Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського

“Харківський авіаційний інститут”

Войтенко Сергій Анатолійович

УДК 621.452.3.03-2.002:621.77

Дослідження процесів формування факторів технологічної спадковості при виготовленні деталей газотурбінних двигунів з титанових сплавів

Спеціальність 05.07.04 –“

Технологія виробництва літальних апаратів”

Автореферат

дисертації на здобуття наукового ступеня

кандидата технічних наук

Харків - 2007

Дисертацією є рукопис.

Робота виконана у ВАТ “Мотор Січ” Міністерства промислової політики України

Науковий керівник: | доктор технічних наук, професор

Богуслаєв В’ячеслав Олександрович,

генеральний директор ВАТ “Мотор Січ”, м. Запоріжжя

Офіційні опоненти: | доктор технічних наук, професор

Мовшович Олександр Якович,

заступник директора з наукової роботи ДП “Харківський науково-дослідний інститут технології машинобудування”, м. Харків

кандидат технічних наук , доцент

Савченко Микола Федорович,

доцент кафедри “Техніка та технологія” Харківського національного економічного університету, м. Харків

Захист відбудеться “ 26 ” жовтня 2007 р. о 14 годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д64.062.04 у Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського “Харківський авіаційний інститут” за адресою: Україна, 61070, м. Харків, вул. Чкалова, 17.

З дисертацією можна ознайомитись у бібліотеці Національного аерокосмічного університету ім. М. Є. Жуковського “ХАІ”, Україна, 61070, м. Харків, вул. Чкалова, 17

Автореферат розісланий “___” __________ 2007 р.

Вчений секретар

спеціалізованої вченої ради Застела О.М.

Загальна характеристика роботи

Актуальність теми. Застосування широко розповсюджених технологічних операцій (електронно-променеве зварювання, загартування, поверхово-пластичне деформування обкатуванням роликами) при обробці деталей з досліджуваних титанових сплавів приводить до зміни властивостей утомленості матеріалу. Зазначені технологічні операції зв'язані з пластичним деформуванням матеріалу. Необхідно відзначити, що роботи про вплив попереднього пластичного деформування на властивості утомленості металів присвячені, в основному, вивченню залежності границі витривалості від рівня попередньої деформованості.

Границя витривалості є важливою характеристикою матеріалу при прогнозуванні довговічності деталі, що піддається періодичному навантаженню, та підкреслює актуальність досліджень впливу технологічних факторів на величину міцності від утомленості. Довговічність визначається двома стадіями руйнування від утомленості — стадією зародження тріщини від утомленості і стадією її стабільного поширення. У конструкції чи деталі, що не мають початкових дефектів більше визначеного критичного розміру, перша стадія практично визначає час до руйнування. Оскільки на границі витривалості в металевих матеріалах спостерігають тріщини, що не розвиваються, його можна трактувати як напруження, при якому мікротріщини на поверхні матеріалу не поширюються всередину. При наявності дефектів більше критичного розміру довговічність визначається другою стадією. Критичний розмір тріщини свій для кожного матеріалу. При перевищенні критичного розміру постійною величиною для даного матеріалу є граничний коефіцієнт інтенсивності напружень. У цьому випадку властивості утомленості матеріалу визначаються характеристиками циклічної тріщиностійкості. Таким чином, необхідно підкреслити актуальність досліджень впливу технологічних параметрів на характеристики тріщиностійкості матеріалу виробів.

Також необхідно відзначити, що неруйнуючий контроль якості виробів є необхідною ланкою в технологічних процесах виробництва відповідальних деталей, якими, безумовно, є лопатки газотурбінних двигунів. Ресурс і надійність останніх у значній мірі визначається їхній міцністю від утомленості, що підкреслює актуальність задачі розробки методик неруйнуючого контролю що дозволяють робити оцінку величини міцності від утомленості виробів.

Зв'язок роботи з науковими програмами, планами, темами. Дана робота присвячена питанню дослідження впливу технологічної спадковості на довговічність деталей газотурбінних двигунів. Робота виконана в рамках програми Міністерства освіти та науки України за напрямком “Екологічно чиста енергетика та ресурсозберігаючі технології” відповідно до тематичного плану НДДКР Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського “ХАІ” за темою “Теоретичні дослідження синтезу сучасних технологій створення та обробки нових аерокосмічних матеріалів з підвищеними ресурсними характеристиками”, номер державної реєстрації НДР 0100U003438.

Мета і завдання дослідження. Метою даної роботи є дослідження впливу технологічних факторів і прогнозування довговічності деталей ГТД із титанових сплавів.

Зазначені методи вимагають рішення наступних задач:

- провести аналіз закономірностей процесів утворення і поширення тріщин від утомленості у попередньо деформованому матеріалі;

- оцінити вплив ступеня попереднього деформування на циклічну тріщиностійкість матеріалу;

- розробити методику обчислення коефіцієнтів інтенсивності напружень у неоднорідному полі номінальних залишкових напружень;

- оцінити залежність рівня міцності від утомленості та показників тріщиностійкості від текстурних та структурних характеристик сплаву;

- досліджувати вплив режимів зміцнення, пошарового травлення й отжигу на циклічну міцність зразків з титанового сплаву.

Об'єктом дослідження є процес виготовлення деталей газотурбінних двигунів з титанових сплавів.

Предмет дослідження – вплив технологічної спадковості на довговічність деталей газотурбінних двигунів.

Методи дослідження. Для вирішення поставлених задач у роботі використовувалися наступні методи досліджень.

Розрахунок коефіцієнтів інтенсивності напружень для поверхневої тріщини в неоднорідному полі номінальних напруження проводився з застосуванням методики, розробленої Челлом.

Коефіцієнт інтенсивності напружень для напівеліптичної тріщини при неоднорідному навантаженні, представлений у вигляді наближеного виправлення до рішення відповідної однорідної задачі. Виправлення визначене з використанням методу розкладання по базисних функціях: номінальні напруження по лінії тріщини представляють у вигляді ряду базисних функцій, потім визначають рішення в рамках механіки руйнування для цих базисних функцій з використанням принципу суперпозиції.

Експериментальні дослідження мали кілька етапів:

- визначення впливу різних ступенів попередньої деформації на величину і характер розподілу залишкових напружень;

- оцінку впливу ступеня попереднього деформування на циклічну тріщиностійкість;

- визначення впливу режимів зміцнення, пошарового травлення й отжигу на циклічну міцність зразків з титанового сплаву ВТ3-1.

Наукова новизна одержаних результатів. В дисертаційній роботі отримані та сформульовані такі нові наукові результати:

- Уточнено математичну модель, що дозволяє робити оцінку впливу рівня залишкових напружень у поверхневому шарі виробу на величину межі витривалості. Так для лопатки заданої геометрії з титанового сплаву ВТ3-1, що має напруження порядку 40 МПа, що розтягують, в поверхневому шарі з глибиною залягання до 30 мкм, має місце зниження величини міцності від утомленості до 15 %.

- Запропоновано методику визначення коефіцієнтів інтенсивності напружень для поверхневої тріщини в неоднорідному полі номінальних напружень, що дозволяє перейти до визначення швидкості росту. Так при величині залишкової деформації =0%: V=5,10-6((K-4,22)/(103-K))2,43 м/цикл. При величині залишкової деформації =3,0%: V=6,0310-6((K-4,21)/(103-K))2,72 м/цикл.

- Встановлено факт незалежності характеристик циклічної тріщиностійкості сплаву типу ВТ5-1 від ступеня попереднього пластичного деформування, а також виявлене раніше явище різкого зниження границі витривалості сплаву в області малих пластичних деформацій.

Практичне значення одержаних результатів. Запропонована математична модель, що дає можливість робити оцінку впливу рівня залишкових напружень у поверхневому шарі виробу на величину межі утомленості, дозволяє без проведення дорогих експериментальних досліджень виробити рекомендації з проектування режимів обробки і знизити час переходу на нові об'єкти виробництва.

Запропонована методика визначення коефіцієнтів інтенсивності напружень для поверхневої тріщини в неоднорідному полі номінальних напружень дозволяє розробити рекомендації з вибору режимів ТМО, скоротити до 30% час переходу на нові технології обробки й об'єкти виробництва.

У роботі запропонований новий травитель (3% (об'ємних) HF - 7% HCe4, 90%H2O), що практично не знижує міцності від утомленості виробів з титанових сплавів.

Факт незалежності характеристик циклічної тріщиностійкості сплаву типу ВТ5-1 від ступеня попереднього пластичного деформування, а також виявлене раніше явище різкого зниження границі витривалості сплаву в області малих пластичних деформацій, мають визначене практичне значення при виготовленні деталей. Так, вибір технології одержання деталей буде залежати від того, на чому будуть ґрунтуватися конструкторські принципи — на явищі виникнення тріщини чи на поширенні вже існуючої.

Дослідження впливу режимів зміцнення, пошарового травлення й отжигу на циклічну тріщиностійкість дозволили виробити рекомендації з проектування режимів обробки, що дає можливість підвищити довговічність виробів без збільшення собівартості, а також знизити час переходу на нові об'єкти виробництва.

Економічний ефект від упровадження результатів дисертаційних досліджень на ВАТ “Мотор Січ” склав 230 тис. гривень на рік. Результати дисертаційних досліджень також упроваджені у навчальному процесі Національного аерокосмічного університета ім. М.Є. Жуковського “ХАІ” у курсах “Технологія виробництва та ремонту авіаційних двигунів” та “Науково-дослідна робота студентів”.

Особистий внесок здобувача. У ході виконання роботи здобувачем уточнена математична модель оцінки впливу рівня залишкових напружень на величину межі утомленості і розроблена методика визначення коефіцієнтів інтенсивності напружень для поверхневої тріщини в неоднорідному полі номінальних напружень. Здобувач брав безпосередню участь у розробці вимірювальної апаратури, плануванні і проведенні експериментальних досліджень і обробці їхніх результатів.

Апробація результатів дисертації. Матеріали роботи доповідалися й обговорювалися на міжнародних науково-технічних конференціях "Высокоэффективные технологии в машиностроении", Харьков, 1998 г.; на XI международном конгрессе авиадвигателестроителей Украины, Харьков – Рыбачье, 2006г.; "Новые технологии, методы обработки и упрочнения деталей энергетических установок", Запорожье-Алушта, 2002 г.; "Инженерия поверхностей и реновация изделий", Ялта, 2002 р.; "Современные материалы, технологии, оборудование и инструменты в машиностроении", Киев, 2001 г.; на IV конгрессе двигателестроителей Украины, Харьков - Рыбачье, 1999 г.

Публікації. Результати досліджень опубліковані в 8 друкованих працях, з них 8 - у збірниках наукових праць, рекомендованих ВАК України для публікацій матеріалів дисертаційних робіт.

Структура дисертації. Робота складається зі вступу, п'яти розділів, висновків, додатків і списку використаних джерел, викладена на 129 сторінках друкованого тексту, у т.ч. основний текст на 114 сторінках, містить 28 таблиць, 44 рисунки, перелік цитованої літератури з 105 найменувань і 2 додатки.

Основний Зміст роботи

У вступі обґрунтовано актуальність теми дисертації та наукової задачі, сформульовано мету та задачі досліджень, визначено наукову новизну і практичне значення отриманих результатів, а також представлено інформацію щодо апробації, структури та обсягу роботи.

У першому розділі проведений аналіз технологічних факторів, що впливають на довговічність деталей повітряного тракту газотурбінних двигунів. Розглянуто основні види руйнувань і методи підвищення опору утомленості елементів конструкції авіаційних ГТД.

Розглянуто особливості зародження і розвитку тріщин від утомленості у лопатках газотурбінних двигунів.

Зокрема, як показав проведений аналіз, у зразках з титанового сплаву ВТ8 мікротріщини зароджуються на дуже ранніх стадіях циклічного навантаження і ростуть при значеннях коефіцієнта інтенсивності напружень менших за граничні. Після зародження короткі тріщини від утомленості поширюються з відносно високою швидкістю, однак згодом їхній ріст швидко сповільнюється.

Зроблено висновок про те, що критичний розмір мікротріщини пропорційний квадрату граничного значення коефіцієнта інтенсивності напружень і назад пропорційний квадрату границі витривалості і визначає границю між зародженням і поширенням тріщини.

Результати аналізу, проведеного в першому розділі, опубліковані в роботах [1, 2 ].

В другому розділі проведений аналіз впливу величини і знака залишкових напружень на величину межі міцності від утомленості. Для оцінки впливу залишкових напружень при складному напруженому стані, якщо діючі напруження змінюються синфазно за несиметричними циклами (за одиницю виміру прийнята границя витривалості при складному напруженому стані несиметричними циклами), використовувалася відносна величина границі витривалості:

(1)

де , , - амплітудні напруження на головних площадках; - основна амплітудна напруження; - коефіцієнт, обумовлений через граничні напруження при розтяганні;

, де , - середні (постійні) напруження;

, де , - залишкові напруження;

.

У роботі розглядався випадок навантаження лопатки компресора. У процесі роботи перо лопатки сприймає вплив наступних силових факторів:

- робочі напруження від згинаючого моменту, що змінюються за симетричними циклами;

- дотичні напруження від моменту, що крутить, які змінюються за нульовим циклом;

- робочі напруження від відцентрових сил;

- залишкові напруження, що виникають у процесі виготовлення.

Методика розрахунку має наступну послідовність:

- методом Лагранжа будуються дві функції z1=f1(x) і z2=f2(x), що описують форму поверхонь пера і корита лопатки відповідно;

- визначається площа будь-якого поперечного переріза пера лопатки;

- визначається положення центра ваги перетину;

- визначаються осьові моменти інерції перетину пера щодо приведеного центра ваги і виконується поворот осей, для переходу до системи з екстремальними значеннями осьових моментів інерції.

Напруження від впливу робочих силових факторів у будь-якій крапці розглянутого шару:

,

де Ми — згинальний момент щодо осі Z; y — відстань від нейтральної осі Z до тієї крапки, у якій визначається напруження; Jx0 — момент інерції площі поперечного перерізу.

Знаючи функції, що описують утворюючі спинки і корита лопатки, можна визначити геометричну твердість на крутіння:

.

Тоді дотичні напруження в крапках контуру можуть бути визначені зі співвідношення:

.

Таким чином, за співвідношенням (1) можемо визначити вплив залишкових напружень на міцність:

. (2)

Слід також зазначити, що з усіх коефіцієнтів, розглянутих у моделі, тільки а не інваріантний стосовно обраних площадок і напружень. Коефіцієнт а повинний визначатися тільки через головні амплітудні напруження . Інші коефіцієнти інваріантні стосовно напружень, що діють у розглянутій крапці шаруючи. Для даної методики розрахунку реалізоване програмне забезпечення мовою програмування DELPHI 6. Як показують розрахунки за приведеною схемою, для лопатки заданої геометрії з титанового сплаву ВТ3-1, що має напруження порядку, що розтягують, 40 МПа в поверхневому шарі з глибиною залягання до 30 мкм, має місце зниження величини межі утомленості до 15 %. Це погоджується з результатами експериментальних досліджень. Деяка розбіжність у значеннях (до 20 %) пояснюється тим, що модель не враховує вплив дефектів (що є концентраторами напружень) на величину межі утомленості.

Проведений аналіз впливу передісторії навантаження і дефектів типу тріщин на характеристики циклічної тріщиностійкості показав, що тріщина від утомленості, що утворилася на поверхні деформованої деталі, знаходиться в неоднорідному полі залишкових і робочих напружень. Для оцінки параметрів навантаженості тріщини застосовувався принцип суперпозиції і методики розрахунку коефіцієнтів інтенсивності напружень (КІН) для поверхонь тріщини в неоднорідному полі номінальних напружень.

Розрахунок коефіцієнтів інтенсивності напружень для поверхневої тріщини в неоднорідному полі номінальних напружень проводився з застосуванням методики, розробленої Челлом. Розрахунок проводився для зразків, випробовуваних на вигин з обертанням, з типовими для них поверхневими тріщинами від утомленості, що мають форму, близьку до напівеліпса. Коефіцієнт інтенсивності напружень для напівеліптичної тріщини при неоднорідному навантаженні представлений у вигляді наближеного виправлення до рішення відповідної однорідної задачі. Виправлення визначене з використанням методу розкладання по базисних функціях: номінальні напруження по лінії тріщини представляють у вигляді ряду базисних функцій, потім визначають рішення в рамках механіки руйнування для цих базисних функцій з використанням принципу суперпозиції.

Спочатку номінальні напруження (залишкові напруження), визначені в зразку без тріщини, на підставі принципу суперпозиції прикладалися до берегів тріщини (усі зовнішні навантаження дорівнюють нулю). Потім номінальне навантаження апроксимувалося в поліномінальному виді:

, (3)

де 0 — характеристичне напруження (рис.1); D — характеристичний розмір (рис.1); Ап — безрозмірні коефіцієнти; т, п — цілі, т 8. |

Коефіцієнти полінома (1) визначалися з використанням методу сингулярного розкладання.

Після цього визначався коефіцієнт інтенсивності напружень по формулі:

, (4)

де К0 — коефіцієнт інтенсивності напружень, що відповідає однорідному навантаженню:

, Е(К) — повний еліптичний інтеграл другого роду, що обчислюється на основі формули Ньютона-Котеса восьмого порядку.

Рис. 1. Схема розвитку тріщини в неоднорідному полі номінальних напружень

Формула (4) справедлива для співвідношень розмірів зразка і тріщин

b/D<1/2; 0,7 b/a 1,0. (5)

З метою розрахунку коефіцієнта інтенсивності напружень для типових тріщиноподібних дефектів у круглому зразку була створена програма мовою DELPHI 6, що реалізує інженерний метод Челла. Умова (5) гарантувалося тим, що максимальна глибина тріщини в зразку діаметром 20 мм не перевищувала 6 мм.

У результаті поліномінального апроксимування експериментально отриманих значень осьових залишкових напружень для різних глибин перетину зразка отримані величини коефіцієнтів Аn. Величини Аn полінома другого ступеня для зразків зі сплаву ВТ5-1, деформованих розтяганням до рівнів залишкової поперечної деформації 0,2% і 3,0%. Отримані значення Кz, що враховують дію залишкових напружень, розглядалися як поправочні величини для коефіцієнтів інтенсивності напружень, що змінюються по симетричному циклу навантаження при періодичному вигині. Установлення поправочних значень Кz для різних розмірів тріщин від утомленості і використання принципу суперпозиції дозволили провести уточнення впливу параметрів одержання тріщини на умови її нерозвитку. З цією метою для різних скорегованих значень КІН, що характеризують умови одержання тріщини Кмах , розраховувалися значення КІН, при яких ця тріщина росте і не росте. Це дало можливість одержати граничні значення Кmax t. За результатами корегування експериментальних даних знайдені залежності Кmax t від Кmax H, визначено чутливість граничних значень КІН до початкових умов і мінімальні граничні значення КІН — Кmax th. Як показали розрахунки, величини порогів Кmax th, що відповідають різним ступеням деформації, практично однакові.

Для дослідження впливу попереднього пластичного деформування на залежність швидкості розвитку тріщини від параметрів навантаженості будувалися діаграми росту тріщин від утомленості у координатах lgV-lgKmax. Значення параметрів діаграм росту тріщин від утомленості А и т, отримані в результаті статистичної обробки експерименту, виявилися практично однаковими для зразків, попередньо деформованих до величин поперечної залишкової деформації як 0,2%, так і 3,0%.

При величині залишкової деформації =0%:

Kmax th=4,22 МПа.м1/2. Kfc=103 МПа.м1/2.

m=(nS3-S1S2)/(nS4-S12)=2,43. A=5.10-6 м/цикл. V=5.10-6((K-4,22)/(103-K))2,43 м/цикл.

При величині залишкової деформації =3,0%:

Kth=4,21 МПа.м1/2. Kfc=103 МПа.м1/2.

A=6,0310-6 м/цикл. V=6,0310-6((K-4,21)/(103-K))2,72 м/цикл.

Діаграми росту тріщин від утомленості для вивчених двох ступенів попередньої деформації збігаються (рис 2.). Порівняння діаграм деформованого і недеформованого матеріалу показує, що швидкості поширення тріщин у всьому діапазоні коефіцієнтів інтенсивності напружень практично не залежать від ступеня попередньої деформованості (рис.3).

Таким чином, як свідчать отримані результати, попередні пластичні деформації не впливають на характеристики циклічної тріщиностійкості титанового сплаву типу ВТ5-1. Виключення складає лише чутливість граничних значень коефіцієнтів інтенсивності напружень до початкових умов . Величина знижується в міру збільшення ступеня попередньої деформації.

Таким чином граничне значення Кt визначається двома факторами: внутрішнім опором матеріалу поширенню тріщини й стискаючих залишкових напружень у вершині тріщини, що виникають у результаті циклічного навантаження. Внутрішній опір не залежить від початкових умов одержання тріщини, а залежить тільки від матеріалу. Воно відповідає найменшому можливому значенню порога Кth. Залишкові напруження у вершині тріщини, що виникають у результаті циклічного навантаження, ростуть зі збільшенням коефіцієнта інтенсивності напружень, при якому отримана тріщина, КH. Це є причиною зростання Кt у міру росту КH.

У проведених експериментах залишкові стискаючі напруження, обумовлені попереднім пластичним розтяганням, знижують залишкові напруження у вершині тріщини, що виникають у результаті її росту. Це і веде до падіння чутливості граничних значень КІН до початкових умов у міру збільшення ступеня попередньої деформації.

Дані, що приведені в розділі 2, опубліковані в роботах [3].

Рис. 2. Залежності швидкості росту тріщин від максимальних коефіцієнтів інтенсивності напружень для деформованого сплаву ВТ5-1 | Рис. 3. Порівняння залежностей швидкості росту тріщин від максимальних коефіцієнтів інтенсивності напружень: 1 - для деформованого сплаву ВТ5-1; 2 - недеформованого сплаву

У третьому розділі приведені результати досліджень впливу попередньої деформації на характеристики циклічної тріщиностійкості. При оцінці циклічної тріщиностійкості попередньо деформованого сплаву типу ВТ5-1 виділені чотири характерні ступені пластичної деформації роз тяганням, що відповідають залишкової поперечної деформації ' 0%, 0,2%, 0,5%, 3,0%. Для цих ступенів деформації вивчалися: зміни форм тріщини при періодичному навантаженні, залежності граничних значень коефіцієнтів інтенсивності напружень від параметрів одержання тріщини, умови гарантованого нерозвитку будь-якої тріщини від утомленості, вплив параметрів навантаженості тріщини на швидкість її розвитку.

За результатами експериментальних даних для чотирьох величин залишкової деформації були отримані залежності початкових умов одержання тріщини (Кt) від граничних значень КІН (КH), визначені ступені чутливості граничних значень КІН до початкових умов і рівень КІН, при якому тріщина будь-яких розмірів, отримана при будь-яких умовах, не буде розвиватися, — Кt0 (рис. 4).

Порівняння діаграм росту тріщин від утомленості сплаву типу ВТ5-1 дає можливість зробити висновок, що при коефіцієнті інтенсивності напруження, що перевищує 10 МПам1/2 швидкість поширення тріщин практично не залежить від ступеня попередньої деформованості (рис.5), а для для КІН, що не перевищують 10 МПам1/2, швидкості розвитку тріщин тим менше, чим більше ступінь попереднього пластичного деформування.

|

Рис. 5. Порівняння діаграм росту тріщин від утомленості сплаву типу ВТ5-1:

1 – недеформованого; 2 - деформованого до величини залишкової деформації 0,2%; 3 - деформованого до величини залишкової деформації 0,5%; 4 - деформованого до величини залишкової деформації 3,0%

Рис. 4. Порівняння залежностей Кt від КН для титанового сплаву типу ВТ5-1:

1 – недеформованого; 2 - деформованого до величини залишкової деформації 0,2%; 3 - деформованого до величини залишкової деформації 0,5%; 4 - деформованого до величини залишкової деформації 3,0%; 5 – лінія значень Кt0

Проведено дослідження залежності зміни розміру тріщини від числа циклів навантаження при постійному К = 5,73 МПам1/2 для різних ступенів попередньої пластичної деформації (рис. 6).

Рис. 6. Залежність глибини тріщини від числа циклів навантаження при постійному К=5,73 МПам1/2: 1- ==0%; 2 - =0,2%; 3 - =0,5%; 4 - =3,0%

Як свідчать результати досліджень, у міру зростання ступеня деформації збільшуються й швидкості розвитку тріщин у припороговой області. Параметри залежності швидкості поширення тріщин від коефіцієнта інтенсивності напружень отримані на підставі лінійного регресійного аналізу по стандартній програмі.

Для визначення впливу попередніх пластичних деформацій на тріщиностійкість сплаву ВТ5-1 визначалися осьові залишкові напруження у зразках, попередньо деформованих до величин залишкової поперечної деформації 0,2 й 3,0%. Оцінка осьових залишкових напружень проводилася на поверхні зразків діаметром 20 мм по методу канавки (рис. 7, 8).

Рис. 7. Характер зміни залишкових напружень. Попередня деформація 0,2% | Рис. 8. Характер зміни залишкових напружень. Попередня деформація 3%

Проведені дослідження залишкових напружень дозволяють констатувати наступне:—

при деформуванні розтяганням зразків зі сплаву типу ВТ5-1 у поверхневих шарах створюються стискаючі осьові залишкові напруження;—

величини і розподіл залишкових напружень по глибині практично однакові на діаметрально протилежних сторонах попередньо деформованого зразка;—

осьові залишкові напруження по глибині перетину убувають з великим градієнтом;— у міру збільшення ступеня попередньої деформації від 0,2 до 3,0% величини максимальних стискаючих напружень у поверхневих шарах зростають від 16,6 до 38,0 МПа.

Дані, що представлені в розділі 3, опубліковані в роботах [1, 2, 4 ].

У четвертому розділі викладена методика дослідження міцності від утомленості зразків з титанових сплавів. Описано установку й апаратура для іспиту, методики проведення експериментів, вибір розмірів і форми зразків, а також способи їх навантаження, зумовлюваних особливостями експлуатації лопаток ГТД, виготовлених з досліджуваного матеріалу.

Форма й розміри зразків для випробування на міцність від утомленості були обрані, виходячи з наступних вимог: локалізація “небезпечного” перетину по довжині зразка, частота навантаження повинна приблизно дорівнювати власній частоті коливань робочих лопаток компресорів, виготовлених з досліджуваного сплаву (близько 1 кГц). Випробування зразків проводились на електродинамічному вібростенді типу ВЕДС-200.

Було отримано для дослідження 5 типів структури сплаву ВТ3-1 (табл. 1.). Прутки діаметром 15 мм зі сплаву ВТ3-1 у вихідному стані піддавали попередньому загартуванню з однофазної -області (1473 К) з метою одержання безструктурного стану. Після загартування прутки прокочували на двовальцевому прокатному стані зі ступенем обтиснення 50% (обтиснення за один прохід 10-12%) при температурах 1073-1223 К, нагрівали в лабораторних печах опору в умовах, максимально наближених до ізотермічних, а потім віджигали при температурах 1073-1123 К на протязі 4-6 годин у вакуумній печі при залишковому тиску не більш 10-5 Па

Таблиця 1

Методи термомеханічної обробки (ТМО) досліджуваного сплаву

№ типу

структури | Режим термомеханічної обробки сплаву

1 | Вихідний пруток (матеріал у стані постачання без )

2 | 1. Загартування у воду від 1323 К після витримки 0,5 ч

2. Прокатка при 1073 К с обтисненням 50%

3. Рекристалізаційний відтжиг при 1073 К, витримка 5 ч

3 | 1. Загартування у воду від 1323 К після витримки 0,5 ч

2. Прокатка при 1173 К с обтисненням 50%

3. Рекристалізаціний віджиг при 1073 К, витримка 5 ч

4 | 1. Загартування у воду від 1323 К після витримки 0,5 ч

2. Прокатка при 1223 К с обтисненням 50%

3. Рекристалізаціний віджиг при 1073 К, витримка 5 ч

5 | Режим ТМО, застосовуваний у промисловості для сплаву ВТ3-1

Було встановлено, що сплав ВТ3-1 у типах структур 1, 3, 5 (тут і далі нумерація структур сплаву відповідно до таблиці 1) має бімодальну структуру з глобулярною первинною -фазою і пластинчастою (+)-матрицею. Структура 4 характеризується також бімодальною глобулярною структурою, але з ділянками -перетвореної фази. У зразках, деформованих при температурах 1123 і 1173 К (тобто типи структур 2 і 3), спостерігали формування текстури базисно-призматичного типу, причому підвищення температури деформування приводило до формування більш гострої -фази з посиленням призматичної складової. Подальше підвищення температури прокатки до 1223 К (структура типу 4) супроводжується формуванням практично безтекстурної структури -фази. Структура 5 також характеризується слабко вираженою кристалографічною текстурою -фази. З розгляду приведених кривих (рис. 9) утомленості видно, що найбільш високою циклічною міцністю володіють зразки, що мають структуру, а найменш міцні — зразки, що мають тип структури.

Як свідчать результати випробувань на утомленість, операція травлення зразків приводить до зниження границі витривалості. Для усунення негативного впливу даного етапу виготовлення в роботі запропонований новий травитель (3% (об'ємних) HF - 7% HCe4, 90%H2O), що практично не знижує міцності від утомленості виробів з титанових сплавів (рис. 10).

Проведено дослідження впливу ультразвукового зміцнення на міцність від утомленості титанового сплаву ВТ3-1, що має 5 тип структури, тобто близькому до тому, що є в матеріалі кувань вентиляторних лопаток. Ультразвукове зміцнення проводили по режиму I (dш=1,6 мм, I=40-45 од., Р = 400 м, t = 10 хв) і додатковому режиму II (dш=1,0 мм, Р = 400 м, I = 40-45 од., t - 1 хв).

Рис. 9. Криві утомленості зразків сплаву ВТ3-1

Як свідчать результати іспитів, зразкі з титанового сплаву ВТ3-1, що мають оптимальну термомеханічну обробку і володіють високою циклічною міцністю, при проведенні УЗЗ суттєво втрачають рівень міцності. Проведені експерименти показують, що криві утомленості зразків, що не піддавалися травленню, зразків, протравлених новим травителем і зразків, підданих травленню традиційним травителем, але підданих вакуумному віджигу, практично однакові.

Рис. 10. Криві утомленості зразків сплаву ВТ3-1після травлення

Були проведені дослідження впливу високої температури на характеристики міцності від утомленості зразків з титанового сплаву ВТ3-1, що пройшли різні варіанти ТМО.

Дослідження міцності від утомленості проводилися за оригінальною методікою у комбінованій печі (рис.11), що дозволило отримати заданий розподіл температур по вісі зразка (рис.12).

Рис. 11. Схема комбінованої печі для нагрівання зразків: 1 – зразок зі сплаву ВТ3-1; 2 – індуктор; 3, 4 – трубки з жароміцного сплаву ЭИ435; 5 – поле ТВЧ; 6 – елементи кріплення стенду | Рис. 12. Розподіл температури по довжині зразка з титанового сплаву ВТ3-1 для дослідження міцності від утомленості

Установлено, що висока температура (723 К) трохи знижує границю витривалості на базі 2107 циклів як зразків, що не мали оптимальної ТМО, так і зразків, що пройшли оптимальну термомеханічну обробку. Характерно те, що високі міцністні властивості зразків, що пройшли оптимальну ТМО, не губляться при іспиті в умовах високої температури.

Дані, що приведені в розділі 4, опубліковані в роботах [5, 6, 7, 8 ].

Висновки

1. У роботі проаналізовані основні технологічні фактори, що впливають на довговічність деталей повітряного тракту газотурбінних двигунів. Розглянуто основні види руйнувань і методи підвищення опору утомленості елементів конструкції авіаційних ГТД. Проведений аналіз показав, що вплив залишкових напружень на витривалість залежить від механічних властивостей матеріалу і характеру напруженого стану.

2. Уточнено математичну модель, що дозволяє робити оцінку впливу рівня залишкових напружень у поверхневому шарі виробу на величину міцності від утомленості. Так для лопатки заданої геометрії з титанового сплаву ВТ3-1, що має напруження порядку, що розтягують, 40 МПа в поверхневому шарі з глибиною залягання до 30 мкм, має місце зниження величини міцності від утомленості до 15 %.

3. Проаналізовані особливості процесів зародження і розвитку тріщин від утомленості у лопатках ГТД із титанових сплавів і запропонований спосіб визначення характеристик циклічної тріщиностійкості сплаву при періодичному навантаженні з урахуванням одночасного накладення постійних залишкових стискаючих напружень, що виникають у деталях під впливом попереднього пластичного деформування.

4. Виявлено, що на відміну від границі витривалості різкої зміни характеристик циклічної тріщиностійкості при величині попередньої пластичної деформації 0,2% не спостерігається. Попередні деформації в інтервалі від 0 до 3% не впливають на величину мінімального граничного коефіцієнта інтенсивності напружень і на швидкість розвитку тріщин від утомленості.

5. Проведено дослідження впливу ступеня попередньої пластичної деформації на характеристики циклічної тріщиностійкості конструкційного титанового сплаву типу ВТ5-1. Аналіз розкриття тріщин від утомленості у недеформованому і попередньо пластично розтягнутому матеріалі показав, що залежність форми тріщини від її розмірів при навантаженні з обертанням залишається незмінною для будь-якого ступеня попередньої деформації.

6. Експериментальне визначення залишкових напружень дозволило установити, що при попередньому пластичному розтяганні зразків у поверхневих шарах створюються стискаючі осьові залишкові напруження, що убувають по глибині перетину з великим градієнтом. В міру збільшення ступеня попередньої деформації від 0,2 до 3,0% величини максимальних стискаючих напружень зростають від 16,6 до 38,0 МПа.

7. Було досліджено 5 типів структури сплаву ВТ3-1, сформованих при різних варіантах ТМО. Крім того, була отримана структура, що імітує структуру після режиму термомеханічної обробки, застосовуваної в промисловості для даного сплаву. Аналіз кривих утомленості показав, що найбільш високою циклічною міцністю володіють зразки, що мають структуру, а найменш міцні — зразки, що мають тип структури.

8. Як свідчать результати іспитів міцності від утомленості, поряд з низьким опором утомленості зразків, підданих операції травлення, зразки, що не пройшли операцію травлення, мали високу границю витривалості. У роботі запропонований новий травитель (3% (об'ємних) HF - 7% HCe4, 90%H2O), що практично не знижує міцності від утомленості виробів з титанових сплавів.

9. Установлено, що зразкі з титанового сплаву ВТ3-1, які мають оптимальну термомеханічну обробку і володіють високою циклічною міцністю, при проведенні УЗЗ суттєво втрачають рівень міцності. Висока температура (723 К) трохи знижує границю витривалості на базі 2107 циклів як зразків, що не мали оптимальної ТМО, так і зразків, що пройшли оптимальну термомеханічну обробку. Характерно те, що високі міцністні властивості зразків, що пройшли оптимальну ТМО, не губляться при іспиті в умовах високої температури.

Список опублікованих праць за темою дисертації

1. Исследование зависимости скорости роста усталостных трещин от степени предварительной пластической деформации / С.А. Войтенко, О.В. Покатов, С.Е. Маркович, В.Н. Фандеев // Авиационно-космическая техника и технология. -2006.- № 8(34).- С. 16-19.

2. Закономерности распространения усталостных трещин в предварительно деформированном материале/ С.А. Войтенко, О.В. Покатов, С.Е. Маркович, В.Н. Фандеев // Вестник двигателестроения.- 2006.- № 3.- С. 98-102.

3. Войтенко В.С. Влияние степени предварительного деформирования на циклическую трещиностойкость материала // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: Зб. науч. трудов.- Вып. 22 (5).- Харьков, 2000-с. 32-36.

4. Долматов А.И., Колтун К.С., Войтенко В.С., Богуслаев В.А. Остаточные напряжения в предварительно деформированном образце. // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: Зб. науч. трудов.- Вып. 21(4).- Харьков, 2000 - с. -38.

5. Войтенко В. С., Маркович С. Е., Ткаченко В.В., Яковлев В. Г. Влияние
режимов упрочнения и отжига на прочность титановых сплавов. // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: Зб. науч. трудов.- Вып.23(6).- Харьков, 2000.- с. 82-91.

6. Войтенко В.С. Влияние ультразвукового упрочнения и термомеханической обработки на прочность деталей из титановых сплавов // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: Зб. науч. трудов.- Вып. 23 (6).- Харьков, 2000— с.17—27.

7. Неразрушающий контроль лопаток из титановых сплавов / Войтенко В.С., Маркович С.Е., Матюхин В.А., Ткаченко В.В // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: Зб. науч. трудов.- Вып.22 (5).- Харьков, 2000.- с. 77-90.

8. Войтенко В.С. Исследование сопротивления усталости титановых сплавов // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: Зб. науч. трудов.- Вып.24(1).- Харьков, 2001.- с. 18-25.

У роботах, виконаних у співавторстві, автору належать:

[1] – вдосконалення технології виготовлення зразків з титанового сплаву ВТ5-1 із залишковою деформацією від 0,2 до 3 %. Проведення статистичної обробки експериментальних даних методом найменших квадратів;

[2] - розробка оригінальної методики усталостных іспитів зі східчастою зміною навантаження. Підготовка і планування експерименту. Статистична обробка експериментальних даних та аналіз результатів;

[4] - розробка методики виготовлення зразків з титанового сплаву ВТ5-1 із залишковою деформацією від 0,2 до 3 %. Розрахунок величини і розподілу залишкових напружень, аналіз результатів експерименту;

[5] - уточнення технології трьох видів термомеханічної обробки титанових зразків. Дослідження мікроструктури сплаву після різних видів ТМО методом електронний просвітлюючої мікроскопії на мікроскопі “Tesla-BS-530”. Розробка методики проведення досліджень кристалографічної текстури за допомогою спеціальної автоматизованої приставки до дифрактометру ДРОН-3.;

[7] - вдосконалення методики проведення досліджень кристалографічної текстури за допомогою спеціальної автоматизованої приставки до дифрактометру ДРОН-3. Оцінка текстурного стану поверхні лопатки по співвідношенню об'ємних часток текстурних компонентів. Проведення систематизації за характером змін цих залежностей для загального числа лопаток, що досліджувались.

Анотація

Войтенко С.А. Дослідження процесів формування факторів технологічної спадковості при виготовленні деталей газотурбінних двигунів із титанових сплавів. – Рукопис.

Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук за фахом 05.07.04 – технологія виробництва літальних апаратів. - Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського “ХАІ”, Харків, 2007.

У роботі проаналізовані основні технологічні фактори, що впливають на довговічність деталей повітряного тракту газотурбінних двигунів. Розглянуто основні види руйнувань і методи підвищення опору утомленості елементів конструкції авіаційних ГТД.

Уточнено математичну модель, що дозволяє робити оцінку впливу рівня залишкових напружень у поверхневому шарі виробу на величину міцності від утомленості. Так для лопатки заданої геометрії з титанового сплаву ВТ3-1, що має напруження порядку, що розтягують, 40 МПа в поверхневому шарі з глибиною залягання до 30 мкм, має місце зниження величини міцності від утомленості до 15 %. Запропоновано методику визначення коефіцієнтів інтенсивності напружень для поверхневої тріщини в неоднорідному полі номінальних напруження, що дозволяє перейти до визначення швидкості росту, розробити рекомендації з вибору режимів ТМО, скоротити до 30% час переходу на нові технології обробки й об'єкти виробництва.

Встановлено факт незалежності характеристик циклічної тріщиностійкості сплаву типу ВТ5-1 від ступеня попереднього пластичного деформування, а також виявлене раніше явище різкого зниження границі витривалості сплаву в області малих пластичних деформацій. У роботі запропонований новий травитель (3% (об'ємних) HF - 7% HCe4, 90%H2O), що практично не знижує міцності від утомленості виробів з титанових сплавів.

Основні результати роботи знайшли застосування при оптимізації режимів обробки деталей компресора авіадвигунів на ВАТ “Мотор Січ”, м. Запоріжжя, Україна. Економічний ефект від упровадження результатів дисертаційних досліджень склав 230 тис. гривень у рік.

Ключові слова: поверхневий шар, залишкові напруження, технологічна спадковість, тріщиностійкість.

Аннотация

Войтенко С.А. Исследование процессов формирования факторов технологической наследственности при изготовлении деталей газотурбинных двигателей из титановых сплавов. – Рукопись.

Диссертация на соискание учёной степени кандидата технических наук по специальности 05.07.04 – технология производства летательных аппаратов. - Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского “ХАІ”, Харьков, 2007.

В работе проанализированы основные технологические факторы, влияющие на долговечность деталей воздушного тракта газотурбинных двигателей. Рассмотрены основные виды разрушений и методы повышения сопротивления усталости элементов конструкции авиационных ГТД.

Проведен анализ особенностей зарождения и развития усталостных трещин в лопатках газотурбинных двигателей, установлена зависимость критического размера микротрещины от граничного значения коэффициента интенсивности напряжений и факторы, определяющие граничные условия зарождения и распространения трещины.

Уточнена математическая модель, позволяющая делать оценку влияния уровня остаточных напряжений в поверхностном слое изделия произвольной конфигурации на величину сопротивления усталости. Так для лопатки заданной геометрии из титанового сплава ВТ3-1, имеющей растягивающие напряжение порядка 40 МПа в поверхностном слое с глубиной залегания до 30 мкм, имеет место снижения величины усталостной прочности до 15 %. Проведен анализ влияния предыстории нагружения и дефектов типа трещин на характеристики циклической трещиностойкости.

Предложена методика определения коэффициентов интенсивности напряжений для поверхностной трещины в неоднородном поле номинальных напряжений, которая позволяет перейти к определению скорости роста, разработать рекомендации из выбора режимов ТМО, сократить до 30% время перехода на новые технологии обработки и объекты производства.

Проанализированы особенности процессов зарождения и развития усталостных трещин в лопатках ГТД из титановых сплавов. Проведено комплексное исследование влияния степени предварительной пластической деформации на характеристики циклической трещиностойкости. Предложен способ определения характеристик циклической трещиностойкости сплава при периодическом нагружении изгибом с учетом одновременного наложения постоянных остаточных сжимающих напряжений, возникающих в деталях под влиянием предварительного пластического деформирования. Установлено, что внутреннее сопротивление не зависит от начальных условий получения трещины, а зависит только от материала. Оно соответствует наименьшему возможному значению порога КИН. Остаточные напряжения в вершине