Høytemperaturlegering kalles også varmestyrkelegering. I henhold til matrisestrukturen kan materialer deles inn i tre kategorier: jernbasert nikkelbasert og krombasert. I henhold til produksjonsmodus kan den deles inn i deformert superlegering og støpt superlegering.
Det er en uunnværlig råvare i romfartsfeltet. Det er nøkkelmaterialet for høytemperatur-delen av romfarts- og luftfartsmotorer. Den brukes hovedsakelig til produksjon av forbrenningskammer, turbinblad, ledeblad, kompressor og turbinskive, turbinhus og andre deler. Driftstemperaturområdet er 600 ℃ - 1200 ℃. Stress- og miljøforholdene varierer med delene som brukes. Det er strenge krav til legeringens mekaniske, fysiske og kjemiske egenskaper. Det er den avgjørende faktoren for ytelsen, påliteligheten og levetiden til motoren. Derfor er superlegering et av de viktigste forskningsprosjektene innen romfart og nasjonalt forsvar i utviklede land.
De viktigste bruksområdene for superlegeringer er:
1. Høytemperaturlegering for brennkammer
Forbrenningskammeret (også kjent som flammerør) til luftfartsturbinmotorer er en av de viktigste høytemperaturkomponentene. Siden drivstoffforstøvning, olje- og gassblanding og andre prosesser utføres i forbrenningskammeret, kan den maksimale temperaturen i forbrenningskammeret nå 1500 ℃ - 2000 ℃, og veggtemperaturen i forbrenningskammeret kan nå 1100 ℃. Samtidig tåler den også termisk stress og gassspenning. De fleste motorer med høyt skyvekraft/vektforhold 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 spenning, som vil stige og falle kraftig når arbeidstilstanden endres. Materialet vil bli utsatt for termisk sjokk og termisk utmattelsesbelastning, og det vil være forvrengning, sprekker og andre feil. Vanligvis er forbrenningskammeret laget av arklegering, og de tekniske kravene er oppsummert som følger i henhold til driftsbetingelsene til spesifikke deler: det har en viss oksidasjonsmotstand og gasskorrosjonsbestandighet under forholdene ved bruk av høytemperaturlegering og gass; Den har en viss øyeblikkelig og utholdenhetsstyrke, termisk tretthetsytelse og lav ekspansjonskoeffisient; Den har nok plastisitet og sveiseevne til å sikre prosessering, forming og tilkobling; Den har god organisasjonsstabilitet under termisk syklus for å sikre pålitelig drift innenfor levetiden.
en. MA956 legert porøst laminat
I det tidlige stadiet 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 til en ideell kjølekanal i henhold til designkravene. Denne strukturkjølingen trenger bare 30 % av kjølegassen til den tradisjonelle filmkjølingen, noe som kan forbedre den termiske sykluseffektiviteten til motoren, redusere den faktiske varmebærekapasiteten til forbrenningskammermaterialet, redusere vekten og øke skyvevekten forhold. Foreløpig er det fortsatt nødvendig å bryte gjennom nøkkelteknologien før den kan tas i bruk i praksis. Det porøse laminatet laget av MA956 er en ny generasjon forbrenningskammermateriale introdusert av USA, som kan brukes ved 1300 ℃.
b. Påføring av keramiske kompositter i brennkammer
USA har begynt å verifisere gjennomførbarheten av å bruke keramikk til gassturbiner siden 1971. I 1983 har noen grupper som er engasjert i utviklingen av avanserte materialer i USA formulert en serie ytelsesindikatorer for gassturbiner brukt i avanserte fly. Disse indikatorene er: Øk turbininnløpstemperaturen til 2200 ℃; Kjør under forbrenningstilstanden til kjemisk beregning; Reduser tettheten påført disse delene fra 8g/cm3 til 5g/cm3; Avbryt kjøling av komponenter. For å oppfylle disse kravene inkluderer materialene som er studert 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 nikkelbasert legering, og belegget er lett å skrelle av. Å lage keramiske kompositter med mellomliggende metallfilt kan overvinne defekten med flaking, som er utviklingsretningen til forbrenningskammermaterialer. Dette materialet kan brukes med 10% - 20% kjøleluft, og temperaturen på metallbakisolasjon er bare omtrent 800 ℃, og varmebærende temperatur er langt lavere enn for divergerende kjøling og filmkjøling. Støpt superlegering B1900+keramisk belegg beskyttende fliser brukes i V2500 motor, og utviklingsretningen er å erstatte B1900 (med keramisk belegg) flis med SiC-basert kompositt eller antioksidasjons C/C kompositt. Keramisk matrisekompositt er utviklingsmaterialet til motorens forbrenningskammer med et skyvevektforhold på 15-20, og dens driftstemperatur er 1538 ℃ - 1650 ℃. Den brukes til flammerør, flytevegg og etterbrenner.
2. Høytemperaturlegering for turbin
Aero-motor turbinblad er en av komponentene som bærer den hardeste temperaturbelastningen og det verste arbeidsmiljøet i aero-motoren. Den må tåle svært store og komplekse påkjenninger under høy temperatur, så materialkravene er svært strenge. Superlegeringene for turbinblader til flymotorer er delt inn i:
a. Høytemperaturlegering for veiledning
Deflektoren er en av de delene av turbinmotoren som er mest påvirket av varme. Når det oppstår ujevn forbrenning i brennkammeret, er varmebelastningen til første trinns ledevinge stor, noe som er hovedårsaken til skaden på ledevingen. Driftstemperaturen 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 utmattelsessprekk og lokal forbrenning forårsaket av raske temperaturendringer. Ledevingelegeringen skal ha følgende egenskaper: tilstrekkelig høy temperaturstyrke, permanent krypeytelse og god termisk utmattingsytelse, høy oksidasjonsmotstand og termisk korrosjonsytelse, termisk stress- og vibrasjonsmotstand, bøydeformasjonsevne, god støpeevne og sveisbarhet i støpeprosessen, og beleggbeskyttelsesytelse.
For tiden bruker de fleste avanserte motorer med høyt skyvekraft/vekt-forhold hule støpte blader, og retningsbestemte og enkrystall-nikkelbaserte superlegeringer er valgt. Motoren med høyt skyvekraft-vektforhold har en høy temperatur på 1650 ℃ - 1930 ℃ og må beskyttes med termisk isolasjonsbelegg. Driftstemperaturen til bladlegeringen under kjøle- og beleggbeskyttelsesforhold er mer enn 1100 ℃, noe som stiller nye og høyere krav til temperaturtetthetskostnadene for ledebladmaterialet i fremtiden.
b. Superlegeringer for turbinblader
Turbinblader er de viktigste varmebærende roterende delene av flymotorer. Deres driftstemperatur er 50 ℃ - 100 ℃ lavere enn styrebladene. De har stor sentrifugalspenning, vibrasjonsspenning, termisk stress, luftstrømsskuring og andre effekter når de roterer, og arbeidsforholdene er dårlige. Levetiden til de varme delene av motoren med høyt skyvekraft/vektforhold er mer enn 2000 timer. Derfor skal turbinbladlegeringen ha høy krypemotstand og bruddstyrke ved brukstemperatur, gode omfattende egenskaper for høy og middels temperatur, slik som høy- og lavsyklustretthet, kald og varm tretthet, tilstrekkelig plastisitet og slagfasthet og hakkfølsomhet; Høy oksidasjonsmotstand og korrosjonsbestandighet; God varmeledningsevne og lav lineær ekspansjonskoeffisient; God støpeprosessytelse; Langsiktig strukturell stabilitet, ingen TCP-faseutfelling ved brukstemperatur. Den påførte legeringen går gjennom fire stadier; Deformerte legeringsapplikasjoner inkluderer GH4033, GH4143, GH4118, etc; Anvendelsen av støpelegering inkluderer K403, K417, K418, K405, retningsbestemt gull DZ4, DZ22, enkeltkrystalllegering DD3, DD8, PW1484, etc. For tiden har den utviklet seg til tredje generasjon enkeltkrystalllegeringer. Kinas enkrystalllegering DD3 og DD8 brukes henholdsvis i Kinas turbiner, turbofanmotorer, helikoptre og skipsbårne motorer.
3. Høytemperaturlegering for turbinskive
Turbinskiven er den mest belastede roterende lagerdelen av turbinmotoren. Arbeidstemperaturen til hjulflensen til motoren med skyvevektforholdet 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 stress og vibrasjonsbelastning. Hver start og stopp er en syklus, hjulsenter. Halsen, sporbunnen og kanten bærer alle forskjellige komposittbelastninger. Legeringen kreves for å ha den høyeste flytegrensen, slagfasthet og ingen hakkfølsomhet ved brukstemperaturen; Lav lineær ekspansjonskoeffisient; Viss oksidasjons- og korrosjonsbestandighet; God kutteytelse.
4. Aerospace superlegering
Superlegeringen i den flytende rakettmotoren brukes som drivstoffinjektorpanelet til forbrenningskammeret i skyvekammeret; Turbinpumpealbue, flens, grafittrorfeste, etc. Høytemperaturlegering i flytende rakettmotor brukes som brenselkammerinjektorpanel i skyvekammer; Turbinpumpealbue, flens, grafitt rorfeste, etc. GH4169 brukes som materiale for turbinrotor, aksel, akselhylse, feste og andre viktige lagerdeler.
Turbinrotormaterialene til amerikansk flytende rakettmotor inkluderer hovedsakelig inntaksrør, turbinblad og skive. GH1131-legering brukes mest i Kina, og turbinbladet avhenger av arbeidstemperaturen. Inconel x, Alloy713c, Astroloy og Mar-M246 skal brukes suksessivt; Hjulskivematerialene inkluderer Inconel 718, Waspaloy, etc. GH4169 og GH4141 integrerte turbiner brukes mest, og GH2038A brukes til motorakselen.