Høytemperaturlegering kalles også varmestyrkelegering. I henhold til matrisestrukturen kan materialene deles inn i tre kategorier: jernbasert, nikkelbasert og krombasert. I henhold til produksjonsmåte kan de deles inn i deformert superlegering og støpt superlegering.
Det er et uunnværlig råmateriale innen luftfart. Det er nøkkelmaterialet for høytemperaturdelen av luftfarts- og luftfartsmotorer. Det brukes hovedsakelig til produksjon av forbrenningskamre, turbinblad, føringsblad, kompressor og turbinskiver, turbinhus og andre deler. Driftstemperaturområdet er 600 ℃ - 1200 ℃. Spennings- og miljøforholdene varierer med delene som brukes. Det er strenge krav til legeringens mekaniske, fysiske og kjemiske egenskaper. Det er den avgjørende faktoren for motorens ytelse, pålitelighet og levetid. Derfor er superlegering et av de viktigste forskningsprosjektene innen luftfart og nasjonalt forsvar i utviklede land.
De viktigste bruksområdene for superlegeringer er:
1. Høytemperaturlegering for forbrenningskammer
Forbrenningskammeret (også kjent som flammerør) i en flyturbinmotor er en av de viktigste høytemperaturkomponentene. Siden drivstoffforstøvning, blanding av olje og gass og andre prosesser utføres i forbrenningskammeret, kan maksimumstemperaturen i forbrenningskammeret nå 1500 ℃ - 2000 ℃, og veggtemperaturen i forbrenningskammeret kan nå 1100 ℃. Samtidig er det også utsatt for termisk belastning og gassbelastning. De fleste motorer med høyt skyvekraft/vekt-forhold bruker ringformede forbrenningskamre, som har kort lengde og høy varmekapasitet. Maksimal temperatur i forbrenningskammeret når 2000 ℃, og veggtemperaturen når 1150 ℃ etter gassfilm- eller dampkjøling. Store temperaturgradienter mellom ulike deler vil generere termisk belastning, som vil stige og falle kraftig når driftstilstanden endres. Materialet vil bli utsatt for termisk sjokk og termisk utmattingsbelastning, og det vil være forvrengning, sprekker og andre feil. Generelt er forbrenningskammeret laget av platlegering, og de tekniske kravene er oppsummert som følger i henhold til driftsforholdene til spesifikke deler: det har en viss oksidasjonsmotstand og gasskorrosjonsmotstand under bruk av høytemperaturlegering og gass; det har en viss øyeblikkelig og utholdenhetsstyrke, termisk utmattingsytelse og lav ekspansjonskoeffisient; det har nok plastisitet og sveiseevne til å sikre bearbeiding, forming og tilkobling; det har god organiseringsstabilitet under termisk syklus for å sikre pålitelig drift innenfor levetiden.
a. Porøst laminat av MA956-legering
I den tidlige fasen ble det porøse laminatet laget av HS-188-legeringsplate ved diffusjonsbinding etter å ha blitt fotografert, etset, rillet og stanset. Det indre laget kan gjøres om til en ideell kjølekanal i henhold til designkravene. Denne strukturkjølingen trenger bare 30 % av kjølegassen til tradisjonell filmkjøling, noe som kan forbedre motorens termiske sykluseffektivitet, redusere den faktiske varmebærende kapasiteten til forbrenningskammermaterialet, redusere vekten og øke skyvekraft-vektforholdet. For tiden er det fortsatt nødvendig å bryte gjennom nøkkelteknologien før den kan tas i praktisk bruk. Det porøse laminatet laget av MA956 er en ny generasjon forbrenningskammermateriale introdusert av USA, som kan brukes ved 1300 ℃.
b. Bruk av keramiske kompositter i forbrenningskammeret
USA har begynt å verifisere muligheten for å bruke keramikk til gassturbiner siden 1971. I 1983 formulerte noen grupper som var engasjert i utvikling av avanserte materialer i USA en rekke ytelsesindikatorer for gassturbiner som brukes i avanserte fly. Disse indikatorene er: øke turbinens innløpstemperatur til 2200 ℃; operere under forbrenningstilstanden til kjemisk beregning; redusere tettheten som påføres disse delene fra 8 g/cm3 til 5 g/cm3; avbryte kjøling av komponenter. For å oppfylle disse kravene inkluderer materialene som studeres grafitt, metallmatrise, keramiske matrisekompositter og intermetalliske forbindelser i tillegg til enfasekeramikk. Keramiske matrisekompositter (CMC) har følgende fordeler:
Ekspansjonskoeffisienten til keramisk materiale er mye mindre enn for nikkelbaserte legeringer, og belegget er lett å fjerne. Å lage keramiske kompositter med mellomliggende metallfilt kan overvinne avskallingsdefekten, som er utviklingsretningen for forbrenningskammermaterialer. Dette materialet kan brukes med 10 % - 20 % kjøleluft, og temperaturen på metallisk bakisolasjon er bare omtrent 800 ℃, og varmebæringstemperaturen er mye lavere enn for divergerende kjøling og filmkjøling. Støpt superlegering B1900 + keramisk beleggbeskyttelsesflis brukes i V2500-motorer, og utviklingsretningen er å erstatte B1900 (med keramisk belegg) flis med SiC-basert kompositt eller antioksidasjons C/C-kompositt. Keramisk matrisekompositt er utviklingsmaterialet for motorens forbrenningskammer med et skyvekraftforhold på 15-20, og driftstemperaturen er 1538 ℃ - 1650 ℃. Det brukes til flammerør, flytende vegg og etterbrenner.
2. Høytemperaturlegering for turbin
Turbinblader i flymotorer er en av komponentene som tåler den høyeste temperaturbelastningen og det verste arbeidsmiljøet i en flymotor. De må tåle svært store og komplekse belastninger under høy temperatur, så materialkravene er svært strenge. Superlegeringene for turbinblader i flymotorer er delt inn i:
a. Høytemperaturlegering for føringsskinne
Deflektoren er en av delene i turbinmotoren som påvirkes mest av varme. Når det oppstår ujevn forbrenning i forbrenningskammeret, blir varmebelastningen på førstetrinns ledevinge stor, noe som er hovedårsaken til at ledevingen skades. Brukstemperaturen er omtrent 100 ℃ høyere enn turbinbladets. Forskjellen er at de statiske delene ikke utsettes for mekanisk belastning. Vanligvis er det lett å forårsake termisk stress, forvrengning, termisk utmattingssprekker og lokal brannskade forårsaket av raske temperaturendringer. Ledevingelegeringen skal ha følgende egenskaper: tilstrekkelig høy temperaturstyrke, permanent krypeevne og god termisk utmattingsevne, høy oksidasjonsmotstand og termisk korrosjonsevne, termisk stress- og vibrasjonsmotstand, bøyningsdeformasjonsevne, god støpeprosessstøpeevne og sveiseevne, og beleggbeskyttelsesytelse.
For tiden bruker de fleste avanserte motorer med høyt skyvekraft/vekt-forhold hulstøpte blader, og det velges retningsbestemte og nikkelbaserte superlegeringer basert på enkrystallnikkel. Motorer med høyt skyvekraft/vekt-forhold har en høy temperatur på 1650 ℃ - 1930 ℃ og må beskyttes med et varmeisolerende belegg. Brukstemperaturen til bladlegeringen under kjøle- og beleggbeskyttelsesforhold er over 1100 ℃, noe som stiller nye og høyere krav til temperaturtetthetskostnaden for føringsbladmaterialet i fremtiden.
b. Superlegeringer for turbinblader
Turbinblader er de viktigste varmebærende roterende delene i flymotorer. Driftstemperaturen deres er 50 ℃ - 100 ℃ lavere enn styrebladene. De utsettes for stor sentrifugalbelastning, vibrasjonsbelastning, termisk belastning, luftstrømsskjæring og andre effekter når de roterer, og arbeidsforholdene er dårlige. Levetiden til motorens varme endekomponenter med høyt skyvekraft/vekt-forhold er mer enn 2000 timer. Derfor må turbinbladlegeringen ha høy krypemotstand og bruddstyrke ved driftstemperatur, gode omfattende egenskaper ved høy og middels temperatur, som høy og lav syklusutmatting, kald og varm utmatting, tilstrekkelig plastisitet og slagfasthet, og hakkfølsomhet; høy oksidasjonsmotstand og korrosjonsmotstand; god varmeledningsevne og lav lineær utvidelseskoeffisient; god støpeprosessytelse; langsiktig strukturell stabilitet, ingen TCP-faseutfelling ved driftstemperatur. Den påførte legeringen går gjennom fire stadier; deformerte legeringer som brukes inkluderer GH4033, GH4143, GH4118, osv.; Bruksområder for støpelegeringer inkluderer K403, K417, K418, K405, retningsbestemt størknet gull DZ4, DZ22, enkrystalllegering DD3, DD8, PW1484, etc. For tiden har den utviklet seg til tredje generasjon av enkrystalllegeringer. Kinas enkrystalllegering DD3 og DD8 brukes henholdsvis i Kinas turbiner, turbofanmotorer, helikoptre og skipsmotorer.
3. Høytemperaturlegering for turbinskive
Turbinskiven er den mest belastede roterende lagerdelen i turbinmotoren. Arbeidstemperaturen til hjulflensen på motoren med et trykkvektforhold på 8 og 10 når 650 ℃ og 750 ℃, og temperaturen på hjulsenteret er omtrent 300 ℃, med en stor temperaturforskjell. Under normal rotasjon driver den bladet til å rotere med høy hastighet og bærer maksimal sentrifugalkraft, termisk belastning og vibrasjonsbelastning. Hver start og stopp er en syklus, hjulsenteret. Halsen, sporbunnen og kanten bærer alle forskjellige komposittbelastninger. Legeringen må ha høyest flytegrense, slagfasthet og ingen hakkfølsomhet ved driftstemperatur; lav lineær utvidelseskoeffisient; viss oksidasjons- og korrosjonsbestandighet; god skjæreytelse.
4. Superlegering for luftfart
Superlegeringen i flytende rakettmotorer brukes som drivstoffinjektorpanel i forbrenningskammeret i skyvekammeret; turbinpumpealbue, flens, grafittrorfeste, etc. Høytemperaturlegering i flytende rakettmotorer brukes som drivstoffkammerinjektorpanel i skyvekammeret; turbinpumpealbue, flens, grafittrorfeste, etc. GH4169 brukes som materiale i turbinrotor, aksel, akselhylse, feste og andre viktige lagerdeler.
Turbinrotormaterialene i amerikanske flytende rakettmotorer inkluderer hovedsakelig innsugsrør, turbinblad og skive. GH1131-legering brukes mest i Kina, og turbinbladet avhenger av arbeidstemperaturen. Inconel x, Alloy713c, Astroloy og Mar-M246 bør brukes etter hverandre; Hjulskivematerialene inkluderer Inconel 718, Waspaloy, etc. GH4169 og GH4141 integrerte turbiner brukes mest, og GH2038A brukes til motorakselen.