CC BY
1
formation about the products of thermal decomposition of zinc nitrate and citric acid, a discussion of the possible mechanism and stages of chemical transformations in the solution SHS of zinc oxide in combustion mode was conducted.
Key words: self-propagating high-temperature synthesis, ZnO, combustion, solution, zinc nitrate, citric acid, thermodynamic calculations.
УДК 669.018.44
О ВЛИЯНИИ НЕКОТОРЫХ ПАРАМЕТРОВ МАТЕРИАЛОВ АВИАДВИГАТЕЛЯ НА ХАРАКТЕРИСТИКИ ЕГО РАБОТЫ Амосов Евгений Александрович, к.т.н., доцент (e-mail: amosov-ea@mail.ru) Самарский государственный технический университет, г.Самара, Россия
В данной статье рассмотрен вопрос о связи характеристик работы авиационного газотурбинного двигателя с некоторыми параметрами материалов, применяющихся при изготовлении силовых установок в авиации, такими как температура плавления и предел текучести материала.
Ключевые слова: газотурбинный авиадвигатель, свойства материалов, тепловые машины
Газотурбинный авиационный двигатель (или сокращённо ГТД), как и любая другая тепловая машина, преобразующая энергию сгорания топлива в механическую энергию движения, характеризуется рядом паромеров, обуславливающих её экономическую или техническую целесообразность и определяющих область её возможного применения [1, 2].
По оценкам, примерно к 2030 году должны найти практическое применение так называемые двигатели шестого поколения (взамен существующих сейчас двигателей пятого поколения), поэтому изучение вопроса о свойствах авиационного двигателя и связи этих свойств с характеристиками авиационных материалов является в настоящее время актуальным и имеет важно практическое значение [2-4, 21-23].
Рассмотрим более подробно вопрос о том, как параметры авиационных материалов могут повлиять на характеристики авиационных газотурбинных двигателей.
Одной из характеристик авиадвигателя является его тяговооруженность или отношение силы тяги двигателя к силе тяжести, действующей на ГТД. Исходя из простых физических соображений, несложно предположить, что чем большее давление развивается камере сгорания двигателя, тем выше сила тяги двигателя и, соответственно, выше тяговооруженность. А высокое давление газов требует определённых характеристик материала теплового авиационного двигателя.
Действительно, согласно формуле Барлоу, максимально допустимое давление жидкости в трубе связано с пределом текучести материала трубы
[5], поэтому можно ожидать, что свойства материала ГТД, в частности, его предел текучести, будет являться одним из сановных факторов, влияющих на силу тяги двигателя, и, как следствие, на его тяговооруженность.
Таким образом, наши рассуждения приводят нас к выводу, что механические (прочностные) характеристики материала двигателя оказывают существенное влияние на работу самого ГТД.
Стоит заметить, что понятие тяговооруженность фактически является своеобразной формой записи второго закона Ньютона. Действительно, манёвренность самолёта определяется быстротой изменения его скорости, то есть, иначе говоря, ускорением. По второму закону Ньютона, при прямолинейном ускоренном движении модуль ускорения а, сила тяги F, ускорение свободного падения g и масса тела m связаны следующим образом:
a = F/m = (F/(mg)) • g, и из данного выражения видно, что дробь в скобках F/(mg) как раз и является величиной тяговоруженности, иначе говоря, величина тяговооружен-ности должна влиять на манёвренность воздушного судна.
Отметим также, что согласно уравнению Менделеева-Клапейрона, например, в следующей форме:
p = nkT,
где p - давление газа, k - постоянная Больцмана, T - абсолютная температура, n - концентрация молекул газа, давление газа в замкнутом ссуде пропорционально его абсолютной температуре, следовательно, значительная сила тяги двигателя и значительное давление газа при постоянном объёме сосуда требует высоких температур. Отсюда становится ясно, что для того, чтобы выдержать высокие температуры, требуется материал с высокой температурой плавления, что устанавливает соответствующие барьеры для ряда материалов, имеющих невысокие температуры плавления.
Таким образом, анализ известных физических явлений и законов позволяет нам, в принципе, предварительно сформулировать некоторые требования к материалам авиационных ГТД, а именно, достаточно высокий предел текучести и достаточно высокая температура плавления.
Проверим, насколько наши предположения согласуются с литературными данными о влиянии различных параметров на эффективность работы ГТД.
Согласно литературным данным, на коэффициент полезного действия существенное влияние оказывает степень повышения давления в компрессорах [1]. Можно приближенно считать, исходя из имеющихся данных разных авторов (при существующих в настоящее время значениях степени повышения давления), что при достаточно высоких температурах эффективный КПД взрастает примерно по гиперболическому закону, приближаясь к некоторому предельному значению [1]. Следовательно, для эффективной работы ГТД степень сжатия должна быть достаточно высокой.
Отсюда вытекает, что для эффективной работы ГТД нужны материалы, способный выдерживать высокие давления без разрушения и необратимой деформации. То есть, у материалов авиационных двигателей должны быть высокие значения предела текучести (для повышения КПД), что согласуется с приведёнными выше рассуждениями на основе простых физических соображений.
Итак, представления о необходимости наличия у материала ГТД высоких значений предела текучести согласуется с литературными данными теоретических основах и об опыте эксплуатации авиадвигателей.
Но достаточно высокие механические характеристики материала (такие, как предел текучести) являются плюсом при эксплуатации изделия, но могут быть минусом при изготовлении детали. Действительно, если изготовление детали подразумевает механическую обработку типа гибки или других подобных операций (для придания изделию определённой формы), то такие операции являются по своей сути необратимой пластической деформацией, иначе говоря, требую воздействия, превышавшее пороговое значение (предел текучести).
Сказанное подразумевает, что повышение предела текучести имеет как положительную, так и отрицательную сторону в процессе изготовления деталей ГТД, и, как в других случаях, в каждой конкретной ситуации необходимо искать некоторое наилучшее значение предела текучести, образно говоря, «золотую середину».
Рассмотрим теперь литературные данные о влиянии температуры на параметры эксплуатации авиационного ГТД [1, 2]. При оценке эффективности двигателя обычно рассматривают такой параметр, как температура газа перед турбиной. Повышение указанной температуры повышает характеристики ГТД примерно по гиперболическому закону (сначала - достаточно быстро, потом всё более медленнее) []. Примерно восемьдесят лет эксплуатации различных вариантов ГТД (1940-2020 годы) показали, что для того, чтобы поднять температуру газа перед турбиной примерно на 100 градусов, требуется около 10 лет. И одной из вероятных причин неспешного прогресса в этой области, вполне возможно, является необходимость разработки жаропрочных и жаростойких авиационных материалов, способных работать в условиях высоких температур.
Высокая температура газа перед турбиной, очевидно, требует наличия и применения материалов, способных выдержать подобные температуры, то есть материалов с высокой температурой плавления. Поэтому неудивительно, что предпринимаются активные попытки применить в современных авиационных ГТД материалы на основе ниобия и других тугоплавких элементов, и соединений [2, 13] (желательно с достаточно небольшим удельным весом, чтобы повышение температуры плавления авиационного материала не приводило также у его утяжеления).
Рассмотрим, как температура плавления материала взаимосвязана с другими его параметрами, и как эта связь может повлиять на работу авиационного ГТД.
Наличие герметизирующих и уплотнительных элементов в ГТД, а также изменение размеров деталей авиадвигателя за счёт сильного нагревания (на тысячу градусов и более) обуславливает такое требование к материалу ГТД, как необходимость как можно меньшей величины коэффициента термического расширения или КТР [1, 2]. (В идеальном случае материал ГТД двигателя должен обладать нулевым КТР).
Из материаловедения известна закономерность Линдемана (или критерий плавления Линдемана [5]), согласно которой температура плавления металла (или сплава на его основе) и величина КТР обратно пропорциональны друг другу. Следовательно, наличие как можно меньшей величины КТР для эффективной работы авиационного газотурбинного двигателя означает (согласно указанной закономерности) как можно большую величину температуры плавления материала ГТД. И опять можно прийти к заключению о необходимости применения материалов с высокой температурой плавления для изготовления (и последующей успешной эксплуатации) авиационных двигателей газотурбинного типа.
Однако стоит отметить, что слишком высокие значения температуры плавления имею и отрицательные стороны (например, тугоплавкие материалы, как правило, обладают невысокой пластичностью, а значит, хуже сопротивляются зарождению и развитию трещин в материале, что может привести к катастрофическим последствиям для летающего средства (разрушению во время полёта)).
Таким образом, приведённые выше литературные данные о закономерностях работы авиационных газотурбинных двигателей и рассуждения на основе физических соображений приводят нас к следующим выводам:
1)материал ГТД должен обладать достаточно высокой температурой плавления, что обеспечит возможность малой величины КТР и, соответственно, малое изменение размеров в процессе эксплуатации ГТД, а также возможность создания высоких температур при работе двигателя для достаточно высоких значений величины коэффициента полезного действия авиационного двигателя;
2)материал ГТД должен обладать достаточно высоким пределом текучести, что обеспечивает возможность воздания создания высокого давления в процессе работы, а это необходимо для повышения тяговооруженности силовой авиационной установки и летающего средства (например, самолёта) в целом.
Данная работа является инициативной, она вполне может быть интересна студентам, инженерам и аспирантам, занимающимся вопросами авиационного материаловедения, в частности, вопросами разработки новых ма-
териалов для современных и перспективных газотурбинных авиадвигателей.
Список литературы
1. Нечаев, Ю.Н. Теория авиационных двигателей / Ю.Н. Нечаев и др. - М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2012. - 448 с.
2. Бондаренко, Ю. А. Тенденции развития высокотемпературных металлических материалов и технологий создания современных газотурбинных двигателей / Ю.А. Бондаренко // Авиационные материалы и технологии. - 2019. - № 2. - С. 3-9.
3. https://en.wikipedia.org/wiki/Sixth-generation_fighter
4. https://www.popularmechanics.com/military/aviation/a40669920/japan-uk-to-develop-new-fighter/
5. Материаловедение / Ю.П. Солнцев и другие. - М.: Химиздат, 2020. - 784 с.
6. Фистуль, В И Химия и физика твердого тела /В.И. Фистуль. - М.: Металлургия, 1995. - 800 с
7. Амосов, Е.А. Простые модели некоторых процессов / Е.А. Амосов. - LAP, 2012. -63 с.
8. Амосов, А. П. Основы материаловедения и технологии новых материалов / А. П. Амосов. — Самара: СамГТУ, ЭБС АСВ, 2016. — 203 с.
9. Лившиц, Б.Г. Физические свойства металлов и сплавов / Б.Г. Лифшиц и др. - М., 1980. - 320 с.
10. Павлов, П.В. Физика твердого тела / П.В. Павлов, А.Ф. Хохлов. - М., 2000. - 494
с.
11. .Амосов, Е.А. Модель связи модуля упругости металла с другими его характеристиками / Е.А. Амосов // СМТТ. - 2023. - №2(47). - С.17-21.
12. Обуховский, А.Д. Теория авиационных двигателей / Обуховский А.Д. и др. -Новосибирск: НГТУ, 2023. - 138 с.
13. Харитонов, В.Ф. Материалы деталей авиационных двигателей / В. Ф. Харитонов, П. В. Соловьев. - Уфа: УГАТУ, 2021. - 80 с.
14. Иноземцев, А.А. Газотурбинные двигатели / А.А. Иноземцев, В.Л. Сандрацкий.
- Пермь, 2006. - 1204 с.
15. Гецов, Л.Б. Материалы и прочность деталей газовых турбин / Л.Б. Гецов. - М., 2011. - 495 с.
16. Дынкин, А. Л. Самолет начинается с двигателя / А.Д. Дынкин. - Рыбинск:1995. -494 с.
17. Белоусов, А.И. Конструктивные и силовые схемы турбомашин двигателей летательных аппаратов / А.И. Белоусов. - Куйбышев: КуАИ, 1988. - 92 с.
18. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей / Под общ. ред. Д.В. Хронина. - М.: Машиностроение, 1980. - 386 с.
19. Ахмедзянов, А. М. Проектирование авиационных газотурбинных двигателей / А.М. Ахмедзянов. - М.: Машиностроение, 2000. - 454 с.
20. Бабкин, В.И. Роль науки в решении практических задач авиационного двигате-лестроения / В.И. Бабкин // Двигатель. - 2013. - №3 (87). - С. 2-6.
21. Интерметаллидные сплавы на основе титана и никеля / Под общ. ред. Е.Н. Каб-лова. - М.: ВИАМ, 2018. - 308 с
22. Каблов, Е.Н. Инновационные разработки ФГУП «ВИАМ» ГНЦ РФ по реализации «Стратегических направлений развития материалов и технологий их переработки на период до 2030 года» / Е.Н. Каблов // Авиационные материалы и технологии. - 2015.
- №1 (34). - С. 3-33.
23. Бабкин, В.И. Создание конкурентоспособных авиационных двигателей 20252030 г./ В.И. Бабкин и др. // Межотраслевой альманах. - 2015. - №49. - С. 25-29.
24. Каблов, Е.Н. Литейные жаропрочные никелевые сплавы для перспективных авиационных ГТД / Е.Н. Каблов и др.// Технология легких сплавов. - 2007. - №2. - С. 6-16.
25. Сивухин, Д.В, Курс общей физики. Термодинамика и молекулярная физика / Д.В. Сивухин. - М., 2005. - 544 с.
26. Энергетическая модель технологий упрочнения сплавов/ Амосов Е.А.// Современные материалы, техника и технологии. 2015. № 2 (2). С. 196-199.
27. Взаимодействие расплава железа и карбосилицида титана/ Латухин Е.И., Амосов Е.А., Умеров Э.Р.// Современные материалы, техника и технологии. 2017. № 6 (14). С. 54-60.
28. О взаимодействии частиц графита разного размера с расплавом титана в ходе СВС реакции/ Рыбаков А.Д., Амосов Е.А., Умеров Э.Р.// Современные материалы, техника и технологии. 2019. № 5 (26). С. 154-158.
29. Получение порошка нитрида кремния по азидной технологии СВС/ Белова Г.С., Амосов Е.А.// Современные материалы, техника и технологии. 2016. № 2 (5). С. 32-36.
Amosov Evgeniy Aleksandrovich, cand.tech.sci., associate professor
(e-mail: amosov-ea@mail.ru)
Samara state technical university, Samara, Russia
THE INFLUENCE OF SOME PARAMETERS OF AIRCRAFT ENGINE MATERIALS ON THE CHARACTERISTICS OF ITS OPERATION
Abstract. This article considers the issue of the relationship between the performance characteristics of an aviation gas turbine engine with some parameters of materials used in the manufacture of power plants in aviation, such as melting point and yield strength of the material.
Keywords: gas turbine aircraft engine, properties of materials, thermal machines
