие лопатки турбин, диски, корпуса) сопровождается увеличением или уменьшением температуры, ме­ ханическое циклическое нагружение дополняется термическим, и при этом сопротивление малоцикловой усталости должно быть определено с учетом фактора переменности температуры в те­ чение цикла. Для ряда деталей (сопловые лопатки, форсунки, экраны камер сгорания, элементы форсажных камер) термиче­ ские напряжения являются основными и необходима оценка соп­ ротивления термической усталости.

В рабочих лопатках и дисках темп изменения температуры на нестационарных режимах достаточно велик, как это видно из примеров, приведенных на рис. 4.2 [2]. Из рисунков Следует, что скорости возрастания температуры могут составлять 100— 250 град/мин для дисков и 50—100 град/с для лопаток турбин. Как показано в работах [3—5] и др., в период запуска в дисках транспортных ГТД температура обода достигает величины 700° С в течение 2—3 мин., температура кромок лопаток — 900—

75

Рис. 4.1. Типичный цикл работы газотурбинного дви­ гателя транспортного само­ лета

1000° С за десятки секунд. Такие режимы нагрева, а также ре­ жимы охлаждения деталей при выключении камер сгорания, когда в турбину поступает относительно холодный воздух из проточной части компрессора, приводят к возникновению

тах энергетического оборудования (см. гл. 2 и 3), где переходные режимы занимают десятки минут и часы Гб].

Особенностью режимов нагружения деталей авиационных ГТД является высокая температура основных деталей — рабочих и сопловых лопаток турбины, дисков, элементов проточной части

за последние 10—15 лет выросла на 300° С и достигает 1300° С и более, что вызвано требованиями снижения удельного веса двигателей и повышения их мощности и экономичности. Эти тре­ бования в наибольшей степени относятся к авиационным двига­ телям, в особенности из-за общей тенденции экономии топлива. По данным работы [7], в которой приведен обзор направлений раз­ вития зарубежных ГТД, рост температуры газа перед турбиной будет продолжаться, к 1985—1990 гг. может быть достигнут уро­ вень 1700° С. Охлаждаемые конструкции лопаток допускают эту возможность, если учесть, что жаропрочность обычных литых ма­ териалов увеличивается в среднем на 10° в год; кроме того, раз­ рабатываются новые высокожапропрочные сплавы — компози­ ционные, эвтектические и др. [9]. Следовательно, теплонапряженность деталей авиационных двигателей будет увеличиваться. Высокий уровень температур объясняет и следующую особен­ ность этих конструкций — применение высокожаропрочных спла­ вов, которые часто не имеют большого ресурса пластичности, свойственного ряду конструкционных материалов, используемых

втех же деталях 10—15 лет назад. В табл. 4.1 приведены для срав­ нения некоторые характеристики жаропрочных лопаточных спла­ вов, расположенных в хронологическом порядке их применения

впромышленности. Каждый из четырех приведенных материалов

является базовым для ряда других, созданных на его основе, и представляет, таким образом, группу сплавов.

Как видно, существует тенденция повышения прочностных характеристик одновременно со снижением деформационных свойств. Особенно значительное уменьшение пластических свойств наблюдается для литых сплавов. Известно вместе с тем [10,11], что сопротивление малоцикловому разрушению во многом определя­ ется ресурсом пластичности материала.

В связи с особыми условиями работы элементов газового трак­ та, в частности лопаток турбин, находящихся под воздействием агрессивной окислительной среды — продуктов сгорания топ­ лива, детали газотурбинного двигателя (лопатки, жаровые трубы камер сгорания) должны иметь защитные покрытия, наносимые конденсацией (электронно-лучевым, вакуумно-плазменным и дру-

77

Таблица 4.1

гими методами) или образуемые диффузионным насыщением по­ верхности детали [12]. Влияние этих покрытий на сопротивление циклическому разрушению зависит от уровня температур и ре­ жимов нагружения.

Специальным требованием, предъявляемым к деталям авиа­ ционных двигателей, является высокая надежность и достаточно большой (10 000—20 000 ч) ресурс. Поскольку при этом одновре­ менно должны быть выполнены определенные требования к весу деталей, расчеты и экспериментальные методы проверки их на прочность, в том числе на малоцикловую усталость, должны про­ водиться с особой тщательностью.

Повреждаемость, накапливаемая в деталях авиационного дви­ гателя от действия низкочастотного нагружения и нагрева (мало­ цикловое нагружение), зависит от условий работы деталей. В ди­ сках турбин малоцикловое нагружение от повторных запусков, изменений режима, включения реверса проявляется в сочетании статических (от центробежных сил) и термических нагрузок. Как показано в работе [4], в момент запуска двигателя условия работы материала в ободе, на ступице и в полотне диска различны. В ободной части температурные напряжения и напряжения от центробежных сил имеют разный знак, однако при выключении двигателя и продувке холодного воздуха возможен обратный температурный градиент [2], и в этом случае механические и тер­ мические напряжения в ободной части суммируются. Максималь­ ные значения нагрузки и температуры при этом не совпадают, т. е. происходит неизотермическое нагружение. В ступице и в по­ лотне диска температурные напряжения суммируются с цен­ тробежными и их максимум совпадает в цикле нагружения с мо­ ментом достижения максимальной температуры. В остальной части цикла диск работает на стационарном режиме; вибрацион­ ные напряжения в нем обычно невелики.

Таким образом, в материале одновременно с циклическим пов­ реждением накапливается статическое, при этом для первого важное значение имеет концентрация напряжений в зонах отвер­ стий, галтелей, уступов. Характер разрушения диска зависит от того, какой вид нагрузки является более повреждающим для материала диска, обладающего вполне определенным резервом

как по длительной прочности, так и по малоцикловой уста­ лости Ш.-

Повреждение рабочих лопаток турбины создается повторным действием центробежных сил при наборе и сбросе оборотов и цик­ лическими термическими нагрузками, действующими синхронно с ним. Нагружению лопаток свойствен иеизотермический харак­ тер с изменением знака напряжений и величины температур в экстремальных точках цикла. Сжатие материала кромок, про­ исходящее при высоких температурах, вызывает повреждения, свойственные высокотемпературному деформированию,— де­ формацию границ зерен, коагуляцию упрочняющих фаз, выход к границам зерен дислокаций и формирование микротрещин на границах зерен и в углах на стыке трех зерен. Последующее ох­ лаждение и связанные с ним растягивающие напряжения приво­ дят к повреждению тела зерен, вызванному деформацией сдвига по плоскостям скольжения и холодным наклепом материала. При этом в случае жесткого нагружения внешние условия нагру­ жения (размах деформаций) остаются неизменными, но в преде­ лах каждого полуцикла происходит необратимый процесс на­ копления статического и циклического повреждения.

В рабочих лопатках турбин действие термоциклических на­ грузок приводит к разрушению кромок, так, как это показано на рис. 4.3, а. Характер разрушения может быть хрупким, как в дан­ ном случае, но может наблюдаться и значительная остаточная деформация, внешне проявляющаяся в виде волнистости кромок.

Кроме указанных видов повреждений, в материале рабочих лопаток турбин возникают усталостные повреждения от механи­ ческих вибраций. Первоначальные трещины от термического нагружения часто не являются опасными при отсутствии вибра­ ций, поскольку обычно уменьшают степень жесткости нагруже­ ния материала, а следовательно, и величину возникающих тер­ монапряжений. При действии вибрационных нагрузок эти тре­ щины являются источником концентрации напряжений и быстро развиваются в усталостные. В этом чаще всего проявляется отрицательная роль совместного действия циклических нагрузок низкой и высокой частоты.

Лопаткам соплового аппарата турбины (примеры разрушений которых приведены на рис. 4.3, б, в, г) обычно не свойственны вибрационные нагрузки, и наиболее часто в них проявляются малоцикловые термоусталостиые разрушения. На рис. 4.3, б показана охлаждаемая лопатка соплового аппарата первой сту­ пени турбины транспортного авиационного двигателя. Трещина термической усталости возникла на входной кромке в перемычке между отверстиями для выхода охлаждающего воздуха и раз­ вилась далее на несколько отверстий (их диаметр 0,4—0,6 мм).

На рис. 4.3, в показано разрушение лопатки соплового аппа­ рата второй ступени турбины, вызванное циклическим действием температурных нагрузок. Подгорание входной кромки и верхней полки лопатки свидетельствует (рис. 4.3, г) о превышении расчет-

79