Wpływ czynników eksploatacyjnych na stan żaroodpornej powłoki łopatek turbiny gazowej

ARTUR KUŁASZKA, DARIUSZ ZASADA

Streszczenie

W procesie eksploatacji wystĊpują róĪnego rodzaju uszkodzenia elementów turbin gazowych. Najbardziej naraĪonym na uszkodzenia elementem turbiny są łopatki, któ-rych to stan techniczny ma decydujące znaczenie dla niezawodnoĞci i trwałoĞci eksploatacyjnej turbiny i całego silnika. Głównymi przyczynami uszkodzeĔ łopatek turbiny gazowej są przegrzanie, pełzanie, a takĪe zmĊczenie cieplne materiału. Spo-wodowane to jest niekorzystnymi warunkami eksploatacji lub wadami produkcyjnymi np. zastosowanie niedostatecznie wytrzymałych rodzajów powłok Īaroodpornych lub nakładanie ich w niewłaĞciwy sposób na materiał łopatki. Reakcja powłok i materiału łopatek na obciąĪenia mechaniczne i cieplne zaleĪy głównie od temperatury pracy. Dobór powłoki ochronnej i materiału do wytworzenia łopatki o zakładanej trwałoĞci musi uwzglĊdniaü jej właĞciwoĞci mechaniczne i cieplne w strefie maksymalnej tem-peratury pióra. W artykule scharakteryzowano rodzaje i zadania spełniane przez powłoki ochronne nakładane na łopatki turbin gazowych lotniczych silników turbood-rzutowych. Przedstawiono czynniki eksploatacyjne i ich wpływ na stan techniczny powłok w procesie uĪytkowania silników. Dokonano analizy postaci uszkodzeĔ po-włok, stwierdzanych podczas diagnozowania turbin gazowych. Zasygnalizowano koniecznoĞü modyfikacji powłok ochronnych w kierunku zwiĊkszenia odpornoĞci na czynniki eksploatacyjne i polepszenia trwałoĞci łopatek turbin gazowych.

Słowa kluczowe: turbina, łopatka, powłoka Īaroodporna, stan techniczny 1. Wprowadzenie

Turbiny gazowe stosowane zarówno w przemyĞle, energetyce, silnikach trakcyjnych, morskich, lotniczych i technice aerokosmicznej są obiektami technicznymi podlegającymi ciągłym zmianom konstrukcyjnym, mającym na celu zwiĊkszenie ich sprawnoĞci oraz trwałoĞci. Zalety turbin gazowych, takie jak moĪliwoĞü rozwijania duĪych mocy przy małych wymiarach i małej masie własnej, stosunkowo duĪa sprawnoĞü procesu przekształcania energii, prosta budowa, łatwoĞü eksploatacji w róĪnych warunkach klimatycznych (szczególnie w niskich temperaturach otaczającego oĞrodka) oraz doĞü duĪa niezawodnoĞü działania, sprawiły, Īe znalazły one szerokie zastosowanie. Niestety turbiny gazowe posiadają takĪe wady, do których przede wszystkim zaliczyü

naleĪy wysokie temperatury robocze zwłaszcza łopatek oraz duĪe prĊdkoĞci obrotowe wirników. Ze wzrostem temperatury pracy zmieniają siĊ właĞciwoĞci mechaniczne nadstopu łopatek. KaĪdy z nadstopów moĪe pracowaü do okreĞlonej wartoĞci Ğredniej temperatury, po przekroczeniu której jego właĞciwoĞci mechaniczne pogarszają siĊ (Rys. 1) [12].

Rys. 1. WłaĞciwoĞci mechaniczne nadstopu ĩS6U w zaleĪnoĞci od temperatury badania ħródło: [12].

Łopatki turbin gazowych podlegają oddziaływaniu nastĊpujących czynników [2, 10]:

1. naprĊĪenia mechaniczne wywołane siłą odĞrodkową – łopatki wirnika oraz drganiami giĊtnymi i skrĊtnymi – łopatki aparatu kierującego oraz wirnika,

2. naprĊĪenia cieplne powstające w wyniku duĪych róĪnic temperatur – łopatki aparatu kierującego i wirnika,

3. Ğrodowisko pracy z powodu oddziaływania chemicznego spalin, korozji i erozji – łopatki aparatu kierującego i wirnika.

2. ĩaroodporne powłoki na łopatki turbin gazowych

ZwiĊkszanie temperatury pracy łopatek turbin gazowych wykonanych z nadstopów nie jest moĪliwe w skali zapewniającej znaczący postĊp efektywnoĞci działania tych turbin. Ograniczenie to wynika z bariery, jaką jest spadek ĪarowytrzymałoĞci nadstopów w wysokiej temperaturze eksploatacji [3]. Problem ten próbuje siĊ rozwiązaü poprzez zastosowanie stopów na osnowie metali wysokotopliwych, np. Nb lub Mo, charakteryzujących siĊ dobrymi właĞciwoĞciami w wysokiej temperaturze [13, 18]. Jednak ich zastosowanie ogranicza niska odpornoĞü na korozjĊ. W celu zwiĊkszenia trwałoĞci nadstopów powszechnie stosuje siĊ powłoki ochronne. Ogólnie powłoki te są naraĪone na zuĪycie Ğcierne, erozyjne, fretting, korozjĊ oraz zmĊczenie cieplne [8, 11, 12, 19]. W celu zwiĊkszenia odpornoĞci materiału łopatek wirnika turbiny na wysokie temperatury i chemiczne działanie spalin stosuje siĊ m.in. aluminiowanie [1, 7]. Jest to obróbka cieplno-chemiczna polegającą na wprowadzeniu aluminium do warstwy wierzchniej pióra łopatki.

Powłoki typu termicznych barier cieplnych (TBC) są stosowane na łopatki turbin gazowych, komór spalania i dysz wylotowych silników lotniczych. Zastosowanie tego typu powłok ochronnych zapewnia skuteczniejszą ochronĊ od obciąĪeĔ cieplnych oraz zabezpieczenia przed wpływem oddziaływania Ğrodowiska. JednoczeĞnie wpływa to na moĪliwoĞü podniesienia temperatury pracy najbardziej obciąĪonych cieplnie elementów silnika (Rys. 2) [͠]. Powłoki te powinny charakteryzowaü siĊ przede wszystkim niską przewodnoĞcią cieplną i wysoką stabilnoĞcią struktury.

Dobierając powłokĊ ochronną i materiał do wytworzenia łopatki o zakładanej trwałoĞci, powinno siĊ uwzglĊdniaü jej właĞciwoĞci mechaniczne i cieplne w strefie maksymalnej temperatury pióra. Powłoki ochronne typu TBC nakładane są zwykle metodą natryskiwania plazmowego (APS) lub osadzania fizycznego z fazy gazowej wiązką elektronów (EB-PVD). Niedrogi i stosunkowo prosty proces APS polega na topieniu w strumieniu plazmy oraz osadzaniu natryskowym w postaci roztopionych kropel materiału na podłoĪu w temperaturze i ciĞnieniu otoczenia. Metoda EB-PVD jest procesem czĊĞciej wykorzystywanym w przemyĞle lotniczym ze wzglĊdu na wiĊkszą tolerancjĊ nadstopu na naprĊĪenia i bardzo dobrą odpornoĞü na zmĊczenie cieplne [8, 12]. Wadą powłok uzyskanych tą metodą jest skomplikowany i kosztowny sposób ich wytwarzania wymagający uĪycia elektromagnesów i specjalnych komór ciĞnieniowych oraz duĪa wartoĞü współczynnika przewodzenia ciepła.

Rys. 2. Wpływ rodzajów nadstopów oraz bariery cieplnej na wzrost temperatury pracy elementów turbiny gazowej

ħródło: [8].

Stosowane TBC są zazwyczaj wielowarstwowe i składają siĊ z wiąĪącej warstwy podkładowej wytwarzanej z metalicznego proszku MCrAlY (M=Ni lub Cr) natryskiwanego metodą plazmową lub EB-PVD, wzglĊdnie warstwą dyfuzyjną typu (Ni,Pt)Al, oraz warstwy zewnĊtrznej wytwarzanej z materiału ceramicznego tlenku cyrkonu ZrO2 czĊĞciowo stabilizowaną domieszką tlenku itru Y2O3

[12, 16, 18, 19]. Typowa bariera cieplna na elementy gorącej czĊĞci silnika, składa siĊ z warstwy podkładowej o gruboĞci około 0,10–0,15 mm i powłoki ceramicznej z czĊĞciowo stabilizowanego tlenku cyrkonu o gruboĞci około 0,20–0,25 mm [16, 18, 19].

Podczas pracy turbiny, na powierzchni podkładu TBC tworzy siĊ warstwa tlenków, która z jednej strony zwiĊksza szczelnoĞü TBC, ale jednoczeĞnie moĪe byü przyczyną jej delaminacji. Proces ten zachodzi wskutek rozwoju pĊkniĊü na granicy warstwy tlenków i warstwy podkładowej. W TBC natryskiwanej metodą plazmową uszkodzenie wystĊpuje w warstwie ceramicznej tuĪ powyĪej warstwy tlenków uformowanych na warstwie podkładowej [1, 8, 16, 18]. Przyczyną uszkodzenia bariery cieplnej w pierwszych kilku cyklach pracy turbiny mogą byü naprĊĪenia własne w powłoce spowodowane błĊdami podczas natryskiwania. CzĊsto uszkodzenia TBC w turbinach gazowych są wynikiem działania naprĊĪeĔ spowodowanych róĪnicą współczynników rozszerzalnoĞci cieplnej podłoĪa i materiałów bariery. Innymi czynnikami uszkodzeĔ TBC są korozja warstwy podkładowej, pełzanie powłoki, przemiany fazowymi zachodzące w jej materiałach, spiekanie warstwy ceramicznej, erozja powodowana przez obce cząstki stałe [12, 18].

Przewodnictwo cieplne powłokowych barier cieplnych zaleĪy od dwóch głównych czynników: typu proszku, z którego natryskuje siĊ powłokĊ TBC (składowa materiałowa) oraz mikrostruktury warstwy ceramicznej, w skład której wchodzą przetopione cząstki materiału ceramicznego, zanieczyszczenia jak równieĪ pory o róĪnej wielkoĞci i kształcie (składowa technologiczna). Kształt, wielkoĞü, orientacja oraz udział poszczególnych elementów mikrostruktury zaleĪą od metody natryskiwania, parametrów procesu oraz morfologii proszków wsadowych [18, 19]. Na składową materiałową mają wpływ: porowatoĞü materiału, defekty struktury krystalicznej, jak równieĪ rozpraszanie fal cieplnych. W materiale zawierającym pory, oprócz przewodnictwa cieplnego, wystĊpuje równieĪ konwekcyjne przenoszenie ciepła oraz promieniowanie. Udział promieniowania w przenoszeniu ciepła jest proporcjonalny do wielkoĞci porów oraz do trzeciej potĊgi temperatury. Oznacza to, iĪ w wysokiej temperaturze duĪe pory zwiĊkszają wartoĞü współczynnika przewodnictwa cieplnego, a wraz ze wzrostem temperatury przyczyniają siĊ do zwiĊkszenia przenoszenia ciepła przez materiał. Pory o małych wymiarach, niezaleĪnie od temperatury, stanowią przeszkodĊ dla transportu ciepła. Z punktu widzenia składowej technologicznej, wpływ na przewodnictwo cieplne warstw TBC mają: porowatoĞci, wielkoĞci ziaren, a takĪe poziom zanieczyszczeĔ w warstwie izolującej [9, 16, 19].

Obecnie trwają poszukiwania nowych materiałów na warstwĊ zewnĊtrzną. Według [12] skutecznym rozwiązaniem są powłokowe termiczne bariery cieplne na bazie tlenku cyrkonu. Sposoby nakładania tych powłok są najbardziej zaawansowane technologicznie i materiałowo. Stosuje siĊ je nie tylko na łopatki kierujące turbin, lecz takĪe na komory spalania. Charakteryzują siĊ one właĞciwoĞciami izolującymi, co pozwala na obniĪenie o ok. 170°C temperatury naraĪonych na pełzanie elementów pracujących w gorącej sekcji silnika, do zakresu temperatury, który umoĪliwia ich długotrwałą i niezawodną pracĊ. NastĊpcą tlenku cyrkonu mogą byü cyrkoniany ziem rzadkich wykazujące lepsze właĞciwoĞci izolujące, brak skłonnoĞci do zmian składu fazowego w wysokiej temperaturze i odpornoĞü na spiekanie [12]. Wadą ich jest skłonnoĞü do reakcji z tlenkiem aluminium stanowiący podstawowy składnik fazowy strefy tlenków utworzony na powierzchni miĊdzywarstwy. Dlatego te cyrkoniany ziem rzadkich wystĊpują zwykle w powłokach dwuwarstwowych, stanowiąc zewnĊtrzną warstwĊ o bardzo dobrych właĞciwoĞciach izolacyjnych podczas gdy wewnĊtrzna warstwa opiera siĊ na standardowym tlenku cyrkonu modyfikowanym tlenkiem itru [12].

3. Ocena stanu technicznego łopatek turbiny gazowej w procesie eksploatacji

Reakcja materiału łopatek turbiny gazowej na obciąĪenia mechaniczne i cieplne zaleĪy głównie od zakresu i temperatury pracy oraz czynników zewnĊtrznych (zadymienie, zasolenie atmosfery). Dobór materiału do wytworzenia łopatki o zakładanej trwałoĞci musi uwzglĊdniaü jej właĞciwoĞci mechaniczne w strefie maksymalnej temperatury pióra [17]. Typowy rozkład temperatury wzdłuĪ pióra łopatki jest bardzo nierównomierny (rys. 3). Uszkodzenia pierwszych stopni turbiny są spowodowane zwykle oddziaływaniem spalin o wysokiej temperaturze, natomiast uszkodzenia ostatnich stopni (o najdłuĪszych łopatkach) powstają przede wszystkim pod oddziaływaniem obciąĪenia mechanicznego (drgania, siła odĞrodkowa).

Rys. 3. Przykładowy schemat rozkładu temperatury wzdłuĪ pióra łopatki turbiny gazowej ħródło: [1].

Zdecydowana wiĊkszoĞü uszkodzeĔ łopatek turbin gazowych wiąĪe siĊ z niewłaĞciwą pracą (regulacją) zespołów współpracujących z turbiną, przede wszystkim: komory spalania, a w przypadku turbin lotniczych silników turboodrzutowych równieĪ dyszy wylotowej (szczególnie mechanizmu regulacji jej przekroju wylotowego). Przegrzanie łopatek jest wynikiem przekroczenia dopuszczalnej Ğredniej wartoĞci temperatury spalin jak równieĪ nierównomiernego rozkładu temperatury na obwodzie [2]. Pełzanie oraz zmĊczenie cieplne, spowodowane jest zarówno wysoką temperaturą, jej nierównomiernym rozkładem po obwodzie, jak i czasem oddziaływania. Przyczyną nierównomiernoĞci temperatury przed turbiną zwykle jest niewłaĞciwe rozpylanie paliwa na wtryskiwaczach, powodowane złą jakoĞcią paliwa doprowadzającą do powstawania nagarów na wtryskiwaczach komory spalania [2, 4, 5].

W procesie eksploatacji ocenĊ stanu technicznego łopatek turbiny dokonuje siĊ na podstawie zarejestrowanego obrazu ich powierzchni i porównanie tego obrazu z wzorcowymi obrazami powierzchni zdatnych i niezdatnych analogicznych łopatek. Do pozyskiwania obrazów powierzchni łopatki turbiny gazowej zwykle stosowane są urządzenia optoelektroniczne, tj. wideoskopy lub wideoanalizatory [6]. UmoĪliwiają one akwizycjĊ zdjĊü trudno dostĊpnych elementów maszyn. Urządzenie takie składa siĊ z jednostki centralnej, pełniącej funkcjĊ przenoĞnej stacji roboczej pozwalającej na zarządzanie zebranymi danymi, oraz z sondy inspekcyjnej wyposaĪonej w silne oĞwietlenie, które ma postaü skupionej wiązki Ğwiatła, co utrudnia równomierne oĞwietlenie

fotografowanej powierzchni. Ocena znacznych uszkodzeĔ jak np. wgniecenia, wytopienie materiału, pĊkniĊcie zmĊczeniowe czy korozja (rys. 4) diagnosta jest w stanie oceniü z duĪym prawdopodobieĔstwem. Jednak ocena np. stanu przegrzania materiału jest znacznie trudniejsza (rys. 5). Wówczas oceny tej diagnosta moĪe dokonaü np. posługując siĊ przykładową tabelą kolorów warstwy tlenków i odpowiadającą im temperaturĊ na przełomie łopatki w przypadku chłodzenia łopatek na powietrzu (tab.1) [10].

Rys 4. Przykładowe postacie uszkodzeĔ piór łopatek wirnika turbiny:

a) – wypalenie oraz pĊkniĊcie na krawĊdzi natarcia, b) – korozja powłoki Īaroodpornej pióra ħródło: [15].

Rys. 5. Łopatki turbiny gazowej z uwidocznionymi zmianami odcieni szaroĞci na krawĊdziach natarcia, Ğwiadczące o róĪnym stopniu ich przegrzania

Tabela 1. Przykładowy zestaw kolorów warstwy tlenków i odpowiadająca im temperatura na przełomie łopatki w przypadku chłodzenia na powietrzu

Temperatura [0_{C] Kolor warstwy tlenków na przełomie łopatki}

400 jasnoszary

500 jasnoszary ze słabym Īółtym kolorem

600 jasnoĪółty

700 Īółty, ciemnoĪółty

800 Īółtobrązowy

900 Īółtobrązowy z odcieniem fioletowym

1000 ciemnofioletowy

1100 błĊkitny, granatowy

ħródło: [10].

WiarygodnoĞü oceny stanu zaleĪy od wielu czynników, tj. wyszkolenia i doĞwiadczenia diagnosty, stosowanej metodyki diagnozowania, stanu przyrządów diagnostycznych, warunków eksperymentu i in. W duĪej mierze jest to subiektywna ocena diagnosty, z którą związane jest ryzyko R trafnej decyzji dane zaleĪnoĞcią [10]:

0 0 0 0 1 1 1 0 11 21 0 1 0 0 12 22

( )

(

/

)

( )

(

/

)

(

)

(

/

)

(

)

(

/

)

y n n y y n n y

R c p w

f y

w dy c p w

f y

w dy

c p w

f y

w dy c p w

f y

w dy

∞ −∞ ∞ −∞

=

+

+

+

+

³

³

³

³

(1) gdzie: 0 1 0

( )

( /

_n

)

y

p w

f y w dy

−∞

³

– prawdopodobieĔstwo błĊdu I rodzaju (przyjĊcia obiektu zdatnego za niezdatny, prawdopodobieĔstwo fałszywego alarmu, ryzyko zamówienia), 0 0 1

(

)

(

/

)

y n

p w

f y

w dy

−∞

³

– prawdopodobieĔstwo błĊdu II rodzaju (przyjĊcia obiektu niezdatnego za zdatny, ryzyko wykonawcy),

c21= w21 – koszty (straty – błĊdu I rodzaju, cl2= wl2 – koszty (straty) – błĊdu II rodzaju,

c11 = w11, c22= w22 – koszty (straty) – związane z decyzją prawidłową, w0 _{– stan zdatnoĞci,}

w1 _{– stan niezdatnoĞci,}

y0 _{– początkowy parametr stanu,} yn – koĔcowy parametr stanu.

Pomyłki subiektywnej oceny diagnosty prowadziü mogą do uznania przegrzanej łopatki za zdatną lub nieprzegrzanej za niezdatną. W pierwszym przypadku dochodzi w krótkim czasie pracy silnika do wypadku lotniczego, w drugim zaĞ – do ogromnych kosztów naprawy głównej silnika. WeryfikacjĊ oceny diagnosty realizuje siĊ metodą niszczącą. Badana łopatka poddawana jest analizie mikrostruktury na zgładzie metalograficznym.

Jak juĪ wspomniano, najbardziej trudne do identyfikacji rodzaju uszkodzenia i klasyfikacji stanu jest przegrzanie materiału łopatek, zwłaszcza niechłodzonych. W diagnostyce stanu łopatek, w niektórych przypadkach oprócz ostrej klasyfikacji „element zdatny – element niezdatny” stosuje siĊ trzecią ocenĊ stanu „element czĊĞciowo zdatny”. Dotyczy to m.in. turbin gazowych zainstalowanych np. w lotniczych silnikach turboodrzutowych. Zatem w obiektach kosztownych, których relacja: trwałoĞü – koszt eksploatacji powinny byü maksymalnie korzystne. W związku z tym w przypadkach, gdy ze wzglĊdu na stopieĔ przegrzania, rozumiany np. jako intensywnoĞü zmiany barwy oraz wielkoĞü i połoĪenie obszaru na piórze łopatki, subiektywnie uznanego przez diagnostĊ, stosuje siĊ wspomnianą trójstopniową ocenĊ stanu. JeĞli uzna siĊ, Īe stopieĔ przegrzania łopatki klasyfikuje siĊ do oceny „element czĊĞciowo zdatny”, to okresowo przeprowadza siĊ aktualną ocenĊ stanu łopatki aĪ do osiągniĊcia stanu niezdatnoĞci. W wyniku tego przedłuĪa siĊ okres wykorzystania turbiny – „ĪywotnoĞü” oraz zmniejsza siĊ koszty jej eksploatacji. Naturalnie w tym przypadku nie moĪna obniĪyü poziomu bezpieczeĔstwa lotów samolotu, w którym wbudowany jest silnik z diagnozowaną turbiną.

4. Wpływ wybranych właĞciwoĞci paliw do turbinowych silników lotniczych na degradacjĊ Īaroodpornej powłoki łopatek turbiny

W procesie przygotowywania paliwa do spalenia w turbinowym silniku lotniczym waĪną rolĊ odgrywają przede wszystkim właĞciwoĞci odpowiadające za odpowiednie rozpylenie oraz za zupełne spalenie. Paliwo nierozpylone powoduje szereg problemów, które wpływają negatywnie na pracĊ, a takĪe na stan silnika [2, 4]. Standardowe właĞciwoĞci paliwa są tak dobrane, aby zostało ono całkowicie spalone oraz nie powodowało nadmiernej emisji substancji, które mogłyby zakłóciü proces eksploatacji. Najistotniejsze w tym aspekcie wydają siĊ parametry związane z tworzeniem siĊ osadów na gorących czĊĞciach silnika. Są to przede wszystkim stabilnoĞü termiczna oraz zawartoĞü „Īywic obecnych”. Obydwa parametry związane są zespołem zmian chemicznych zachodzących w paliwie. W całym procesie „Īycia” paliwo jest poddawane róĪnorodnym oddziaływaniom wewnĊtrznym – związanych bezpoĞrednio ze składem chemicznym i parametrami produktów oraz zewnĊtrznym – związanym z m.in. warunkami dystrybucji i magazynowania. Prowadzą one najczĊĞciej do reakcji chemicznych powodujących zmianĊ składu. Konsekwencją tego jest najczĊĞciej utrata czĊĞci pierwotnych właĞciwoĞci. IntensywnoĞü i charakter zmian nie są jednakowe dla wszystkich parametrów. Istnieje moĪliwoĞü wpływania na tempo zachodzenia procesów chemicznych i utratĊ stabilnoĞci. Jedną z najefektywniejszych metod jest stosowanie specjalnych podwyĪszających odpornoĞü oraz odpowiednia technologia ich wprowadzania. Stwierdzono jednak, Īe równieĪ odpowiednie dozowanie innych dodatków moĪe wpłynąü na stabilnoĞü paliwa. Jako przykład przedstawiono wpływ dodatku przeciwkorozyjno – smarnoĞciowego (s) oraz zapobiegającego krystalizacji wody (w) oraz sposobu ich wprowadzania na stabilnoĞü termiczną (Rys. 6). Wynikiem jest liczba cykli badawczych – paliwo bardziej stabilne

wytrzymuje wiĊkszą liczbĊ cykli (wartoĞcią graniczną jest stopieĔ osadu na rurce testowej poniĪej 3).

Rys. 6. Wyniki badania wpływu technologii dozowania dodatków na stabilnoĞü termiczną paliwa (H – oznacza paliwo na bazie hydrorafinatu, 15s, 16s, 23s – zawartoĞü dodatku s [mg/kg], 0,12w, 0,15w, 0,16w, 0,5w – zawartoĞü dodatku w [%(V/V)], nawias oznacza, Īe dodatki były wprowadzane jednoczeĞnie, w przypadku braku nawiasu – dodatki były wprowadzane kolejno w odstĊpie tygodniowym)

ħródło: [4].

Dodatkowym czynnikiem wpływającym na zmianĊ jakoĞci paliwa jest długotrwałe magazynowanie. Jest ono wymuszone m.in. koniecznoĞcią zapewnienia bezpieczeĔstwa energetycznego paĔstwa. Zapasy utrzymywane są na róĪnych zasadach formalnych, ale równieĪ, co jest najistotniejsze dla ich jakoĞci, w róĪnych warunkach technicznych. Bez wzglĊdu na to, najistotniejsze jest, Īeby produkt po załoĪonym okresie magazynowania nie utracił właĞciwoĞci w stopniu dyskwalifikującym jego uĪycie zgodnie z pierwotnym przeznaczeniem.

Najistotniejszymi parametrami, których zmiany mogą skutkowaü problemami eksploatacyjnymi są: zawartoĞci Īywic obecnych oraz wspomniana wczeĞniej stabilnoĞü termiczna. W czasie przechowywania w paliwie zachodzą reakcje chemiczne, przebiegające z róĪną intensywnoĞcią i mające róĪny charakter, jednakĪe w efekcie prowadzą do powstawania m.in. wielkocząsteczkowych organicznych związków chemicznych (np. polimerów, związków heterocyklicznych, itp.). Tworzenie siĊ Īywic (rys. 7) ma przebieg powolny i zachodzi w temperaturach otoczenia, natomiast stabilnoĞü termiczna charakteryzuje wĊglowodory w aspekcie ich odpornoĞci na rozkład chemiczny w warunkach intensywnych wymuszeĔ termicznych.

W wyniku działania wysokiej temperatury (czasami jednoczeĞnie w warunkach podwyĪszonego ciĞnienia) dochodzi do degradacji termicznej struktury najmniej odpornych wĊglowodorów.

WiĊkszoĞü zmian nie ma charakteru indywidualnego, odizolowanego od innych zjawisk. NajczĊĞciej są one ze sobą powiązane w sposób przyczynowo – skutkowy, jak równieĪ najczĊĞciej powodują intensyfikacjĊ procesów. Taka sytuacja ma miejsce w przypadku skaĪenia mikrobiologicznego paliw. W czasie przechowywania dochodzi czĊsto do kontaktu z wodą. W takich warunkach dochodzi do rozwoju mikroorganizmów w postaci grzybów, pleĞni i bakterii.

Rys. 7. Przebiegi wzrostu zawartoĞci „Īywic obecnych” w paliwie w funkcji czasu przechowywania

ħródło: [5].

ObecnoĞü mikroorganizmów ma dwojakie znaczenie. Po pierwsze – powoduje przyĞpieszenie niektórych zjawisk starzeniowych (np. zaobserwowano, Īe wraz ze wzrostem skaĪenia obniĪa siĊ wymieniona powyĪej stabilnoĞü termiczna i chemiczna), produkty rozkładu zanieczyszczeĔ biologicznych mają najczĊĞciej odczyn kwaĞny, co dodatkowo jest przyczyną tzw. korozji biologicznej. Po drugie – obumarłe mikroorganizmy mogą powodowaü zatykanie filtrów i problemy z ciągłoĞcią zasilania.

5. Badania metalograficzne eksploatowanych łopatek turbiny gazowej pokrytych powłoką Īaroodporną

OcenĊ stanu Īaroodpornej powłoki łopatek turbiny (jak juĪ wspomniano) dokonuje siĊ na podstawie zarejestrowanego jej obrazu powierzchni, a nastĊpnie porównanie tego obrazu z wzorcowymi obrazami powierzchni zdatnych i niezdatnych analogicznych powłok. DecyzjĊ o stanie technicznym Īaroodpornej powłoki podejmuje diagnosta, który moĪe tego dokonaü z okreĞlonym prawdopodobieĔstwem poprawnoĞci. CzĊsto kryteria oceny stanu są bardzo subiektywne gdyĪ zaleĪą od wiedzy diagnosty i jego stanu wzroku. W związku z tym weryfikacjĊ decyzji diagnosty przeprowadza siĊ metodą niszczącą. Badany element poddawany jest analizie mikrostruktury na zgładzie metalograficznym.

Obserwacje powierzchni łopatek po eksploatacji oraz badania strukturalne przeprowadzono przy uĪyciu skaningowego mikroskopu elektronowego Quanta 3D FEG (SEM/FIB) umoĪliwiającego miĊdzy innymi kompleksową analizĊ struktury, morfologiĊ powierzchni, składu chemicznego, a takĪe analizĊ orientacji krystalograficznej. WyposaĪony jest on równieĪ

w zintegrowany systemem EDS/WDS/EBSD (rentgenowski spektrometr dyspersji energii EDS, rentgenowski spektrometr dyspersji długoĞci fali WDS, a takĪe układ do analizy dyfrakcji wstecznie rozproszonych elektronów EBSD). Mikroskop pozwala na prowadzenie obserwacji materiałów przewodzących, nieprzewodzących oraz materiałów organicznych.

Do badaĔ mikrostrukturalnych pobrano próbki z chłodzonych powietrzem zza sprĊĪarki łopatek wirnika turbiny silnika turboodrzutowego. Próbki szlifowano mechanicznie z wykorzystaniem szlifierko polerki firmy Struers na papierach Ğciernych z kolejno zmniejszającą siĊ granulacją, a nastĊpnie polerowano z uĪyciem zawiesiny diamentowej. Mikrostruktury analizowanych łopatek ujawniono trawiąc chemicznie odczynnikiem Kallings. Wyniki obserwacji mikrostruktury Īaroodpornej powłoki badanych łopatek przedstawiono na rys. 8. Na rys. 8a przedstawiono morfologie powierzchni krawĊdzi natarcia nowej łopatki. W procesie eksploatacji powierzchnia łopatek ulega degradacji. W okolicach krawĊdzi natarcia jest silnie rozwiniĊta z licznie wystĊpującymi defektami (rys. 8b, c) takimi jak erozja, obszary złuszczenia warstwy tlenków i ich odpadanie, Ğlady uszkodzeĔ mechanicznych, a takĪe pĊkniĊcia (rys. 10b, c). Te postacie uszkodzeĔ powodują odsłanianie nadstopu, z którego wykonana jest łopatka oraz przyczyniają siĊ do dekohezji jej materiału. Na rys 9 zestawiono spektrum i wyniki mikroanalizy składu chemicznego powłoki przedstawionej na rys. 8a.

a) b) c)

Rys. 8. Obrazy powłok Īaroodpornych na krawĊdĨ natarcia łopatek: a) łopatka nowa, b) – c) łopatki eksploatowane, pow. x1000

Stwierdzane uszkodzenia jak erozja, obszary złuszczenia warstwy tlenków i ich odpadanie, Ğlady uszkodzeĔ mechanicznych, a takĪe pĊkniĊcia, (rys. 12 b, c) powodują odsłanianie nadstopu, z którego wykonana jest łopatka oraz przyczyniają siĊ do dekohezji jej materiału. W miejscach pozbawionych powłoki stwierdzono wystĊpowanie bardzo wyraĨnych Ğladów korozji wĪerowej oraz głĊbokich pĊkniĊü usytuowanych na całej gruboĞci powłoki oraz postĊpujących w głąb nadstopu łopatki (rys. 14 b, c). Zaobserwowana korozja przebiega preferencyjnie po granicach ziaren, tworząc w ich obrĊbie zgorzelinĊ. W obszarze powstałej zgorzeliny powstają warstwowo ułoĪone tlenki przede wszystkim aluminium i chromu. Natomiast na powierzchni analizowanej zgorzeliny dominują tlenki Īelaza.

Element Wt % At % O K 00.5 0 01.5 8 AlK 10.7 6 20.1 8 SiK 00.0 8 00.1 4 W M 01.1 0 0 00.3 CrK 20.9 5 9 20.3 CoK 01.2 5 01.0 8 NiK 65.3 6 56.3 4 Rys. 9. Spektrum i wyniki mikroanalizy składu chemicznego powłoki przedstawionej na rys. 8a

a) b) c)

Rys. 10. Obrazy powłok Īaroodpornych okolicach krawĊdzi natarcia łopatek – przekrój wzdłuĪny: a) łopatka nowa; b) – c) łopatki eksploatowane, pow. x 500

Stwierdzano równieĪ, Īe na powierzchni łopatek obecne są wyraĨne Ğlady przejĞcia przez stan ciekły metali niezidentyfikowanych elementów silnika. Wynika z tego, Īe jakieĞ elementy silnika uległy uszkodzeniu, a w kontakcie z gorącymi spalinami ich materiały przekroczy temperaturĊ topnienia i nalepiły siĊ na pióra łopatek.

6. Podsumowanie

W procesie eksploatacji turbin gazowych wystĊpujące uszkodzenia ich elementów doprowadzają do wadliwej pracy turbiny, a niekiedy do tragicznego w skutkach wypadku. UsuniĊcie uszkodzenia zawsze realizowane jest przez naprawĊ główną turbiny.

Zdecydowana wiĊkszoĞü uszkodzeĔ łopatek turbin gazowych wiąĪe siĊ z niewłaĞciwą pracą (regulacją) zespołów współpracujących z turbiną, przede wszystkim: komory spalania, a w przypadku turbin lotniczych silników turboodrzutowych równieĪ dyszy wylotowej (szczególnie układu regulacji jej przekroju wylotowego). Przekroczenie dopuszczalnej Ğredniej wartoĞci temperatury spalin, jak równieĪ nierównomierny jej rozkład na obwodzie powodują, Īe czasie pracy wystĊpują uszkodzenia w postaci przegrzania, pełzania oraz zmĊczenia cieplnego. Istotną przyczyną nierównomiernoĞci temperatury przed turbiną jest niewłaĞciwe rozpylanie paliwa. WiąĪe siĊ to w duĪej mierze z jakoĞcią paliwa, co wpływa na warunki spalania w komorze silnika. W całym procesie „Īycia” paliwo jest poddawane róĪnorodnym oddziaływaniom wewnĊtrznym – związanym bezpoĞrednio ze składem chemicznym i parametrami produktów oraz zewnĊtrznym – związanym m.in. z warunkami dystrybucji i magazynowania. Prowadzą one najczĊĞciej do reakcji chemicznych powodujących zmianĊ składu paliwa i najczĊĞciej do utraty czĊĞci pierwotnych jego właĞciwoĞci. W konsekwencji w trakcie pracy silnika na wtryskiwaczach komory spalania powstają nagary zaburzające prawidłowy rozkład i wartoĞü temperatury spalin przed turbiną.

OcenĊ stanu technicznego powłoki łopatki dokonuje siĊ na podstawie zarejestrowanego w wi-deoskopie obrazu powierzchni diagnozowanego elementu i porównanie tego obrazu z wzorcowymi obrazami powierzchni zdatnych i niezdatnych analogicznych łopatek turbiny. Pomyłki subiektywnej oceny diagnosty prowadziü mogą do uznania przegrzanej struktury za zdatną lub nieprzegrzanej za niezdatną. WeryfikacjĊ oceny diagnosty realizuje siĊ metodą niszczącą wykonując analizĊ mikro-struktury na zgładzie metalograficznym.

Podczas pracy łopatek turbiny, na powierzchni podkładu Īaroodpornej powłoki tworzy siĊ war-stwa tlenków, która z jednej strony zwiĊksza szczelnoĞü TBC, ale jednoczeĞnie moĪe byü przyczyną jej delaminacji. Proces ten zachodzi wskutek rozwoju pĊkniĊü na granicy warstwy tlenków i war-stwy podkładowej. Przyczyną uszkodzenia bariery cieplnej w pierwszych kilku cyklach pracy turbiny mogą byü naprĊĪenia własne w powłoce spowodowane błĊdami podczas natryskiwania. CzĊsto uszkodzenia TBC w turbinach gazowych są wynikiem działania naprĊĪeĔ spowodowanych róĪnicą współczynników rozszerzalnoĞci cieplnej podłoĪa i materiałów bariery. Innymi czynnikami uszkodzeĔ Īaroodpornej powłoki są korozja warstwy podkładowej, pełzanie powłoki, przemiany fazowe zachodzące w jej materiałach, spiekanie warstwy ceramicznej. W miejscach uszkodzeĔ po-włoki wystĊpuje korozja wĪerowa oraz głĊbokie pĊkniĊcia usytuowane na całej gruboĞci popo-włoki oraz postĊpujące w głąb nadstopu łopatki. Korozja przebiega preferencyjnie po granicach ziaren, tworząc w ich obrĊbie zgorzelinĊ.

Na podstawie uzyskanych wyników analiz barwy oraz zmian mikrostruktury dokonujĊ siĊ ko-relacji pomiĊdzy barwą, a stanem mikrostruktury Īaroodpornej powłoki łopatki. ZaleĪnoĞü ta słuĪy do diagnozowania stanu powłoki, jak równieĪ moĪna ją wykorzystaü, z pewną ufnoĞcią, do oceny stanu przegrzania nadstopu łopatki turbiny gazowej.

W dalszym ciągu trwają poszukiwania nowych materiałów na Īaroodporne powłoki nie tylko na łopatki turbin, ale równieĪ na inne elementy gorącej czĊĞci silników lotniczych. Istnieje koniecz-noĞü modyfikacji powłok ochronnych w kierunku zwiĊkszenia ich ĪaroodpornoĞci oraz odpornoĞci na czynniki eksploatacyjne.

Bibliografia

1. Błachnio J., Analysis of causes of decohesion of a gas turbine blade made of EI-867WD alloy. Aircraft Engineering and Aerospace Technology: An International Journal. Vol. 83 No 1, 2011, pp.14–20.

2. Błachnio J., Pawlak W., Damageability of gas turbine blades – evaluation of exhaust gas temperature in front of the turbine using a non-linear observer, Advances in gas turbine technology, InTech, 2011, pp. 435–464.

3. Dubiel B., Zmiany mikrostruktury podczas pełzania monokrystalicznych nadstopów niklu, Rozprawy Monografie 235, Wydawnictwa Akademii Górniczo-Hutniczej, Kraków 2011. 4. DziĊgielewski W., Gawron B., Problem stabilnoĞci termicznej współczesnych paliw do

turbinowych silników lotniczych – badania wstĊpne, Journal of KONBIN, nr 1(21), 2012, ss. 121–130.

5. DziĊgielewski W., Ocena wpływu zmian zachodzących w paliwie podczas długotrwałego przechowywania na właĞciwoĞci eksploatacyjne, VII MiĊdzynarodowa Konferencja Naukowo – Techniczna, Explo-Diesel & Gas Turbine`14, GdaĔsk 2014.

6. EVEREST XLG3-Video Probe, GE Inspection Technologies, 2006.

7. Góral M., et al., Diffusion sluminide coatings for TiAl intermetallic turbine blades, Intermetallics 19, 2011, pp. 744–747.

8. Hejwowski T., Nowoczesne powłoki nakładane cieplnie odporne na zuĪycie Ğcierne i erozyjne, Politechnika Lubelska, Lublin 2013.

9. Hodor K., Struktura gradientowa warstwy wierzchniej nadstopów na bazie Ni i Fe-Ni, Rozprawa doktorska, Akademia Górniczo-Hutnicza, Kraków 2002.

10. Kułaszka A., Bogdan M., Błachnio J., New non-destructive methods of diagnosing health of gas turbine blades, Advances in Gas Turbine Technology, InTech, 20011, pp. 465–498. 11. Mendala B., Kształtowanie struktury i właĞciwoĞci powłok ochronnych na stalowych

łopatkach sprĊĪarek silników lotniczych, W. Politechniki ĝląskiej, Gliwice 2013.

12. Moskal G., Mikrostruktura i właĞciwoĞci natryskiwanych plazmowo powłokowych barier cieplnych na bazie cyrkonianu gadolinu, W. Politechniki ĝląskiej, Gliwice 2012.

13. Mrowec S., Weber T., Nowoczesne materiały Īaroodporne, WNT, Warszawa 1982. 14. Nowak G., Optymalizacja kanałów wewnĊtrznego chłodzenia łopatek turbiny gazowej,

W. Politechniki ĝląskiej, Gliwice 2011.

15. Raporty z badaĔ Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych z lat 2000–2013.

16. Roskosz S., Kompleksowa ocena porowatoĞci odlewów precyzyjnych z Īarowytrzymałych nadstopów niklu, W. Politechniki ĝląskiej, Gliwice 2011.

17. Sieniawski J., Kryteria i sposoby oceny materiałów na elementy lotniczych silników turbinowych, Oficyna Wydawnicza Politechniki Rzeszowskiej, Rzeszów 1995.

18. SwadĨba L., et al., Characterization of microstructure and properties of TBC systems with gradient of chemical composition and porosity, Archives of Metallurgy and Materials 53, 2008, pp. 945–954.

19. Szczepanik R., Błachnio J., SwadĨba L., Opracowanie technologii nanoszenia powłok ochronnych TBC. Raport Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych, Warszawa 2001.

HEAT-RESISTING COATINGS OF GAS TURBINE BLADES

AND HOW THEY ARE AFFECTED BY OPERATION-ATTRIBUTABLE FACTORS Summary

Many and various kinds of failures/damages to different components/parts of a gas turbine may occur in the course of engine operation. Turbine blades are the items that most often suffer damages. At the same time, they are the items, the health of which proves decisive to reliability and operational life of both the turbine and the whole engine. The main reasons for damages/failures to gas turbine blades are: over-heating, creeping, and thermal fatigue, all of them due to either unfavourable service conditions or manufacturing defects, e.g. application of heat-resisting coatings either of insufficient strength or spread over the blade’s material in an incorrect way. Response of the coatings and blade’s material to mechanical stress and thermal load depends mainly on the working temperature. Appropriate selection of the material and protective coating for the blade of assumed lifetime should take account of mechanical and thermal properties for the blade operation in the maximum-temperature zone. The paper has been intended to describe types and purposes of protective coatings spread over gas-turbine blades in turbojet engines. Discussed are operation-attribut-able factors and how they affect health of the coatings throughout the operational use of engines. Analysed are forms of damages/failures to blade coatings, usually found while diagnosing gas turbines health.

In conclusion, strongly emphasised is the necessity for modifications in protective coatings to improve gas-turbine blades resistance to operation-attributable factors and hence, to prolong lifetimes thereof.

Keywords: turbine, blade, heat-resisting coating, health Józef Błachnio

Bialystok Technical University Wiejska 45C, 15-351, Bialystok e-mail: j.blachnio@pb.edu.pl Wojciech DziĊgielewski Artur Kułaszka

Air Force Institute of Technology KsiĊcia Bolesława 6, 01-494 Warszawa

e-mail: wojciech.dziegielewski@itwl.pl, artur.kulaszka@itwl.pl Dariusz Zasada,

Military Uniwersity of Technology Kaliskiego 2, 00-908 Warszawa e-mail: dzasada@wat.edu.pl