Hittebestendige legeringen worden ook wel hittebestendige legeringen genoemd. Afhankelijk van de matrixstructuur kunnen materialen worden onderverdeeld in drie categorieën: op ijzer gebaseerde, op nikkel gebaseerde en op chroom gebaseerde legeringen. Afhankelijk van de productiemethode kunnen ze worden onderverdeeld in vervormde superlegeringen en gegoten superlegeringen.
Het is een onmisbare grondstof in de lucht- en ruimtevaart. Het is het belangrijkste materiaal voor de hogetemperatuuronderdelen van vliegtuigmotoren. Het wordt voornamelijk gebruikt voor de productie van verbrandingskamers, turbinebladen, geleidingsbladen, compressor- en turbineschijven, turbinebehuizingen en andere onderdelen. Het bedrijfstemperatuurbereik ligt tussen 600 °C en 1200 °C. De belasting en omgevingsomstandigheden variëren afhankelijk van de gebruikte onderdelen. Er gelden strenge eisen voor de mechanische, fysische en chemische eigenschappen van de legering. Deze eigenschappen zijn bepalend voor de prestaties, betrouwbaarheid en levensduur van de motor. Daarom is superlegering een van de belangrijkste onderzoeksprojecten in de lucht- en ruimtevaart en defensie in ontwikkelde landen.
De belangrijkste toepassingen van superlegeringen zijn:
1. Hittebestendige legering voor de verbrandingskamer
De verbrandingskamer (ook wel vlambuis genoemd) van een vliegtuigturbinemotor is een van de belangrijkste onderdelen met hoge temperaturen. Omdat brandstofverstuiving, olie- en gasmenging en andere processen in de verbrandingskamer plaatsvinden, kan de maximale temperatuur in de verbrandingskamer oplopen tot 1500 ℃ - 2000 ℃, en de wandtemperatuur tot 1100 ℃. Tegelijkertijd wordt de verbrandingskamer blootgesteld aan thermische spanning en gasdruk. De meeste motoren met een hoge stuwkracht/gewichtsverhouding gebruiken ringvormige verbrandingskamers, die een korte lengte en een hoge warmtecapaciteit hebben. De maximale temperatuur in de verbrandingskamer kan oplopen tot 2000 ℃, en de wandtemperatuur kan na koeling met een gasfilm of stoom oplopen tot 1150 ℃. Grote temperatuurverschillen tussen de verschillende onderdelen genereren thermische spanning, die sterk stijgt en daalt bij veranderingen in de bedrijfsomstandigheden. Het materiaal wordt blootgesteld aan thermische schokken en thermische vermoeidheid, wat kan leiden tot vervorming, scheuren en andere defecten. Over het algemeen is de verbrandingskamer gemaakt van plaatstaal en de technische eisen worden hieronder samengevat, afhankelijk van de gebruiksomstandigheden van de specifieke onderdelen: het materiaal moet een zekere oxidatieweerstand en gascorrosiebestendigheid hebben bij gebruik van een legering met hoge temperaturen en gas; het moet een zekere momentane en blijvende sterkte, thermische vermoeiingsweerstand en een lage uitzettingscoëfficiënt hebben; het moet voldoende plasticiteit en lasbaarheid hebben om bewerking, vorming en verbinding te garanderen; het moet een goede structurele stabiliteit hebben tijdens thermische cycli om een betrouwbare werking gedurende de levensduur te waarborgen.
a. Poreus laminaat van MA956-legering
In de beginfase werd het poreuze laminaat vervaardigd uit HS-188 legeringsplaat door middel van diffusielassen, na te zijn gefotografeerd, geëtst, gegroefd en geponst. De binnenlaag kan, afhankelijk van de ontwerpvereisten, worden omgevormd tot een ideaal koelkanaal. Deze koelstructuur heeft slechts 30% van de koelgas nodig die nodig is bij traditionele filmkoeling, wat de thermische cyclusefficiëntie van de motor kan verbeteren, de daadwerkelijke warmtebelasting van het verbrandingskamermateriaal kan verminderen, het gewicht kan verlagen en de stuwkracht-gewichtsverhouding kan verhogen. Momenteel is het nog nodig om de belangrijkste technologische doorbraken te realiseren voordat het in de praktijk kan worden toegepast. Het poreuze laminaat van MA956 is een nieuwe generatie verbrandingskamermateriaal, geïntroduceerd in de Verenigde Staten, dat geschikt is voor temperaturen tot 1300 ℃.
b. Toepassing van keramische composieten in de verbrandingskamer
De Verenigde Staten zijn sinds 1971 begonnen met het onderzoeken van de haalbaarheid van het gebruik van keramiek voor gasturbines. In 1983 formuleerden enkele groepen die zich bezighielden met de ontwikkeling van geavanceerde materialen in de Verenigde Staten een reeks prestatie-indicatoren voor gasturbines die in geavanceerde vliegtuigen worden gebruikt. Deze indicatoren zijn: verhoging van de turbine-inlaattemperatuur tot 2200 ℃; werking onder de verbrandingstoestand van chemische berekening; verlaging van de toegepaste dichtheid van deze onderdelen van 8 g/cm³ naar 5 g/cm³; en het elimineren van koeling van componenten. Om aan deze eisen te voldoen, omvatten de onderzochte materialen grafiet, metaalmatrixcomposieten, keramische matrixcomposieten en intermetallische verbindingen, naast eenfasige keramiek. Keramische matrixcomposieten (CMC) hebben de volgende voordelen:
De uitzettingscoëfficiënt van keramisch materiaal is veel kleiner dan die van nikkellegeringen, waardoor de coating gemakkelijk afbladdert. Door keramische composieten te maken met een tussenlaag van metaalvilt kan dit probleem van afbladderen worden verholpen. Dit is de ontwikkelingsrichting voor materialen in de verbrandingskamer. Dit materiaal kan worden gebruikt met 10% - 20% koellucht, waarbij de temperatuur van de metalen achterisolatie slechts ongeveer 800 °C bedraagt. De temperatuur waarbij warmte wordt overgedragen is veel lager dan bij divergerende koeling en filmkoeling. In de V2500-motor wordt een beschermende tegel van gegoten superlegering B1900 met keramische coating gebruikt. De ontwikkelingsrichting is om de B1900-tegel (met keramische coating) te vervangen door een SiC-composiet of een anti-oxidatie C/C-composiet. Keramische matrixcomposieten zijn een ontwikkelingsmateriaal voor de verbrandingskamer van motoren met een stuwkracht-gewichtsverhouding van 15-20, met een bedrijfstemperatuur van 1538 °C - 1650 °C. Ze worden gebruikt voor de vlambuis, de zwevende wand en de naverbrander.
2. Hittebestendige legering voor turbine
De turbinebladen van vliegtuigmotoren behoren tot de onderdelen die de zwaarste temperatuurbelasting en de meest ongunstige werkomstandigheden in een vliegtuigmotor moeten doorstaan. Ze moeten zeer grote en complexe spanningen bij hoge temperaturen kunnen weerstaan, waardoor de materiaaleisen zeer streng zijn. De superlegeringen voor turbinebladen van vliegtuigmotoren worden onderverdeeld in:
a. Hittebestendige legering voor geleider
De deflector is een van de onderdelen van de turbine die het meest aan hitte worden blootgesteld. Bij ongelijkmatige verbranding in de verbrandingskamer is de warmtebelasting van de geleideschoep van de eerste trap groot, wat de belangrijkste oorzaak is van schade aan de geleideschoep. De bedrijfstemperatuur van de geleideschoep ligt ongeveer 100 °C hoger dan die van de turbinebladen. Het verschil is dat statische onderdelen niet onderhevig zijn aan mechanische belasting. Door snelle temperatuurschommelingen kunnen er gemakkelijk thermische spanningen, vervormingen, thermische vermoeidheidsscheuren en plaatselijke verbranding ontstaan. De legering van de geleideschoep moet de volgende eigenschappen bezitten: voldoende hoge temperatuursterkte, permanente kruipweerstand en goede thermische vermoeidheidsweerstand, hoge oxidatie- en corrosiebestendigheid, thermische spannings- en trillingsbestendigheid, buigvervormingsvermogen, goede gietvormbaarheid en lasbaarheid, en beschermende coating.
Momenteel maken de meeste geavanceerde motoren met een hoge stuwkracht-gewichtsverhouding gebruik van holle, gegoten schoepen, waarbij directionele en monokristallijne nikkelgebaseerde superlegeringen worden geselecteerd. Motoren met een hoge stuwkracht-gewichtsverhouding bereiken hoge temperaturen van 1650 ℃ tot 1930 ℃ en moeten daarom worden beschermd door een thermisch isolerende coating. De bedrijfstemperatuur van de schoeplegering onder koelings- en coatingomstandigheden bedraagt meer dan 1100 ℃, wat in de toekomst nieuwe en hogere eisen stelt aan de temperatuurdichtheid en de kosten van het materiaal van de schoepen.
b. Superlegeringen voor turbinebladen
Turbinebladen zijn de belangrijkste warmtedragende roterende onderdelen van vliegtuigmotoren. Hun bedrijfstemperatuur ligt 50 ℃ - 100 ℃ lager dan die van de geleidingsbladen. Ze worden blootgesteld aan grote centrifugale spanningen, trillingsspanningen, thermische spanningen, luchtstroomerosie en andere effecten tijdens het draaien, en de werkomstandigheden zijn zwaar. De levensduur van de hete onderdelen van een motor met een hoge stuwkracht/gewichtverhouding bedraagt meer dan 2000 uur. Daarom moet de legering van de turbinebladen een hoge kruipweerstand en breuksterkte bij bedrijfstemperatuur hebben, goede algemene eigenschappen bij hoge en middelhoge temperaturen, zoals hoge en lage cyclusvermoeidheid, koude- en warmtevermoeidheid, voldoende plasticiteit en slagvastheid, en kerfgevoeligheid; een hoge oxidatie- en corrosiebestendigheid; een goede thermische geleidbaarheid en een lage lineaire uitzettingscoëfficiënt; goede gietprestaties; langdurige structurele stabiliteit en geen TCP-faseprecipitatie bij bedrijfstemperatuur. De toegepaste legering doorloopt vier fasen; vervormde legeringen die worden gebruikt, zijn onder andere GH4033, GH4143 en GH4118. De toepassing van gietlegeringen omvat onder andere K403, K417, K418, K405, directioneel gestold goud DZ4, DZ22, en monokristallijne legeringen DD3, DD8, PW1484. Inmiddels is de derde generatie monokristallijne legeringen ontwikkeld. De Chinese monokristallijne legeringen DD3 en DD8 worden respectievelijk gebruikt in turbines, turbofanmotoren, helikopters en scheepsmotoren.
3. Hittebestendige legering voor turbineschijf
De turbineschijf is het meest belaste roterende lageronderdeel van de turbinemotor. De bedrijfstemperatuur van de wielflens van de motor met een stuwkracht-gewichtsverhouding van 8 en 10 bereikt respectievelijk 650 ℃ en 750 ℃, terwijl de temperatuur in het midden van het wiel ongeveer 300 ℃ bedraagt, met een groot temperatuurverschil. Tijdens normale rotatie drijft de schijf de schoepen aan met hoge snelheid en draagt de maximale centrifugale kracht, thermische spanning en trillingsspanning. Elke start- en stopcyclus vormt een cyclus voor het midden van het wiel. De keel, de bodem van de groef en de velg dragen elk verschillende samengestelde spanningen. De legering moet de hoogste vloeigrens, slagvastheid en kerfbestendigheid bij de bedrijfstemperatuur hebben; een lage lineaire uitzettingscoëfficiënt; een zekere oxidatie- en corrosiebestendigheid; en goede snijprestaties.
4. Superlegering voor de lucht- en ruimtevaart
De superlegering in de vloeibare raketmotor wordt gebruikt als brandstofinjectiepaneel van de verbrandingskamer in de stuwkamer; turbinepompbocht, flens, grafiet roerbevestiging, enz. De hittebestendige legering in de vloeibare raketmotor wordt gebruikt als brandstofinjectiepaneel in de stuwkamer; turbinepompbocht, flens, grafiet roerbevestiging, enz. GH4169 wordt gebruikt als materiaal voor de turbinerotor, as, asbus, bevestigingsmiddelen en andere belangrijke lageronderdelen.
De materialen waaruit de turbinerotor van de Amerikaanse vloeibare raketmotor is opgebouwd, omvatten hoofdzakelijk de inlaatbuis, de turbinebladen en de rotorschijf. In China wordt voornamelijk GH1131-legering gebruikt, en de keuze van de turbinebladen hangt af van de bedrijfstemperatuur. Inconel X, Alloy713C, Astroloy en Mar-M246 worden achtereenvolgens gebruikt. De materialen voor de rotorschijf omvatten Inconel 718, Waspaloy, enz. GH4169 en GH4141 integrale turbines worden het meest gebruikt, terwijl GH2038A wordt toegepast voor de motoras.