Högtemperaturlegering kallas också värmestyrkelegering. Enligt matrisstrukturen kan material delas in i tre kategorier: järnbaserade nickelbaserade och krombaserade. Enligt produktionsläge kan den delas in i deformerad superlegering och gjuten superlegering.
Det är en oumbärlig råvara inom flyg- och rymdområdet. Det är nyckelmaterialet för högtemperaturdelen av flyg- och flygmotorer. Den används främst för tillverkning av förbränningskammare, turbinblad, styrblad, kompressor och turbinskiva, turbinhölje och andra delar. Servicetemperaturområdet är 600 ℃ - 1200 ℃. Stressen och miljöförhållandena varierar med de delar som används. Det finns stränga 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 nationellt försvar i utvecklade länder.
Huvudapplikationerna för superlegeringar är:
1. Högtemperaturlegering för förbränningskammare
Förbränningskammaren (även känd som flamrör) i flygturbinmotorer 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 tål den även termisk stress och gaspåfrestning. 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 gasfilm eller ångkylning. Stora temperaturgradienter mellan olika delar kommer att generera termisk stress, som kommer att stiga och minska kraftigt när arbetstillståndet ändras. Materialet kommer att utsättas för termisk chock och termisk utmattningsbelastning, och det kommer att finnas distorsion, sprickor och andra fel. Generellt är förbränningskammaren gjord av plåtlegering, och de tekniska kraven sammanfattas enligt följande enligt serviceförhållandena för specifika delar: den har viss oxidationsbeständighet och gaskorrosionsbeständighet under villkoren för användning av högtemperaturlegering och gas; Den har viss momentan och uthållighetsstyrka, termisk utmattningsprestanda och låg expansionskoefficient; Den har tillräckligt med plasticitet och svetsförmåga för att säkerställa bearbetning, formning och anslutning; Den har god organisatorisk stabilitet under termisk cykel för att säkerställa tillförlitlig drift under livslängden.
a. MA956 legering poröst laminat
I det tidiga skedet gjordes det porösa laminatet av HS-188 legeringsplåt genom diffusionsbindning efter att ha fotograferats, etsat, räfflat och stansat. Det inre lagret kan göras till en idealisk kylkanal enligt designkraven. Denna strukturkylning behöver bara 30% av kylgasen från den traditionella filmkylningen, vilket kan förbättra motorns termiska cykeleffektivitet, minska den faktiska värmebärande kapaciteten hos förbränningskammarmaterialet, minska vikten och öka dragkraften förhållande. För närvarande är det fortfarande nödvändigt att bryta igenom nyckeltekniken innan den kan tas i bruk i praktiken. Det porösa laminatet av MA956 är en ny generation av förbränningskammarmaterial introducerat av USA, som kan användas vid 1300 ℃.
b. Applicering av keramiska kompositer i förbränningskammare
USA har börjat verifiera genomförbarheten av att använda keramik för gasturbiner sedan 1971. 1983 har några grupper som är engagerade i utvecklingen av avancerade material i USA formulerat en serie prestandaindikatorer för gasturbiner som används i avancerade flygplan. Dessa indikatorer är: öka turbinens inloppstemperatur till 2200 ℃; Arbeta under förbränningstillståndet för kemisk beräkning; Minska densiteten som appliceras på dessa delar från 8g/cm3 till 5g/cm3; Avbryt kylning av komponenter. För att uppfylla dessa krav omfattar de studerade materialen grafit, metallmatris, keramiska matriskompositer och intermetalliska föreningar förutom enfas keramik. Keramiska matriskompositer (CMC) har följande fördelar:
Utvidgningskoefficienten för keramiskt material är mycket mindre än för nickelbaserad legering, och beläggningen är lätt att dra av. Att göra 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 för metallbakisolering är endast cirka 800 ℃, och värmebärartemperaturen är mycket lägre än den för divergerande kylning och filmkylning. Gjuten superlegering B1900+keramisk beläggning skyddsplatta används i V2500 motor, och utvecklingsriktningen är att ersätta B1900 (med keramisk beläggning) kakel med SiC-baserad komposit eller antioxidations C/C komposit. Keramisk matriskomposit är utvecklingsmaterialet för motorns förbränningskammare med ett dragviktsförhållande på 15-20, och dess driftstemperatur är 1538 ℃ - 1650 ℃. Den används för flamrör, flytande vägg och efterbrännare.
2. Högtemperaturlegering för turbin
Aero-motor turbinblad är en av de komponenter som bär den hårdaste temperaturbelastningen och den sämsta arbetsmiljön i flygmotorn. Den måste tåla mycket stora och komplexa påfrestningar under hög temperatur, så dess materialkrav är mycket strikta. Superlegeringarna för turbinblad för flygmotorer är indelade i:
a. Högtemperaturlegering för guide
Deflektorn är en av de delar av turbinmotorn som påverkas mest av värme. När ojämn förbränning uppstår i förbränningskammaren är uppvärmningsbelastningen på första stegets ledskena stor, vilket är huvudorsaken till skadan på ledskovlan. 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, distorsion, termisk utmattningsspricka och lokal brännskada orsakad av snabb temperaturförändring. Ledskovellegeringen ska ha följande egenskaper: tillräcklig högtemperaturhållfasthet, permanent krypningsprestanda och god termisk utmattningsprestanda, hög oxidationsbeständighet och termisk korrosionsbeständighet, termisk spänning och vibrationsbeständighet, böjningsdeformationsförmåga, god gjutningsprocess gjutningsprestanda och svetsbarhet, och beläggningsskyddsprestanda.
För närvarande använder de flesta avancerade motorer med högt dragkraft/vikt-förhållande ihåliga gjutna blad, och riktade och enkristalliserade nickelbaserade superlegeringar väljs. Motorn med högt dragkraft-viktförhållande har en hög temperatur på 1650 ℃ - 1930 ℃ och måste skyddas av värmeisoleringsbeläggning. Driftstemperaturen för bladlegeringen under kylnings- och beläggningsskyddsförhållanden är mer än 1100 ℃, vilket ställer nya och högre krav på temperaturtäthetskostnaden för styrbladsmaterialet i framtiden.
b. Superlegeringar för turbinblad
Turbinblad är de viktigaste värmebärande roterande delarna av flygmotorer. Deras driftstemperatur är 50 ℃ - 100 ℃ lägre än styrbladen. De utsätts för stor centrifugalpåkänning, vibrationspåkänning, termisk påkänning, luftflödesskurning och andra effekter när de roterar, och arbetsförhållandena är dåliga. Livslängden för de varma komponenterna i motorn med högt dragkraft/viktförhållande är mer än 2000 timmar. Därför ska turbinbladslegeringen ha hög kryphållfasthet och brotthållfasthet vid drifttemperatur, goda omfattande egenskaper för hög och medeltemperatur, såsom hög- och lågcykelutmattning, kall och varm utmattning, tillräcklig plasticitet och slagseghet och hackkänslighet; Hög oxidationsbeständighet och korrosionsbeständighet; God värmeledningsförmåga och låg linjär expansionskoefficient; Bra prestanda för gjutningsprocessen; Långsiktig strukturell stabilitet, ingen TCP-fasutfällning vid drifttemperatur. Den applicerade legeringen går igenom fyra steg; Tillämpningar av deformerade legeringar inkluderar GH4033, GH4143, GH4118, etc; Tillämpningen av gjutlegering inkluderar K403, K417, K418, K405, riktat stelnat guld DZ4, DZ22, enkristalllegering DD3, DD8, PW1484, etc. För närvarande har den utvecklats till den tredje generationen av enkristalllegeringar. Kinas enkristalllegering DD3 respektive DD8 används i Kinas turbiner, turbofläktmotorer, helikoptrar och fartygsburna motorer.
3. Högtemperaturlegering för turbinskiva
Turbinskivan är den mest belastade roterande lagerdelen i turbinmotorn. Arbetstemperaturen för motorns hjulfläns med ett dragviktsförhållande på 8 och 10 når 650 ℃ och 750 ℃, och temperaturen på hjulcentrum är cirka 300 ℃, med en stor temperaturskillnad. Under normal rotation driver den bladet att rotera med hög hastighet och bär den maximala centrifugalkraften, termisk belastning och vibrationsbelastning. Varje start och stopp är en cykel, hjulcentrum. Halsen, spårets botten och kanten bär alla olika kompositpåkänningar. Legeringen måste ha den högsta sträckgränsen, slagsegheten och ingen hackkänslighet vid drifttemperaturen; Låg linjär expansionskoefficient; Viss oxidations- och korrosionsbeständighet; Bra skärprestanda.
4. Aerospace superlegering
Superlegeringen i den flytande raketmotorn används som bränsleinjektorpanelen i förbränningskammaren i tryckkammaren; Turbinpumpens armbåge, fläns, grafitroderfäste, etc. Högtemperaturlegering i flytande raketmotor används som bränslekammarinjektorpanel i tryckkammare; Turbinpumparbåge, fläns, grafitroderfäste, etc. GH4169 används som material för turbinrotor, axel, axelhylsa, fästelement och andra viktiga lagerdelar.
Turbinrotormaterialen i amerikanska flytande raketmotorer inkluderar huvudsakligen inloppsrör, turbinblad och skiva. GH1131-legering används mest i Kina, och turbinbladet beror på arbetstemperaturen. Inconel x, Alloy713c, Astroloy och Mar-M246 ska användas i följd; Hjulskivans material inkluderar Inconel 718, Waspaloy, etc. GH4169 och GH4141 integrerade turbiner används mest och GH2038A används för motoraxeln.