پیش‌نویس:مراحل ساخت و تولید توربین گازی

توربین گازی که توربین احتراقی هم نامیده می شودیک موتوراحتراق داخلی و پیوسته است. عناصر اصلی مشترک تمامی موتورهای توربین گازی عبارتند از:

1. یک کمپرسور گاز چرخشی بالادست.
2. محفظه احتراق.
3. توربین پایین‌دست که در همان محور کمپرسور قرار دارد.
   

اصول کار توربوجت

برای افزایش راندمان (در توربین ها و توربوفن ها)، تبدیل توان به فرم مکانیکی یا الکتریکی (در موتورهای توربوشارژر و ژنراتورهای الکتریکی)، و یا برای دستیابی به نسبت نیروی تراست به وزن بیشتر (در موتورهای پس سوز)، جزء چهارم استفاده می شود.

عمل پایه توربین گازی یک چرخه برایتون با هوا به عنوان سیال عامل است: هوای جوی از میان کمپرسور جریان دارد که باعث افزایش فشار می شود؛ سپس انرژی توسط پاشش سوخت به هوا و جرقه زدن به آن اضافه می شود تا احتراق جریان دما زیادی را ایجاد کند؛ این گاز تحت فشار در دمای بالا وارد یک توربین می شود و در فرایند مورد استفاده برای حرکت کمپرسور ، یک خروجی شافت ایجاد می کند. انرژی بلااستفاده در گازهای خروجی قابل استفاده مجدد برای کارهای خارجی مانند تولید مستقیم رانش در یک موتور توربوجت یا چرخش یک توربین مستقل دوم (معروف به توربین قدرت) خارج می شود که می تواند به یک فن ، پروانه یا ژنراتور الکتریکی متصل شود.

هدف از توربین گاز طراحی را تعیین می کند تا بهترین تقسیم انرژی بین رانش و شافت حاصل شود. مرحله چهارم چرخه برایتون (خنک کننده سیال کار) حذف شده است ، زیرا توربین های گازی سیستم های باز هستند که از هوای یکسان استفاده مجدد نمی کنند.

چرخهٔ برایتون، اساس کارکرد توربین‌های گاز

از توربین های گازی برای تأمین انرژی هواپیماها ، قطارها ، کشتی ها ، ژنراتورهای الکتریکی ، پمپ ها ، کمپرسورهای گاز و تانک ها استفاده می شود.

دراین مقاله سعی در ارائه روش ساخت و تولید قسمت پره توربین پرداخته می شود.این قسمت از مجموعه توربین گازی، قسمتی مهم است چرا که باید از لحاظ مقاومت خزش و مقاومت خستگی و همچنین مقاومت در برابر حرارت در شرایط مناسبی باشد.

پره توربین

پره توربین گازی، پره‌های تک‌کریستال از جنس سوپرآلیاژ بیشتر به دلیل مقاومت خوب خزشی و خستگی در توربین‌های گازی هوایی و زمینی استفاده می‌شوند و به خاطر حذف مرزدانه و امکان وجود عملیات حرارتی بهینه در پره های توربین گازی ، طول عمر پره تا حد زیادی بیشتر از انواع دیگر ریخته‌گری شده بصورت متداول و جهت‌دار چند دانه است.سوپرآلیاژهای تک‌کریستال، بعداز سوپرآلیاژهای انجماد جهت‌ دار از جدید ‌ترین مواد آلیاژی بروز شده برای کاربردهای دما بالا در توربین‌های گازی هستند.
در پره ها علاوه بر اینکه حذف مرزدانه در قطعات تک‌ کریستال باعث کاهش خزش که مکانیزم آن عمدتا در مرزدانه‌ها فعال می‌شود ؛ حتی با حذف عناصر استحکام‌دهنده مرزدانه (B, Hf, Zr, C) که عناصری کاربیدسازاند ، امکان عملیات محلول‌ سازی قطعات (Solution Treatment) در دماهای بالاتررا فراهم کرده و همگنی بودن ساختار و اندازه و پراکندگی بهینه رسوب ها به وجود می آید.

سوپرآلیاژها

پیدایش سوپرآلیاژها با ساخت سوپرآلیاژهای کارپذیر نایمونیک که استحکام بخشی آنها بیشتر با کار مکانیکی انجام می‌شد در اوایل دهه ۱۹۴۰ میلادی بود و همچنین در دهه ۱۹۵۰ میلادی با آغاز تکنولوژی کوره خلأ (VIM) کیفیت آلیاژها زیرورو شد و با بهبود فرآیند ریخته‌گری تولید محصولات انجماد جهت‌دار در اوایل دهه ۱۹۷۰ توسعه یافت و بعداز آن نسل اول سوپرآلیاژهای تک‌ کریستال در ابتدای دهه ۱۹۸۰ به دست آمد، بدین ترتیب که شروع پروژه تولید پره‌های SX در سال ۱۹۷۰ در شرکت Whitney & Pratt پیدا شد و اولین بار در دهه ۸۰ پره‌هایی از جنس PWA 1422 تولید شد. تاکنون ۴ نسل سوپرآلیاژ برای ریخته‌گری قطعات تک‌کریستال پره های توربین گازی به روز شده است.

ریخته گری قطعات تک کریستال پره توربین گازی

پره توربین گازی چند دانه انجماد جهت‌دارو تک‌بلور (SX) در صنعت به دو روش HRS و LMC و بطور محدودتر روش کاشت بذر (Seed) ریخته گری می شود.در این بخش به دو روش اول می پردازیم.

روش HRS

در سوپرآلیاژهای مرسوم محل شکست پره توربین گازی در اکثر موارد ناشی از ترک‌هایی است که از محل کاربیدها شروع می شود اما از آنجا که در تک کریستال‌ها، عناصر کاربیدساز حضور ندارند، ایجاد ترک‌ها از محل تخلخل‌ها (Pores) صورت می‌گیرد.یکی از این روش‌های ایجاد گرادیان‌های دمایی بالاتر که در فرآیند انجماد جهت‌دار فراوانی تخلخل‌ها را کاهش می‌دهد روش HRS می باشد.

در این روش ، در بخش گرم کوره ، گرم نگه‌داشتن مذاب ودر قسمت سرد کوره ، خروج سازی حرارت ، هر دو از طریق مکانیزم تشعشعی صورت می‌گیرد . برای این کار آلیاژ در یک کوره القایی ذوب می شود و سپس به درون قالب که در یک کوره تشعشعی و در دمایی اندکی بالاتر از دمای ذوب است انتقال داده می شود. سپس قالب از این کوره تشعشعی، به محفظه خنک کوره با یک سرعت مشخص بیرون‌کشی قالب (Withdrawal Rate) که تقریبا برابر نرخ انجماد (Solidification Rate) است بیرون کشیده می‌شود.

بخش گرم کوره به وسیله یک حلقه سرامیکی آب سرد به نام Baffle از قسمت سرد کوره تمییز داده می‌شود. قسمت پایین قالب باز بوده و توسط صفحه آبگرد مسی به عنوان مبرد و محل آغاز انجماد بسته می‌شود.انجماد از محل برخورد آبگرد مسی با مذاب آغاز شده و با بیرون کشیدن قالب جبهه انجماد به سمت بالای قالب رشد می کند و بدین ترتیب جبهه انجمادی (فصل مشترک جامد مایع) برای تامین انجماد جهت‌دار بصورت تخت و هم‌سطح Baffle باقی می‌ماند. Baffle مانع ورود تشعشعات حرارتی از بخش گرم به بخش سرد و در نتیجه قسمت منجمد شده قطعه می‌شود که این مساله به پایداری جبهه انجماد و حفظ گرادیان حرارتی منجر می شود.

روش LMC

برای رفع عیوب Freckle و حصول دیگر مزایای ریزساختاری در فرایند انجماد جهت‌دار، نیاز به سرعت سریع‌تر استخراج دما از مذاب داریم.برای رسیدن به این مقصود از روشی به نام LMC (Liquid Metal Cooling) استفاده می‌شود. در طول فرآیند HRS تاثیر خنک‌کنندگی مبرد مسی به تدریج با بیرون کشیدن قالب و در نتیجه فاصله گرفتن جبهه انجماد از مبرد مسی کاهش یافته و این مساله باعث کاهش گرادیان دمایی و نرخ تبرید (Cooling Rate) می‌شود.این کاهش گرادیان دمایی و نرخ تبرید باعث می‌شود دانه‌های هم‌محور آغاز به جوانه‌زنی و رشد کنند و فرآیند انجماد تک کریستال دچار اختلال شود.به همین دلیل با روش LMC که طی آن قالب هنگام خروج داخل مذاب یک فلز با دمای ذوب پایین وارد می‌شود، گرادیان دمایی ثابت حفظ شده و احتمال عیوب پایین می‌آید. این روش باعث بهبود چشمگیری در سرعت و توزیع خروج گرما از قالب می‌شود.در این روش برخلاف روش HRS قالب به داخل یک مذاب بیرون کشیده می‌شود که در این صورت استخراج گرما از طریق فلز مذاب خنک‌کننده سریع‌تر و پایدارتر خواهد بود و می‌توان سرعت بیرون کشیدن قالب را نیز افزایش داد.این مذاب گرماگیر که بایستی دمای ذوب پایینی داشته باشد عموما قلع بوده که دمای ذوب آن C°۲۳۲ می‌باشد.

مزایای روش LMC نسبت به روش بریجمن (HRS)

1. سیلان و خروج گرمای یکنواخت
2. ریزجدایش کمتر
3. ریزساختار ریزتر و یکنواخت‌تر
4. خواص مکانیکی بهینه
5. نرخ تبرید (Cooling Rate) هنگام انجماد می‌تواند به ۳ تا ۹ برابر افزایش یابد
6. امکان سرعت بالاتر بیرون کشیدن قالب (کشش قالب) و در نتیجه سرعت تولید و کاهش هزینه‌ها فراهم می‌شود.
7. گرادیان حرارتی تا ۳ برابر و نرخ رشد تا ۲ برابر قابل افزایش است
8. از آنجا که سرعت کشش قالب ۲ تا ۴ برابر روش بریجمن قابل حصول است، این روش برای ریخته‌گری پره‌های بلند توربین‌های صنعتی که گاه زمان ریخته‌گری آنها به ۱ یا ۲ ساعت می‌رسد بسیار مقرون به صرفه است.
9. ساختار دندریتی بسیار ریز قابل حصول است.
10. با افزایش نرخ تبرید اندازه تخلخل‌های احتمالی (Porosity) کاهش یافته، اندازه محل جوانه‌زنی ترک نیز کوچک می‌شود که این مساله در عمر خستگی سیکل پایین حائز اهمیت است

مراجع

[1] R. C. Reed, The Superalloys: Fundamentals and Applications, Cambridge University Press (2006)

[2] R.L. Dreshfield, R.A. Parr, "Application of Single Crystal Superalloys for Earth-to-Orbit Propulsion Systems", 23rd Joint Propulsion Conference, June 1987.

[3] D. Goldschmidt, "Single-Crystal Blades", Materials for Advanced Power Engineering Conference (1994), Part I, pp. 661-674.

[4] R.F. Singer, "Advanced Materials and Processes for Land-Based Gas Turbines", Materials for Advanced Power Engineering Conference (1994), Part II, pp. 1707-1729.

[5] G.J.S Higginbotham, "From research to cost-effective directional solidification and single-crystal production-an integrated approach", Journal of Material Science and Technology, May 1986, Vol.2.

[6] L. Liu (V), T. Huang, X., Zhao, Z. Yu, G. Liu, S., Gao, J. Zhang, H. Fu, "The Microstructure Features and Mechanical Properties of Single Crystal Superalloys in High Thermal Gradient Directional Solidification", Superalloy 2010 Conference.

[7] K. Harris, et al. "Directional Solidified and Single-Crystal Superalloy", Metals Handbook, Casting Volume, pp.995-1005.

[8] A.Onyszko, K.Kubiak, J.Sieniawski, "Turbine Blades of the Single Crystal Nickel based CMSX-6 Superalloy", Journal of Achievements in Materials, Vol.32, Issue 1, Jan. 2009, pp.66-69.

رده:مقاله‌های ایجاد شده توسط ایجادگر