• head_banner_01

Aerospace Science and Technology

Aerospace Science and Technology

Høy temperaturlegering kalles også varmestyrke legering.I henhold til matriksstrukturen 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 et uunnværlig råstoff i luftfartsfeltet.Det er nøkkelmaterialet for den høye temperaturdelen av luftfarts- og luftfartsproduksjonsmotorer.Det brukes hovedsakelig til produksjon av forbrenningskammer, turbinblad, føringsblad, kompressor og turbinskive, turbinveske og andre deler.Tjenestetemperaturområdet 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 motorens ytelse, pålitelighet og liv.Derfor er Superalloy et av de viktigste forskningsprosjektene innen luftfart og nasjonalt forsvar i utviklede land.
De viktigste applikasjonene til superlegeringer er:

1. Høy temperaturlegering for forbrenningskammer

Forbrenningskammeret (også kjent som flammerør) av luftfartsturbinmotoren er en av de viktigste høytemperaturkomponentene.Siden drivstoffomomisering, 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 bærer det også termisk stress og gassstress.De fleste motorer med høyt skyv/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 forskjellige deler vil generere termisk spenning, som vil stige og falle kraftig når arbeidstilstanden endres.Materialet vil bli gjenstand for termisk sjokk og termisk utmattelsesbelastning, og det vil være forvrengning, sprekker og andre feil.Generelt er forbrenningskammeret laget av arklegering, og de tekniske kravene blir oppsummert som følger i henhold til tjenesteforholdene til spesifikke deler: den har visse oksidasjonsmotstand og gasskorrosjonsmotstand under betingelsene for bruk av høye temperaturlegeringer og gass;Den har visse øyeblikkelig og utholdenhetsstyrke, termisk utmattelsesytelse og lav ekspansjonskoeffisient;Den har nok plastisitet og sveiseevne til å sikre prosessering, forming og tilkobling;Det har god organisasjonsstabilitet under termisk syklus for å sikre pålitelig drift innen levetiden.

en.Ma956 legering porøst laminat
I det tidlige stadiet ble det porøse laminatet laget av HS-188-legeringsark 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 strukturkjøling trenger bare 30% av kjølegassen til den tradisjonelle filmkjøling, noe som kan forbedre motorens termiske sykluseffektivitet, redusere den faktiske varmelagerkapasiteten til forbrenningskammermaterialet, redusere vekten og øke skyvevekten forhold.For tiden er det fortsatt nødvendig å bryte gjennom nøkkelteknologien før den kan brukes i praktisk bruk.Det porøse laminatet laget av MA956 er en ny generasjon forbrenningskammermateriale introdusert av USA, som kan brukes på 1300 ℃.

b.Påføring av keramiske kompositter i forbrenningskammeret
USA har begynt å verifisere muligheten for å bruke keramikk for gassturbiner siden 1971. I 1983 har noen grupper som driver med utvikling av avanserte materialer i USA formulert en serie ytelsesindikatorer for gassturbiner som ble brukt i avanserte fly.Disse indikatorene er: øke turbininnløpstemperaturen til 2200 ℃;Operere under forbrenningstilstanden for kjemisk beregning;Reduser tettheten som er påført disse delene fra 8g/cm3 til 5g/cm3;Avbryt avkjøling av komponenter.For å oppfylle disse kravene inkluderer materialene som er studert grafitt, metallmatrise, keramiske matrikskompositter og intermetalliske forbindelser i tillegg til enfaset keramikk.Keramiske matrikskompositter (CMC) har følgende fordeler:
Utvidelseskoeffisienten for keramisk materiale er mye mindre enn for nikkelbasert legering, og belegget er enkelt å skrelle av.Å lage keramiske kompositter med mellomliggende metallfilt kan overvinne flassedefekten, som er utviklingsretningen til forbrenningskammermaterialer.Dette materialet kan brukes med 10% - 20% kjøleluft, og temperaturen på metall ryggisolasjonen er bare omtrent 800 ℃, og varmeleggetemperaturen er langt lavere enn for divergerende kjøling og filmkjøling.Støpt Superalloy B1900+keramisk beleggbeskyttende flis brukes i V2500-motor, og utviklingsretningen er å erstatte B1900 (med keramisk belegg) fliser med SIC-basert kompositt eller antioksidasjon C/C-kompositt.Keramisk matrikskompositt er utviklingsmaterialet til forbrenningskammeret med motor med et skyvevektforhold på 15-20, og dets servicetemperatur er 1538 ℃ - 1650 ℃.Det brukes til flammerør, flytende vegg og etterbrenner.

2. Høy temperaturlegering for turbin

Aero-motor-turbinbladet er en av komponentene som har den alvorligste temperaturbelastningen og det verste arbeidsmiljøet i aero-motoren.Den må bære veldig stor og kompleks belastning under høy temperatur, så materialkravene er veldig strenge.Superlegeringene for luftmotor-turbinblader er delt inn i:

1657175596157577

A.Høy temperaturlegering for guide
Deflektoren er en av delene av turbinmotoren som er mest påvirket av varme.Når ujevn forbrenning forekommer i forbrenningskammeret, er oppvarmingsbelastningen til den første trinnsveiledningen Vane stor, noe som er hovedårsaken til skaden på veiledningen.Tjenestetemperaturen er omtrent 100 ℃ høyere enn turbinbladet.Forskjellen er at de statiske delene ikke er underlagt mekanisk belastning.Vanligvis er det lett å forårsake termisk stress, forvrengning, termisk utmattelseskrekk og lokal forbrenning forårsaket av rask temperaturendring.Veiledningsvingelegeringen skal ha følgende egenskaper: tilstrekkelig høy temperaturstyrke, permanent krypytelse og god termisk utmattelsesytelse, høy oksidasjonsmotstand og termisk korrosjonsytelse, termisk stress og vibrasjonsresistens, bøyningsdeformasjonsevne, god støpsprosessstøping og vinkabilitet, og beleggbeskyttelsesytelse.
For tiden er de fleste avanserte motorer med høyt skyv/vektforhold hule støpte kniver, og retningsbestemt og enkeltkrystall-nikkelbaserte superlegeringer er valgt.Motoren med høyt skyvevektforhold har en høy temperatur på 1650 ℃ - 1930 ℃ og må beskyttes av termisk isolasjonsbelegg.Tjenestetemperaturen på bladlegering under avkjølings- og beleggbeskyttelsesforhold er mer enn 1100 ℃, noe som fremmer nye og høyere krav til temperaturtetthetskostnaden for guidebladmaterialet i fremtiden.

b.Superlegeringer for turbinblad
Turbinblader er de viktigste varmebærende roterende delene av luftmotorer.Driftstemperaturen deres er 50 ℃ - 100 ℃ lavere enn guidebladene.De har stor sentrifugalspenning, vibrasjonsspenning, termisk stress, luftstrømskuring og andre effekter når du roterer, og arbeidsforholdene er dårlige.Levetiden til de varme endekomponentene i motoren med høyt skyv/vektforhold er mer enn 2000h.Derfor skal turbinbladlegeringen ha høy krypemotstand og bruddstyrke ved servicetemperatur, god høy og middels temperatur omfattende egenskaper, for eksempel tretthet med høy og lav syklus, kald og varm tretthet, tilstrekkelig plastisitet og påvirknings seighet og hakkfølsomhet;Høy oksidasjonsmotstand og korrosjonsmotstand;God termisk ledningsevne og lav koeffisient for lineær ekspansjon;God casting prosessytelse;Langsiktig strukturell stabilitet, ingen TCP-faseutfelling ved servicetemperatur.Den påførte legeringen går gjennom fire trinn;Deformerte legeringsapplikasjoner inkluderer GH4033, GH4143, GH4118, osv .;Påføringen av støpelegering inkluderer K403, K417, K418, K405, retningsstørket gull DZ4, DZ22, enkeltkrystalllegering DD3, DD8, PW1484, etc. For tiden har den utviklet seg til den tredje generasjonen av enkeltkrystalllegeringer.Kinas enkeltkrystalllegering DD3 og DD8 brukes henholdsvis i Kinas turbiner, Turbofan -motorer, helikoptre og skipsmotorer.

3. Høy temperaturlegering for turbin disk

Turbindisken er den mest stressede roterende lagerdelen av turbinmotoren.Arbeidstemperaturen på hjulflensen til motoren med skyvevektforholdet på 8 og 10 når 650 ℃ og 750 ℃, og temperaturen på hjulsenteret er omtrent 300 ℃, med en stor temperaturforskjell.Under normal rotasjon driver det bladet for å rotere i høy hastighet og bærer den maksimale sentrifugalkraften, termisk stress og vibrasjonsspenning.Hver start og stopp er en syklus, hjulsenter.Halsen, sporbunnen og felgen har alle forskjellige komposittspenninger.Legeringen er pålagt å ha den høyeste avkastningsstyrken, påvirke seigheten og ingen hakkfølsomhet ved servicetemperaturen;Lav lineær ekspansjonskoeffisient;Viss oksidasjon og korrosjonsresistens;God skjæreytelse.

4. Aerospace Superalloy

Superlegeret i den flytende rakettmotoren brukes som drivstoffinjektorpanelet i forbrenningskammeret i skyvekammeret;Turbinpumpe albue, flens, grafitt rorfeste, etc. Høy temperaturlegering i flytende rakettmotor brukes som drivstoffkammerinjektorpanel i skyvekammeret;Turbinpumpe albue, flens, grafitt rorfeste, etc. GH4169 brukes som materiale av turbinrotor, aksel, skafthylse, feste og andre viktige lagerdeler.

Turbinrotormaterialene til amerikansk flytende rakettmotor inkluderer hovedsakelig inntaksrør, turbinblad og disk.GH1131 -legering brukes mest i Kina, og turbinbladet avhenger av arbeidstemperaturen.Inconel X, Alloy713c, Astroloy og Mar-M246 bør brukes suksessivt;Hjulskivematerialene inkluderer Inconel 718, Waspaloy, etc. GH4169 og GH4141 integrerte turbiner brukes stort sett, og GH2038A brukes til motorakselen.