عنوان پایان‌نامه
بررسی ریز ساختاری و خواص مکانیکی پره متحرک ردیف اول توربین گازی ساخته شده از سوپر آلیاژ CTD-۱۱۱ پس از کار کرد طولانی مدت در دمای بالا
- مقطع تحصیلی
- کارشناسی ارشد
- محل دفاع
- کتابخانه مرکزی پردیس 2 فنی شماره ثبت: TN 936;کتابخانه مرکزی -تالار اطلاع رسانی شماره ثبت: 52430
- تاریخ دفاع
- ۲۶ بهمن ۱۳۹۰
- دانشجو
- رضا محمدی احمدآبادی
- استاد راهنما
- حسن فرهنگی
- چکیده
- در تحقیق حاضر تغییرات ریزساختاری و خواص مکانیکی پره متحرک ردیف اول توربین گازی ساخته شده از سوپرآلیاژ پایه نیکل GTD-111، پس از 31000 ساعت کارکرد مورد بررسی قرار گرفت. بدین منظور یک مقطع از ریشه و سه مقطع از ایرفویل در ارتفاع¬های مختلف، برای انجام بررسی¬های ریزساختاری به وسیله میکروسکوپ نوری و الکترونی روبشی و همچنین سختی سنجی بریده و آماده¬سازی شدند. به علاوه، دو مقطع از ایرفویل و یک مقطع از ریشه برای نمونه¬سازی و انجام آزمون¬های تنش گسیختگی در شرایط تنشی و دمایی مختلف در نظر گرفته شد. مهمترین تغییرات ریزساختاری در نواحی ایرفویل پره شامل درشت شدن رسوبات گاما پرایم، تجزیه کاربیدهای اولیه و تشکیل لایه پیوسته ??/M23C6 در مرزدانه¬ها است. رسوبات مکعبی شکل اولیه با قطر متوسط µm7/0در ریشه پره به رسوبات با گوشه¬های گرد شده با قطر متوسط µm4/1 در ناحیه بالایی لبه فرار ایرفویل تبدیل شده است. نتایج آنالیز عنصری (EDS) حاکی از وجود کاربیدهای اولیه غنی از تیتانیوم و تانتالم(Ti,Ta) در ریشه پره است در حالیکه این کاربیدها، در نواحی ایرفویل به کاربیدهای غنی از کرم تجزیه شده¬اند. همچنین آنالیز عنصری تشکیل لایه پیوسته کاربیدهای مرزدانه¬ای غنی از عنصر کرم را نشان داده¬اند، که مسیر مناسبی برای رشد ترک-های مرزدانه¬ای مشخص شده است. نتایج آنالیز فازی (XRD) حاکی از افزایش درصد کاربیدهای غنی از کرم و کاهش کاربیدهای اولیه غنی از تیتانیوم و تانتالم در نواحی ایرفویل در مقایسه با ریشه پره است. نتایج آزمون¬های سختی و تنش¬گسیختگی حاکی از کاهش خواص مکانیکی ایرفویل نسبت به ریشه پره است و این زوال در راستای طولی ایرفویل افزایش یافته است. سختی تمامی نواحی ایرفویل در مقایسه با ریشه کاهش یافته است به طوریکه سختی از 513 ویکرز در ناحیه ریشه پره به 447 ویکرز در ناحیه لبه فرار بالاترین مقطع ایرفویل کاهش یافته است. تخمین دما برای تمام نمونه¬ها، بر اساس رفتار درشت شدن رسوبات گاما پرایم انجام شد. نتایج حاکی از افزایش دمای کاری نواحی ایرفویل با افزایش ارتفاع پره است. درجه حرارت لبه فرار ایرفویل از °C761 در پایین¬ترین مقطع ایرفویل به °C851 در بالاترین ناحیه مورد بررسی، افزایش یافته است. نتایج بدست آمده از آزمون¬های تنش گسیختگی حاکی از کاهش عمر گسیختگی و افزایش نرخ کرنش خزشی در ناحیه ایرفویل نسبت به ریشه پره است. عمر پره در شرایط آزمون تنش گسیختگی (MPa480، °C815) از 5/78 ساعت در ناحیه ریشه به5/11 ساعت در ناحیه ایرفویل کاهش یافته است. همچنین نرخ کرنش مرحله دوم از S-1 7-10×2/1 در ناحیه ریشه به S-17-10×6/7 در ناحیه ایرفویل افزایش یافته است، که حاکی از زوال نواحی ایرفویل پره در اثر کارکرد در شرایط سرویس است.
- Abstract
- In this study, a first stage gas turbine blade made of conventionally cast nickel base superalloy GTD-111, was investigated after long term service exposure (31000 h), in order to determine the effect of service operation on the microstructural changes and mechanical properties degradation of the blade. For this purpose, one section from the root and three sections from the airfoils (A, B and C) at various heights were cut and prepared for microstructural studies and hardness measurements. In addition, two sections of the airfoil and a section from the root region were selected for creep rupture tests at 980 °C and 186 MPa and 816 °C and 480 MPa. Metallorgraphic examination was carried out using optical and scanning electron microscopy (SEM) to investigate the microstructural changes. Primary ?'-phase coarsening with changing in morphology from cubic to spherical, primary carbide decomposition and formation of a combination of secondary M23C6 carbide and ?' phase along grain boundaries are the major microstructural changes during the service conditions. An energy dispersive X-ray spectroscopy (EDS) was used to investigate the elemental concentration of various phases in shank and airfoil sections. The major elemental constituent of primary carbide is Tantalum and Titanium shank region of the blade which Ti & Ta are replaced with Co & Cr in airfoil sections. Therefore MC carbides are decomposed to Cr rich M23C6 carbides as a result of service exposure. The results of XRD analysis also show increasing of Cr rich carbides (M23C6) and reduction of MC carbides in the airfoil sections. ?' precipitates coarsening behavior as a function of operational temperature, were used to estimate the temperatures of the different sections of the utilized blade. Using the available data on the gamma prime coarsening behavior in the literature, an experimental relationship for temperature estimation based on gamma prime size in the alloy GTD-111 was developed. The obtained results indicated that the microstructural changes and the estimated operational temperature increase with increasing height in the airfoil. For Instance the temperature of the blade has been estimated to be 761 °C and 851°C in trailing edge of airfoil in A and C sections, respectively. Also, hardness measurement of the different sections of the blade indicated that mechanical properties degradation has intensified with increasing height in the airfoil which is attributed to the severe microstructural degradation due to the temperature increasing along the blade airfoil. The results of creep rupture tests show a substantial drop of the rupture life and a considerable increase of the creep rate in the specimens prepared from the airfoil compared to the root of the blade. For instance, time to rupture of shank and airfoil in creep rupture test at 816 °C and 480 MPa, has been reported as 78.5 and 11.5 hours, respectively. This shows the degradation of mechanical properties of the blade in airfoil sections in comparison to shank region.
