Pale di turbina monocristalline: una svolta tecnologica che rompe i limiti delle alte temperature Italia

1 Sviluppo di motori a turbina a gas per l'aviazione

Con l'aumento dei requisiti prestazionali per gli aeromobili per il trasporto, militari, di produzione e altri scopi, i primi motori a pistoni non erano più in grado di soddisfare le esigenze del volo ad alta velocità. Pertanto, a partire dagli anni '1950, i motori a turbina a gas sono gradualmente diventati mainstream.

Nel 1928, Sir Frank Whittle del Regno Unito sottolineò nella sua tesi di laurea "Future Development in Aircraft Design" mentre studiava all'accademia militare che, in base alle conoscenze tecniche di quel tempo, lo sviluppo futuro dei motori a elica non poteva adattarsi alle esigenze di alta quota o velocità di volo superiori a 800 km/h. Per primo propose il concetto di quello che oggi è chiamato motore a reazione (motore): l'aria compressa viene fornita alla camera di combustione (combustione) tramite un pistone tradizionale e il gas ad alta temperatura generato viene utilizzato direttamente per spingere il volo, che può essere considerato come un motore a elica più un design della camera di combustione. In ricerche successive, abbandonò l'idea di utilizzare un pistone pesante e inefficiente e propose di utilizzare una turbina (turbina) per fornire aria compressa alla camera di combustione e la potenza della turbina veniva ottenuta dai gas di scarico ad alta temperatura. Nel 1930, Whittle fece domanda di brevetto e nel 1937 sviluppò il primo motore turbogetto centrifugo al mondo, che fu ufficialmente utilizzato nell'aereo Gloster E.28/39 nel 1941. Da allora, i motori a turbina a gas hanno dominato la potenza dell'aviazione e sono un importante simbolo del livello industriale scientifico e tecnologico di un paese e della sua forza nazionale complessiva.

I motori aeronautici possono essere suddivisi in quattro tipi fondamentali in base al loro utilizzo e alle caratteristiche strutturali: motori turbogetto, motori turbofan, motori turboalbero e motori turboelica:

I motori a turbina a gas per l'aviazione sono chiamati motori turbogetto, che sono i primi motori a turbina a gas utilizzati. Dal punto di vista del modo in cui viene generata la spinta, i motori turbogetto sono i motori più semplici e diretti. Il ragionamento si basa sulla forza di reazione generata dall'iniezione ad alta velocità del vortice. Tuttavia, il flusso d'aria ad alta velocità sottrae molto calore ed energia cinetica allo stesso tempo, causando una grande perdita di energia.

Il motore turbofan divide l'aria che fluisce nel motore in due percorsi: il condotto interno e il condotto esterno, il che aumenta il flusso d'aria totale e riduce la temperatura di scarico e la velocità del flusso d'aria nel condotto interno.

I motori turboalbero e turboelica non generano spinta tramite iniezione di flusso d'aria, quindi la temperatura e la velocità di scarico sono notevolmente ridotte, l'efficienza termica è relativamente elevata e il tasso di consumo di carburante del motore è basso, il che è adatto per aeromobili a lungo raggio. La velocità dell'elica generalmente non cambia e si ottengono spinte diverse regolando l'angolazione della pala.

Il motore propfan è un motore tra i motori turboelica e turbofan. Può essere diviso in motori propfan con cassa dell'elica intubata e motori propfan senza cassa dell'elica intubata. Il motore propfan è il nuovo motore a risparmio energetico più competitivo adatto al volo subsonico.

I motori aerospaziali civili hanno attraversato più di mezzo secolo di sviluppo. La struttura del motore si è evoluta dal primo motore a turbina centrifuga al motore a flusso assiale a rotore singolo, dal motore turbogetto a doppio rotore al motore turbofan a basso rapporto di bypass e poi al motore turbofan ad alto rapporto di bypass. La struttura è stata costantemente ottimizzata con la ricerca di efficienza e affidabilità. La temperatura di ingresso della turbina era di soli 1200-1300 K nella prima generazione di motori turbogetto negli anni '1940 e '1950. Aumentava di circa 200 K con ogni aggiornamento dell'aereo. Entro gli anni '1980, la temperatura di ingresso della turbina dei jet da combattimento avanzati di quarta generazione raggiunse i 1800-2000 K[1].

Il principio del compressore d'aria centrifugo è che la girante spinge il gas a ruotare ad alta velocità, in modo che il gas generi forza centrifuga. A causa del flusso di pressione di espansione del gas nella girante, la portata e la pressione del gas dopo il passaggio attraverso la girante aumentano e l'aria compressa viene prodotta continuamente. Ha una dimensione assiale corta e un elevato rapporto di pressione monostadio. Il compressore d'aria a flusso assiale è un compressore in cui il flusso d'aria scorre sostanzialmente parallelamente all'asse della girante rotante. Il compressore a flusso assiale è costituito da più stadi, ogni stadio contiene una fila di pale del rotore e una successiva fila di pale dello statore. Il rotore è costituito dalle pale di lavoro e dalla ruota e lo statore è la guida. L'aria viene prima accelerata dalle pale del rotore, decelerata e compressa nel canale delle pale dello statore e ripetuta nelle pale multistadio fino a quando il rapporto di pressione totale non raggiunge il livello richiesto. Il compressore a flusso assiale ha un diametro piccolo, che è conveniente per l'uso in tandem multistadio per ottenere un rapporto di pressione più elevato.  

I motori turbofan solitamente utilizzano come parametri di progettazione il rapporto di bypass, il rapporto di pressione del motore, la temperatura di ingresso della turbina e il rapporto di pressione della ventola:

Rapporto di bypass (BPR): rapporto tra la massa di gas che scorre attraverso i condotti di uscita e la massa di gas che scorre attraverso i condotti interni nel motore. Il rotore nella parte anteriore di un motore turbogetto è solitamente chiamato compressore a bassa pressione, e il rotore nella parte anteriore di un motore turbofan è solitamente chiamato ventola. Il gas pressurizzato che passa attraverso il compressore a bassa pressione attraversa tutte le parti del motore turbogetto; il gas che passa attraverso la ventola è diviso nei condotti interni ed esterni. Dall'emergere dei motori turbofan, il BPR è aumentato e questa tendenza è particolarmente evidente nei motori turbofan civili.

Rapporto di pressione del motore (EPR): rapporto tra la pressione totale all'uscita dell'ugello e la pressione totale all'ingresso del compressore.

Temperatura di ingresso della turbina: temperatura dei gas di scarico della camera di combustione quando entrano nella turbina.

Rapporto di compressione della ventola: detto anche rapporto di compressione, è il rapporto tra la pressione del gas all'uscita del compressore e la pressione del gas all'ingresso.

Due efficienze:

Efficienza termica: misura dell'efficienza con cui un motore converte l'energia termica generata dalla combustione in energia meccanica.

Efficienza di propulsione: misura della percentuale di energia meccanica generata dal motore che viene utilizzata per muovere l'aereo.

2 Sviluppo delle pale della turbina

Sviluppo iterativo

Prendendo come esempio un motore turbofan, il valore delle pale rappresenta fino al 35% e sono un componente critico nella fabbricazione di motori aeronautici. In un motore, ci sono da 3,000 a 4,000 pale aeronautiche, che possono essere divise in tre categorie: pale del ventilatore, pale del compressore e pale della turbina. Il valore delle pale della turbina è il più alto, raggiungendo il 63%. Allo stesso tempo, sono anche le pale con la più alta difficoltà di fabbricazione e il costo di fabbricazione nei motori turbofan [2].    

Negli anni '1970, gli Stati Uniti furono i primi a utilizzare le pale a solidificazione direzionale PWA1422 nei motori di aerei militari e civili.

Dopo gli anni '1980, il rapporto spinta-peso del motore di terza generazione è aumentato a più di 8 e le pale della turbina hanno iniziato a utilizzare la prima generazione di SX, PWA1480, RenéN4, CMSX-2 e DD3 della Cina. La sua capacità di sopportare la temperatura è di 80 K superiore a quella della migliore lega ad alta temperatura di fusione a solidificazione direzionale PWA1422. Vantaggi. Insieme alla tecnologia cava a canale singolo con raffreddamento a film, la temperatura di esercizio delle pale della turbina raggiunge 1600-1750 K. .

Il motore turbofan di quarta generazione utilizza SXPWA1484, RenéN5, CMSX-4 e DD6 di seconda generazione. Aggiungendo elementi Re e tecnologia di raffreddamento ad aria ad alta pressione multicanale, la temperatura di esercizio delle pale della turbina raggiunge 1800K-2000K. A 2000K e 100h La resistenza duratura raggiunge 140MPa.

La terza generazione di SX sviluppata dopo gli anni '1990 include RenéN6, CMRX-10 e DD9, che hanno vantaggi molto evidenti in termini di resistenza allo scorrimento rispetto alla seconda generazione di SX. Sotto la protezione di complessi canali di raffreddamento e rivestimenti di barriera termica, la temperatura di ingresso della turbina che può sopportare raggiunge i 3000 K. La lega di composti intermetallici utilizzata nelle pale raggiunge i 2200 K e la resistenza di durata di 100 ore raggiunge i 100 MPa.

Attualmente sono in fase di sviluppo la quarta generazione di SX rappresentata da MC-NG[4], TMS-138, ecc., e la quinta generazione di SX rappresentata da TMS-162, ecc. La sua composizione è caratterizzata dall'aggiunta di nuovi elementi di terre rare come Ru e Pt, che migliorano significativamente le prestazioni di creep ad alta temperatura di SX. La temperatura di lavoro della lega ad alta temperatura di quinta generazione ha raggiunto 1150°C, che è vicina alla temperatura di esercizio limite teorica di 1226°C.

3 Sviluppo di superleghe monocristalline a base di nichel

3.1 Caratteristiche di composizione e composizione di fase delle superleghe monocristalline a base di nichel

In base al tipo di elementi della matrice, le leghe ad alta temperatura possono essere suddivise in a base di ferro, a base di nichel e a base di cobalto e ulteriormente suddivise in macrostrutture di fusione, forgiatura e metallurgia delle polveri. Le leghe a base di nichel hanno prestazioni ad alta temperatura migliori rispetto agli altri due tipi di leghe ad alta temperatura e possono funzionare a lungo in ambienti ad alta temperatura difficili.

Le leghe ad alta temperatura a base di nichel contengono almeno il 50% di Ni. La loro struttura FCC le rende altamente compatibili con alcuni elementi di lega. Il numero di elementi di lega aggiunti durante il processo di progettazione spesso supera 10. La comunanza degli elementi di lega aggiunti è classificata come segue: (1) Ni, Co, Fe, Cr, Ru, Re, Mo e W sono elementi di prima classe, che servono come elementi stabilizzanti dell'austenite; (2) Al, Ti, Ta e Nb hanno raggi atomici più grandi, che promuovono la formazione di fasi di rafforzamento come il composto Ni3 (Al, Ti, Ta, Nb) e sono elementi di seconda classe; (3) B, C e Zr sono elementi di terza classe. La loro dimensione atomica è molto più piccola di quella degli atomi di Ni e sono facilmente segregati ai confini dei grani della fase γ, svolgendo un ruolo nel rafforzamento dei confini dei grani [14].

Le fasi delle leghe monocristalline ad alta temperatura a base di nichel sono principalmente: fase γ, fase γ', fase carburo e fase topologica compatta (fase TCP).

Fase γ: la fase γ è una fase austenitica con una struttura cristallina FCC, che è una soluzione solida formata da elementi quali Cr, Mo, Co, W e Re disciolti nel nichel.

Fase γ': la fase γ' è un composto intermetallico Ni3(Al, Ti) di FCC, che si forma come fase di precipitazione e mantiene una certa coerenza e discordanza con la fase della matrice, ed è ricco di Al, Ti, Ta e altri elementi.

Fase di carburo: a partire dalla seconda generazione di SX a base di nichel, viene aggiunta una piccola quantità di C, con conseguente comparsa di carburi. Una piccola quantità di carburi viene dispersa nella matrice, il che migliora in una certa misura le prestazioni ad alta temperatura della lega. È generalmente divisa in tre tipi: MC, M23C6 e M6C.

Fase TCP: in caso di invecchiamento del servizio, elementi refrattari eccessivi come Cr, Mo, W e Re promuovono la precipitazione della fase TCP. La TCP è solitamente formata sotto forma di piastra. La struttura della piastra ha un impatto negativo sulle proprietà di duttilità, creep e fatica. La fase TCP è una delle fonti di rottura per creep.

Meccanismo di rafforzamento

La resistenza delle superleghe a base di nichel deriva dall'accoppiamento di molteplici meccanismi di indurimento, tra cui il rafforzamento tramite soluzione solida, il rafforzamento tramite precipitazione e il trattamento termico per aumentare la densità di dislocazione e sviluppare una sottostruttura di dislocazione per garantire il rafforzamento.

L'indurimento in soluzione solida consiste nel migliorare la resistenza di base aggiungendo diversi elementi solubili, tra cui Cr, W, Co, Mo, Re e Ru.

I diversi raggi atomici portano a un certo grado di distorsione del reticolo atomico, che inibisce il movimento di dislocazione. Il rafforzamento della soluzione solida aumenta con l'aumento della differenza di dimensioni atomiche.

Il rafforzamento della soluzione solida ha anche l'effetto di ridurre l'energia di guasto di impilamento (SFE), inibendo principalmente lo slittamento trasversale delle dislocazioni, che è la principale modalità di deformazione dei cristalli non ideali ad alte temperature.

I cluster atomici o le microstrutture di ordine a corto raggio sono un altro meccanismo che aiuta a ottenere il rafforzamento tramite soluzione solida. Gli atomi di Re in SX si segregano nella regione di stress di trazione del nucleo di dislocazione all'interfaccia γ/γ', formando un'"atmosfera di Cottrell", che impedisce efficacemente il movimento di dislocazione e la propagazione delle crepe. (Gli atomi di soluto sono concentrati nell'area di stress di trazione delle dislocazioni di bordo, riducendo la distorsione del reticolo, formando una struttura di gas di Coriolis e producendo un forte effetto di rafforzamento della soluzione solida. L'effetto aumenta con l'aumento della concentrazione di atomi di soluto e l'aumento della differenza di dimensioni)

Re, W, Mo, Ru, Cr e Co rafforzano efficacemente la fase γ. Il rafforzamento della soluzione solida della matrice γ svolge un ruolo estremamente importante nella resistenza allo scorrimento delle leghe ad alta temperatura a base di nichel.

L'effetto di indurimento per precipitazione è influenzato dalla frazione di volume e dalle dimensioni della fase γ'. Lo scopo dell'ottimizzazione della composizione delle leghe ad alta temperatura è principalmente quello di aumentare la frazione di volume della fase γ' e migliorare le proprietà meccaniche. Le leghe ad alta temperatura SX possono contenere il 65%-75% della fase γ', con conseguente buona resistenza allo scorrimento. Ciò rappresenta il valore massimo utile dell'effetto di rafforzamento dell'interfaccia γ/γ' e un ulteriore aumento porterà a una significativa diminuzione della resistenza. La resistenza allo scorrimento delle leghe ad alta temperatura con un'elevata frazione di volume della fase γ' è influenzata dalle dimensioni delle particelle della fase γ'. Quando le dimensioni della fase γ' sono piccole, le dislocazioni tendono a salire attorno ad essa, con conseguente diminuzione della resistenza allo scorrimento. Quando le dislocazioni sono costrette a tagliare la fase γ', la resistenza allo scorrimento raggiunge il suo massimo. Man mano che le particelle della fase γ' aumentano di dimensione, le dislocazioni tendono a piegarsi tra di loro, con conseguente diminuzione della resistenza allo scorrimento [14].

Esistono tre principali meccanismi di rafforzamento delle precipitazioni:

Rafforzamento della discrepanza del reticolo: la fase γ' è dispersa e precipitata nella matrice della fase γ in modo coerente. Entrambe sono strutture FCC. La discrepanza del reticolo riflette la stabilità e lo stato di stress dell'interfaccia coerente tra le due fasi. Il caso migliore è che la matrice e la fase precipitata abbiano la stessa struttura cristallina e parametri reticolari della stessa geometria, in modo che più fasi precipitate possano essere riempite nella fase γ. L'intervallo di discrepanza delle leghe ad alta temperatura a base di nichel è 0~±1%. Re e Ru sono ovviamente segregati con la fase γ. L'aumento di Re e Ru aumenta la discrepanza del reticolo.

Rafforzamento dell'ordine: il taglio della dislocazione causerà disordine tra la matrice e la fase precipitata, richiedendo più energia

Meccanismo di bypass della dislocazione: chiamato meccanismo di Orowan (curvatura di Orowan), è un meccanismo di rafforzamento in cui la fase precipitata nella matrice metallica impedisce alla dislocazione in movimento di continuare a muoversi. Principio di base: quando la dislocazione in movimento incontra una particella, non può passare attraverso, con conseguente comportamento di bypass, crescita della linea di dislocazione e aumento della forza motrice richiesta, con conseguente effetto di rafforzamento.

3.3 Sviluppo di metodi di fusione di leghe ad alta temperatura

La prima lega utilizzata in ambienti ad alta temperatura può essere fatta risalire all'invenzione del Nicromo nel 1906. L'emergere di turbocompressori e motori a turbina a gas ha stimolato lo sviluppo sostanziale di leghe ad alta temperatura. Le pale della prima generazione di motori a turbina a gas sono state prodotte tramite estrusione e forgiatura, che ovviamente avevano i limiti dell'epoca. Attualmente, le pale di turbina in lega ad alta temperatura sono per lo più realizzate tramite fusione a cera persa, in particolare tramite solidificazione direzionale (DS). Il metodo DS è stato inventato per la prima volta dal team Versnyder di Pratt & Whitney negli Stati Uniti negli anni '1970 [3]. Nei decenni di sviluppo, il materiale preferito per le pale di turbina è cambiato da cristalli equiassici a cristalli colonnari, e poi è stato ottimizzato in materiali in lega ad alta temperatura monocristallini.

La tecnologia DS viene utilizzata per produrre componenti in lega SX con nucleo colonnare, che migliora significativamente la duttilità e la resistenza agli shock termici delle leghe ad alta temperatura. La tecnologia DS garantisce che i cristalli colonnari prodotti abbiano un orientamento [001], che è parallelo all'asse di stress principale della parte, piuttosto che un orientamento casuale dei cristalli. In linea di principio, DS deve garantire che la solidificazione del metallo fuso nella fusione venga eseguita con il metallo di alimentazione liquido sempre in uno stato appena solidificato.

La fusione di cristalli colonnari deve soddisfare due condizioni: (1) il flusso di calore unidirezionale assicura che l'interfaccia solido-liquido nel punto di crescita del grano si muova in una direzione; (2) non deve esserci alcuna nucleazione davanti alla direzione di movimento dell'interfaccia solido-liquido.

Poiché la frattura della lama solitamente avviene nella struttura debole ad alta temperatura del confine del grano, per eliminare il confine del grano, durante il processo di solidificazione direzionale viene utilizzato uno stampo di solidificazione con una struttura "selettore di grano". La dimensione della sezione trasversale di questa struttura è vicina alla dimensione del grano, in modo che solo un singolo grano cresciuto in modo ottimale entri nella cavità dello stampo della fusione e poi continui a crescere sotto forma di un singolo cristallo finché l'intera lama non sia composta da un solo grano.

Il selettore di cristallo può essere diviso in due parti: il blocco di partenza e la spirale:

All'inizio del processo DS, i grani iniziano a nucleare sul fondo del blocco di partenza. Nella fase iniziale della crescita dei grani, il numero è grande, la dimensione è piccola e la differenza di orientamento è grande. Il comportamento di crescita competitivo tra i grani domina e l'effetto di blocco geometrico della parete laterale è debole. In questo momento, l'effetto di ottimizzazione dell'orientamento è ovvio; quando l'altezza dei grani nel blocco di partenza aumenta, il numero di grani diminuisce, la dimensione aumenta e l'orientamento è vicino. Il comportamento di crescita competitivo tra i grani diminuisce e l'effetto di blocco geometrico della parete laterale domina, assicurando che la direzione del cristallo possa essere continuamente ottimizzata, ma l'effetto di ottimizzazione dell'orientamento è indebolito. Riducendo il raggio del blocco di partenza e aumentando l'altezza del blocco di partenza, l'orientamento dei grani che entrano nella sezione a spirale può essere efficacemente ottimizzato. Tuttavia, aumentando la lunghezza del blocco di partenza si accorcerà lo spazio di crescita effettivo della fusione e si otterrà un ciclo di produzione e un costo di preparazione. Pertanto, è necessario progettare ragionevolmente la struttura geometrica del substrato.

La funzione principale della spirale è quella di selezionare in modo efficiente i monocristalli e la capacità di ottimizzare l'orientamento dei grani è debole. Quando il processo DS viene eseguito a spirale, il canale curvo fornisce spazio per la crescita dei rami dendritici e i dendriti secondari dei grani avanzano nella direzione della linea del liquidus. I grani hanno una forte tendenza allo sviluppo laterale e l'orientamento dei grani è in uno stato fluttuante, con un debole effetto di ottimizzazione. Pertanto, la selezione dei grani nella spirale dipende principalmente dal vantaggio di restrizione geometrica, dal vantaggio di crescita competitiva e dal vantaggio di espansione spaziale dei grani nel segmento a spirale [7], piuttosto che dal vantaggio di crescita dell'orientamento preferito dei grani, che ha una forte casualità [6]. Pertanto, il motivo principale del fallimento della selezione dei cristalli è che la spirale non svolge il ruolo di selezione dei monocristalli. Aumentando il diametro esterno della spirale, riducendo il passo, il diametro della superficie della spirale e riducendo l'angolo di partenza, l'effetto di selezione dei cristalli può essere notevolmente migliorato.

La preparazione delle pale di turbina monocristalline cave richiede più di una dozzina di passaggi (fusione della lega madre, preparazione del guscio della membrana monocristallina, preparazione del nucleo ceramico a configurazione complessa, fusione, solidificazione direzionale, trattamento termico, trattamento superficiale, preparazione del rivestimento di barriera termica, ecc.). Il processo complesso è soggetto a vari difetti, come grani vaganti, lentiggini, piccoli bordi di grano angolari, cristalli striati, deviazione di orientamento, ricristallizzazione, grandi bordi di grano angolari e guasto della selezione dei cristalli.