Hoge temperatuur legering wordt ook wel hittesterkte legering genoemd. Volgens de matrixstructuur kunnen materialen worden onderverdeeld in drie categorieën: op ijzer gebaseerd, op nikkel gebaseerd en op chroom gebaseerd. Afhankelijk van de productiemodus kan het worden onderverdeeld in vervormde superlegering en gegoten superlegering.
Het is een onmisbare grondstof in de lucht- en ruimtevaartsector. Het is het belangrijkste materiaal voor het hogetemperatuurgedeelte van motoren in de ruimtevaart- en luchtvaartproductie. Het wordt voornamelijk gebruikt voor de productie van verbrandingskamers, turbinebladen, geleidingsbladen, compressor- en turbineschijven, turbinebehuizingen en andere onderdelen. Het bedrijfstemperatuurbereik bedraagt 600 ℃ - 1200 ℃. De stress- en omgevingscondities variëren afhankelijk van de gebruikte onderdelen. Er zijn strenge eisen aan de mechanische, fysische en chemische eigenschappen van de legering. Het is de beslissende factor voor de prestaties, betrouwbaarheid en levensduur van de motor. Daarom is superlegering een van de belangrijkste onderzoeksprojecten op het gebied van lucht- en ruimtevaart en nationale defensie in ontwikkelde landen.
De belangrijkste toepassingen van superlegeringen zijn:
1. Legering voor hoge temperaturen voor verbrandingskamer
De verbrandingskamer (ook bekend als vlambuis) van een luchtvaartturbinemotor is een van de belangrijkste componenten bij hoge temperaturen. Omdat brandstofverneveling, olie- en gasmenging en andere processen in de verbrandingskamer worden uitgevoerd, kan de maximale temperatuur in de verbrandingskamer 1500 ℃ - 2000 ℃ bereiken, en kan de wandtemperatuur in de verbrandingskamer 1100 ℃ bereiken. Tegelijkertijd is het ook onderhevig aan thermische stress en gasstress. De meeste motoren met een hoge stuwkracht/gewichtsverhouding maken gebruik van ringvormige verbrandingskamers, die een korte lengte en een hoge warmtecapaciteit hebben. De maximale temperatuur in de verbrandingskamer bereikt 2000 ℃ en de wandtemperatuur bereikt 1150 ℃ na gasfilm of stoomkoeling. Grote temperatuurgradiënten tussen verschillende onderdelen zullen thermische spanningen genereren, die sterk zullen stijgen en dalen wanneer de werktoestand verandert. Het materiaal zal onderhevig zijn aan thermische schokken en thermische vermoeiingsbelasting, en er zullen vervormingen, scheuren en andere fouten optreden. Over het algemeen is de verbrandingskamer gemaakt van een plaatlegering en worden de technische vereisten als volgt samengevat, afhankelijk van de gebruiksomstandigheden van specifieke onderdelen: deze heeft een bepaalde oxidatieweerstand en gascorrosieweerstand onder de omstandigheden van het gebruik van legering en gas op hoge temperatuur; Het heeft een bepaalde momentane en uithoudingsvermogen, thermische vermoeidheidsprestaties en een lage uitzettingscoëfficiënt; Het heeft voldoende plasticiteit en lasvermogen om verwerking, vorming en verbinding te garanderen; Het heeft een goede organisatorische stabiliteit onder thermische cyclus om een betrouwbare werking binnen de levensduur te garanderen.
A. MA956 legering poreus laminaat
In het vroege stadium werd het poreuze laminaat gemaakt van HS-188-legeringsplaten door middel van diffusiebinding nadat het was gefotografeerd, geëtst, gegroefd en geponst. Afhankelijk van de ontwerpvereisten kan van de binnenlaag een ideaal koelkanaal worden gemaakt. Deze structuurkoeling heeft slechts 30% van het koelgas van de traditionele filmkoeling nodig, wat de efficiëntie van de thermische cyclus van de motor kan verbeteren, het werkelijke warmtedragende vermogen van het materiaal van de verbrandingskamer kan verminderen, het gewicht kan verminderen en het stuwkrachtgewicht kan verhogen. verhouding. Op dit moment is het nog nodig om de sleuteltechnologie te doorbreken voordat deze in de praktijk kan worden toegepast. Het poreuze laminaat gemaakt van MA956 is een nieuwe generatie verbrandingskamermateriaal geïntroduceerd door de Verenigde Staten, dat kan worden gebruikt bij 1300 ℃.
B. Toepassing van keramische composieten in verbrandingskamer
De Verenigde Staten zijn sinds 1971 begonnen met het verifiëren van de haalbaarheid van het gebruik van keramiek voor gasturbines. In 1983 hebben enkele groepen die zich bezighouden met de ontwikkeling van geavanceerde materialen in de Verenigde Staten een reeks prestatie-indicatoren geformuleerd voor gasturbines die in geavanceerde vliegtuigen worden gebruikt. Deze indicatoren zijn: verhoog de turbine-inlaattemperatuur tot 2200 ℃; opereren onder de verbrandingstoestand van chemische berekening; Verlaag de dichtheid die op deze delen wordt toegepast van 8 g/cm3 naar 5 g/cm3; Annuleer de koeling van componenten. Om aan deze eisen te voldoen, omvatten de bestudeerde materialen naast eenfasige keramiek ook grafiet, metaalmatrix, keramische matrixcomposieten en intermetallische verbindingen. Keramische matrixcomposieten (CMC) hebben de volgende voordelen:
De uitzettingscoëfficiënt van keramisch materiaal is veel kleiner dan die van een legering op nikkelbasis en de coating is gemakkelijk af te pellen. Het maken van keramische composieten met tussenmetaalvilt kan het defect van afbladderen, wat de ontwikkelingsrichting is van materialen voor verbrandingskamers, overwinnen. Dit materiaal kan worden gebruikt met 10% - 20% koellucht, en de temperatuur van metalen achterisolatie is slechts ongeveer 800 ℃, en de warmtedragende temperatuur is veel lager dan die van uiteenlopende koeling en filmkoeling. Gegoten superlegering B1900+keramische coating beschermtegel wordt gebruikt in de V2500-motor en de ontwikkelingsrichting is om de B1900-tegel (met keramische coating) te vervangen door SiC-gebaseerd composiet of anti-oxidatie C/C-composiet. Keramische matrixcomposiet is het ontwikkelingsmateriaal van de verbrandingskamer van de motor met een stuwkrachtverhouding van 15-20, en de bedrijfstemperatuur is 1538 ℃ - 1650 ℃. Het wordt gebruikt voor vlampijpen, zwevende muren en naverbranders.
2. Legering voor hoge temperaturen voor turbine
Het turbineblad van een vliegtuigmotor is een van de componenten die de zwaarste temperatuurbelasting en de slechtste werkomgeving in een vliegtuigmotor te verduren krijgen. Het moet zeer grote en complexe spanningen onder hoge temperaturen verdragen, dus de materiaaleisen zijn zeer streng. De superlegeringen voor turbinebladen van vliegtuigmotoren zijn onderverdeeld in:
a. Hoge temperatuurlegering voor gids
De deflector is een van de onderdelen van de turbinemotor die het meest worden beïnvloed door hitte. Wanneer ongelijkmatige verbranding optreedt in de verbrandingskamer, is de verwarmingsbelasting van de leischoep van de eerste trap groot, wat de belangrijkste reden is voor de schade aan de leischoep. De bedrijfstemperatuur is ongeveer 100 ℃ hoger dan die van het turbineblad. Het verschil is dat de statische delen niet onderhevig zijn aan mechanische belasting. Normaal gesproken is het gemakkelijk om thermische spanning, vervorming, thermische vermoeidheidsscheuren en plaatselijke verbranding te veroorzaken als gevolg van snelle temperatuurveranderingen. De leischoepenlegering moet de volgende eigenschappen hebben: voldoende sterkte bij hoge temperaturen, permanente kruipprestaties en goede thermische vermoeidheidsprestaties, hoge oxidatieweerstand en thermische corrosieprestaties, thermische spanning en trillingsweerstand, buigvervormingsvermogen, goede gietprestaties en lasbaarheid. en coatingbeschermingsprestaties.
Momenteel maken de meeste geavanceerde motoren met een hoge stuwkracht/gewichtsverhouding gebruik van holle gegoten bladen, en wordt er gekozen voor directionele en monokristallijne superlegeringen op nikkelbasis. De motor met hoge stuwkracht-gewichtsverhouding heeft een hoge temperatuur van 1650 ℃ - 1930 ℃ en moet worden beschermd door een thermische isolatiecoating. De bedrijfstemperatuur van de bladlegering onder omstandigheden voor koeling en coatingbescherming is meer dan 1100 ℃, wat in de toekomst nieuwe en hogere eisen stelt aan de temperatuurdichtheidskosten van het materiaal van het geleideblad.
B. Superlegeringen voor turbinebladen
Turbinebladen zijn de belangrijkste warmtedragende roterende delen van vliegtuigmotoren. Hun bedrijfstemperatuur is 50 ℃ - 100 ℃ lager dan die van de geleidebladen. Ze ondergaan grote centrifugale spanningen, trillingsspanningen, thermische spanningen, schurende luchtstromen en andere effecten tijdens het draaien, en de werkomstandigheden zijn slecht. De levensduur van de hotend-componenten van de motor met een hoge stuwkracht/gewichtsverhouding bedraagt meer dan 2000 uur. Daarom moet de turbinebladlegering een hoge kruipweerstand en breuksterkte hebben bij gebruikstemperatuur, goede uitgebreide eigenschappen bij hoge en gemiddelde temperaturen, zoals hoge en lage cyclusvermoeidheid, koude en warme vermoeidheid, voldoende plasticiteit en slagvastheid, en kerfgevoeligheid; Hoge oxidatieweerstand en corrosieweerstand; Goede thermische geleidbaarheid en lage lineaire uitzettingscoëfficiënt; Goede gietprocesprestaties; Structurele stabiliteit op lange termijn, geen TCP-faseprecipitatie bij gebruikstemperatuur. De toegepaste legering doorloopt vier fasen; Toepassingen van vervormde legering omvatten GH4033, GH4143, GH4118, enz.; De toepassing van gietlegeringen omvat K403, K417, K418, K405, directioneel gestold goud DZ4, DZ22, eenkristallegering DD3, DD8, PW1484, enz. Momenteel heeft het zich ontwikkeld tot de derde generatie eenkristallegeringen. De Chinese monokristallijne legering DD3 en DD8 worden respectievelijk gebruikt in Chinese turbines, turbofanmotoren, helikopters en scheepsmotoren.
3. Legering voor hoge temperaturen voor turbineschijf
De turbineschijf is het meest belaste roterende lagerdeel van de turbinemotor. De werktemperatuur van de wielflens van de motor met een stuwkrachtverhouding van 8 en 10 bereikt 650 ℃ en 750 ℃, en de temperatuur van het wielcentrum is ongeveer 300 ℃, met een groot temperatuurverschil. Tijdens normale rotatie zorgt het ervoor dat het blad met hoge snelheid draait en draagt het de maximale centrifugaalkracht, thermische spanning en trillingsspanning. Elke start en stop is een cyclus, een wielcentrum. De keel, de bodem van de groef en de rand dragen allemaal verschillende samengestelde spanningen. De legering moet de hoogste vloeigrens, slagvastheid en geen kerfgevoeligheid hebben bij de gebruikstemperatuur; Lage lineaire uitzettingscoëfficiënt; Bepaalde oxidatie- en corrosieweerstand; Goede snijprestaties.
4. Superlegering voor de lucht- en ruimtevaart
De superlegering in de vloeibare raketmotor wordt gebruikt als brandstofinjectiepaneel van de verbrandingskamer in de stuwkrachtkamer; Turbinepompelleboog, flens, grafietroerbevestiging, enz. Hogetemperatuurlegering in vloeibare raketmotor wordt gebruikt als brandstofkamerinjectorpaneel in de stuwkrachtkamer; Turbinepompelleboog, flens, grafiet roerbevestiging, enz. GH4169 wordt gebruikt als materiaal voor turbinerotor, as, asbus, bevestigingsmiddel en andere belangrijke lageronderdelen.
De turbinerotormaterialen van de Amerikaanse vloeibare raketmotor omvatten voornamelijk inlaatpijp, turbineblad en schijf. De GH1131-legering wordt meestal in China gebruikt en het turbineblad is afhankelijk van de werktemperatuur. Inconel x, Alloy713c, Astroloy en Mar-M246 moeten achtereenvolgens worden gebruikt; De wielschijfmaterialen omvatten Inconel 718, Waspaloy, enz. Meestal worden GH4169 en GH4141 integrale turbines gebruikt, en GH2038A wordt gebruikt voor de motoras.