Högtemperaturlegering kallas även värmehållfasthetslegering. Enligt matrisstrukturen kan materialen delas in i tre kategorier: järnbaserade, nickelbaserade och krombaserade. Beroende på produktionsmetod kan de delas in i deformerad superlegering och gjuten superlegering.
Det är ett oumbärligt råmaterial inom flyg- och rymdteknik. Det är det viktigaste materialet för högtemperaturkomponenter i flyg- och rymdmotorer. Det används huvudsakligen för tillverkning av förbränningskammare, turbinblad, styrblad, kompressorer och turbinskivor, turbinhöljen och andra delar. Drifttemperaturintervallet är 600 ℃ - 1200 ℃. Spännings- och miljöförhållandena varierar beroende på vilka delar som används. Det finns strikta krav på legeringens mekaniska, fysikaliska och kemiska egenskaper. Det är den avgörande faktorn för motorns prestanda, tillförlitlighet och livslängd. Därför är superlegering ett av de viktigaste forskningsprojekten inom flyg- och rymdteknik och nationellt försvar i utvecklade länder.
De huvudsakliga tillämpningarna av superlegeringar är:
1. Högtemperaturlegering för förbränningskammare
Förbränningskammaren (även känd som flamrör) i en flygturbinmotor är en av de viktigaste högtemperaturkomponenterna. Eftersom bränsleförstoftning, olje- och gasblandning och andra processer utförs i förbränningskammaren kan den maximala temperaturen i förbränningskammaren nå 1500 ℃ - 2000 ℃, och väggtemperaturen i förbränningskammaren kan nå 1100 ℃. Samtidigt utsätts den också för termisk spänning och gasspänning. De flesta motorer med högt dragkraft/viktförhållande använder ringformade förbränningskammare, som har kort längd och hög värmekapacitet. Den maximala temperaturen i förbränningskammaren når 2000 ℃, och väggtemperaturen når 1150 ℃ efter kylning med gasfilm eller ånga. Stora temperaturgradienter mellan olika delar kommer att generera termisk spänning, som kommer att stiga och falla kraftigt när arbetstillståndet ändras. Materialet kommer att utsättas för termisk chock och termisk utmattningsbelastning, och det kommer att uppstå deformation, sprickor och andra fel. Generellt sett är förbränningskammaren tillverkad av plåtlegering, och de tekniska kraven sammanfattas enligt följande beroende på driftsförhållandena för specifika delar: den har viss oxidationsbeständighet och gaskorrosionsbeständighet under användning av högtemperaturlegeringar och gaser; den har viss momentan och uthållighetshållfasthet, termisk utmattningsprestanda och låg expansionskoefficient; den har tillräcklig plasticitet och svetsförmåga för att säkerställa bearbetning, formning och anslutning; den har god organisatorisk stabilitet under termiska cykler för att säkerställa tillförlitlig drift under livslängden.
a. Poröst laminat av legering MA956
I ett tidigt skede tillverkades det porösa laminatet av HS-188-legeringsark genom diffusionsbindning efter att ha fotograferats, etsats, spårats och stansats. Det inre lagret kan formas till en idealisk kylkanal enligt designkraven. Denna strukturkylning behöver endast 30 % av kylgasen från traditionell filmkylning, vilket kan förbättra motorns termiska cykeleffektivitet, minska förbränningskammarmaterialets faktiska värmebärande kapacitet, minska vikten och öka dragkrafts-viktförhållandet. För närvarande är det fortfarande nödvändigt att bryta igenom nyckeltekniken innan den kan tas i praktisk användning. Det porösa laminatet tillverkat av MA956 är en ny generation av förbränningskammarmaterial introducerat av USA, som kan användas vid 1300 ℃.
b. Användning av keramiska kompositer i förbränningskammaren
USA har börjat verifiera möjligheten att använda keramik för gasturbiner sedan 1971. År 1983 formulerade vissa grupper som var engagerade i utveckling av avancerade material i USA en serie prestandaindikatorer för gasturbiner som används i avancerade flygplan. Dessa indikatorer är: öka turbinens inloppstemperatur till 2200 ℃; arbeta under förbränningstillstånd med kemisk beräkning; minska densiteten som appliceras på dessa delar från 8 g/cm3 till 5 g/cm3; avbryt kylning av komponenter. För att uppfylla dessa krav inkluderar de studerade materialen grafit, metallmatris, keramiska matriskompositer och intermetalliska föreningar utöver enfasiga keramiker. Keramiska matriskompositer (CMC) har följande fördelar:
Expansionskoefficienten för keramiskt material är mycket mindre än för nickelbaserade legeringar, och beläggningen är lätt att skala av. Att tillverka keramiska kompositer med mellanliggande metallfilt kan övervinna defekten med flagning, vilket är utvecklingsriktningen för förbränningskammarmaterial. Detta material kan användas med 10% - 20% kylluft, och temperaturen på metallisoleringen är endast cirka 800 ℃, och värmebärande temperaturen är mycket lägre än för divergerande kylning och filmkylning. Gjuten superlegering B1900 + keramisk beläggningsskyddande plattor används i V2500-motorer, och utvecklingsriktningen är att ersätta B1900 (med keramisk beläggning) plattor med SiC-baserad komposit eller antioxidativ C/C-komposit. Keramisk matriskomposit är utvecklingsmaterialet för motorns förbränningskammare med ett axialviktsförhållande på 15-20, och dess driftstemperatur är 1538 ℃ - 1650 ℃. Den används för flamrör, flytande väggar och efterbrännkammare.
2. Högtemperaturlegering för turbin
Turbinblad till flygmotorer är en av de komponenter som utsätts för den hårdaste temperaturbelastningen och den sämsta arbetsmiljön i flygmotorer. De utsätts för mycket stora och komplexa påfrestningar under höga temperaturer, så materialkraven är mycket strikta. Superlegeringarna för turbinblad till flygmotorer är indelade i:
a. Högtemperaturlegering för styrning
Deflektorn är en av de delar av turbinmotorn som påverkas mest av värme. När ojämn förbränning sker i förbränningskammaren blir värmebelastningen på det första stegets styrskena stor, vilket är den främsta orsaken till att styrskenet skadas. Dess driftstemperatur är cirka 100 ℃ högre än turbinbladets. Skillnaden är att de statiska delarna inte utsätts för mekanisk belastning. Vanligtvis är det lätt att orsaka termisk stress, deformation, termiska utmattningssprickor och lokala brännskador orsakade av snabba temperaturförändringar. Styrskenelegeringen ska ha följande egenskaper: tillräcklig högtemperaturhållfasthet, permanent krypförmåga och god termisk utmattningsförmåga, hög oxidationsbeständighet och termisk korrosionsförmåga, termisk stress- och vibrationsbeständighet, böjningsdeformationsförmåga, god gjutningsprocessprestanda och svetsbarhet samt beläggningsskyddsförmåga.
För närvarande använder de flesta avancerade motorer med högt dragkraft/viktförhållande ihåliga gjutna blad, och riktade och enkristallnickelbaserade superlegeringar väljs. Motorer med högt dragkraft/viktförhållande har en hög temperatur på 1650 ℃ - 1930 ℃ och behöver skyddas med en värmeisolerande beläggning. Bladlegeringens driftstemperatur under kylnings- och beläggningsskyddsförhållanden är mer än 1100 ℃, vilket ställer nya och högre krav på temperaturdensitetskostnaden för styrbladsmaterialet i framtiden.
b. Superlegeringar för turbinblad
Turbinblad är de viktigaste värmebärande roterande delarna i flygmotorer. Deras driftstemperatur är 50 ℃ - 100 ℃ lägre än styrbladen. De utsätts för hög centrifugalspänning, vibrationsspänning, termisk spänning, luftflödesskärning och andra effekter när de roterar, och arbetsförhållandena är dåliga. Livslängden för motorns heta ändekomponenter med högt dragkraft/viktförhållande är mer än 2000 timmar. Därför ska turbinbladslegeringen ha hög kryphållfasthet och brotthållfasthet vid driftstemperatur, goda egenskaper vid hög och medelhög temperatur, såsom hög och låg cykelutmattning, kall och varm utmattning, tillräcklig plasticitet och slagseghet samt skårkänslighet; Hög oxidationsbeständighet och korrosionsbeständighet; God värmeledningsförmåga och låg linjär expansionskoefficient; God gjutprocessprestanda; Långsiktig strukturell stabilitet, ingen TCP-fasutfällning vid driftstemperatur. Den applicerade legeringen går igenom fyra steg; tillämpningar av deformerade legeringar inkluderar GH4033, GH4143, GH4118, etc.; Användningen av gjutlegeringar inkluderar K403, K417, K418, K405, riktningsstelnat guld DZ4, DZ22, enkristalllegeringar DD3, DD8, PW1484, etc. För närvarande har den utvecklats till den tredje generationen av enkristalllegeringar. Kinas enkristalllegeringar DD3 och DD8 används i Kinas turbiner, turbofläktmotorer, helikoptrar och fartygsmotorer.
3. Högtemperaturlegering för turbinskiva
Turbinskivan är den mest belastade roterande lagerdelen i turbinmotorn. Arbetstemperaturen för motorns hjulfläns med axialviktsförhållandet 8 och 10 når 650 ℃ och 750 ℃, och temperaturen i hjulcentrum är cirka 300 ℃, med en stor temperaturskillnad. Under normal rotation driver den bladet att rotera med hög hastighet och bär maximal centrifugalkraft, termisk spänning och vibrationsspänning. Varje start och stopp är en cykel, hjulcentrum. Halsen, spårbotten och kanten bär alla olika kompositspänningar. Legeringen måste ha högsta sträckgräns, slagtålighet och ingen skårkänslighet vid driftstemperaturen; låg linjär expansionskoefficient; viss oxidations- och korrosionsbeständighet; god skärprestanda.
4. Superlegering för flyg- och rymdteknik
Superlegeringen i flytande raketmotorer används som bränsleinsprutningspanel i förbränningskammaren i tryckkammaren; turbinpumpskrökar, fläns, grafitroderfästelement etc. Högtemperaturlegering i flytande raketmotorer används som bränslekammarinsprutningspanel i tryckkammaren; turbinpumpskrökar, fläns, grafitroderfästelement etc. GH4169 används som material i turbinrotor, axel, axelhylsa, fästelement och andra viktiga lagerdelar.
Turbinrotormaterialen i amerikanska flytande raketmotorer inkluderar huvudsakligen insugningsrör, turbinblad och skiva. GH1131-legering används mestadels i Kina, och turbinbladet beror på arbetstemperaturen. Inconel x, Alloy713c, Astroloy och Mar-M246 bör användas i turbinskivorna. Materialen för hjulskivor inkluderar Inconel 718, Waspaloy, etc. GH4169 och GH4141 integrerade turbiner används mestadels, och GH2038A används för motoraxeln.