عنوان پایان‌نامه
بررسی تغییرات ساختاری و مکانیزم های تخریب پره های ثابت توربین گازی از جنس سوپر آلیاژ پایه کبالت
- مقطع تحصیلی
- کارشناسی ارشد
- محل دفاع
- کتابخانه مرکزی -تالار اطلاع رسانی شماره ثبت: 43587;کتابخانه مرکزی پردیس 2 فنی شماره ثبت: TN 785
- تاریخ دفاع
- ۳۰ دی ۱۳۸۸
- دانشجو
- شهاب الدین زنگنه
- استاد راهنما
- حسن فرهنگی
- چکیده
- چکیده پره¬های متحرک و ثابت ردیف اول از مهمترین اجزاء در توربین¬های گازی به شمار می¬آیند. جنس پره¬¬¬های ذکر شده به ترتیب سوپرآلیاژهای پایه نیکل و پایه کبالت است. پره¬های متحرک ردیف اول عموما تحت تنش¬های¬ بیشتری نسبت به پره¬های ثابت هستند اما پره¬های ثابت در معرض دمای بالاتری قرار دارند. بنابراین سوپرآلیاژهای پایه کبالت به دلیل خواص مناسب دما بالا در ساخت پره¬های ثابت ردیف اول توربین گازی قرار می¬گیرند. در این تحقیق تغییرات ساختاری و مکانیزم¬های تخریب در پره¬های ثابت ردیف اول از جنس سوپرآلیاژ پایه کبالت X-45 مورد استفاده در توربین 32 مگاواتی Fiat در نیروگاه شهرری، مورد بررسی قرار گرفته است. پره¬های مورد بررسی پس از طی تقریبا 16000 ساعت (نیمی از عمر طراحی) از قسمت لبه فرار دچار ترک¬ خوردگی شده و سپس جایگزین شده¬اند. روشهای متنوعی از قبیل تحلیل تنش، حرارت، تغییر شکل و کرنش با استفاده از نرم¬افزار ANSYS، متالوگرافی، بررسی¬های ریزساختاری، میکروسختی سنجی، شکست نگاری جهت تحلیل ترک خوردگی پره¬ها، پراش اشعه ایکس برای تحلیل فازها، تست کشش و عملیات حرارتی به منظور بازیابی ساختار مورد استفاده قرار گرفته است. بر اساس نتایج شبیه¬سازی بالاترین مقدار درجه حرارت در حالت پایا در قسمت لبه فرار پره، مکانی که بیشترین مقدار تغییر ساختار و ترک خوردگی را داشته، در حدود C°850 بوده است. پره در طی کارکرد ثابت دچار تغییر شکل شده است که بیشترین مقدار تغییر شکل در قسمت مرکزی پره بوده که نتایج شبیه¬سازی این حالت را تایید می¬کنند. به دلیل کارکرد در دمای بالا، قسمت¬های از پره خوردگی داغ نوع اول و دوم را تجربه کرده¬اند. استحکام نمونه¬های انتخابی و توزیع سختی در قسمت خارجی پره¬ها از مقادیر استاندارد گزارش شده برای آلیاژ پره پایین¬تر بوده است. خوردگی داغ نوع اول به همراه اکسیداسیون داخلی، استحاله فازی M6C به M23C6، رسوب شدید کاربیدهای M23C6 در امتداد مرزهای دانه، تشکیل فازهای سوزنی شکل و تغییرات بالای تنش در طی روشن-خاموش شدن (حالت گذار توربین) و تریپ توربین منجر به ایجاد و گسترش ترک در طی کارکرد موقت توربین شده¬ است که نهایتا موارد ذکر شده منجر به کاهش عمر پره¬ها از 30000 ساعت تخمین زده شده توسط شرکت سازنده به حدود 16000 ساعت شده است. برای احیاء ریز ساختار زوال یافته در دمای بالا، پره¬ها تحت عملیات حرارتی شامل انحلال در دمای C° 1230 به مدت 3 ساعت، کوئنچ در آب و سپس عملیات پیرسازی در دو دمای C°850 وC °950 به مدت 8، 16 و 24 ساعت انجام گرفت که بهترین نتایج در دمای C°850 به مدت زمان 16 ساعت بدست آمد.
- Abstract
- The most important parts in the gas turbine are buckets and nozzles .the materials used for making these parts are nickel and cobalt based superalloys respectively. In general the buckets are subjected to higher stress than nozzles. While the nozzles due to their position in the gas turbin, experience higher temperation the effects of microstructural changes and damage mechanisms on the first stage nozzle cobalt base superalloy of a 32 mw fiat was examined.the investigated nozzles exhibited crackes in the trailing edge section after nearly 16000h (half of desingn liftime) of service.various methods such as thermal simulation, metallography, micro hardness, fractography,XRD tensile test and heat treatment for rejuvenation were utilized. According to the simulation results, the trailing edge is subjected to the maximum temprature during steady state operation.hence, more extensive cracking and microstructural changes are expected in this region. In addition, distortion and hot corrosion were occurred forms of damage observed in some of the nozzle. The tensile properties and hardness distribution in the outer side wall(used as a reference) were lower than reported values for the nozzle alloy.meanwhile, hot corrosion type I, internal oxidation phase transformation of M6C to M23C6 , severe precipitation of M23 C6 along grain boundaries, formation of needle like phases, high stress during startup- shutdown (transient condition) and numerous unscheduled shutdown of turbine led to crack initiation and propagation, limiting the useful life of the nozzles to about half of the design life. For rejuvenation of degraded nozzle the nozzle material was subjected to a heat treatment cycle consisting of solutionizing at 1230c for 3 h followed by quenching and subsequent aging. The aging process was done at 850c and 950c for 8,16 and 24h. it was shown that aging at 850c for 16 h contributes significantly to restoring the initial, starting microstructure of the alloy.
