Højtemperaturlegering kaldes også varmestyrkelegering. Materialerne kan opdeles i tre kategorier afhængigt af matrixstrukturen: jernbaseret, nikkelbaseret og krombaseret. I henhold til produktionsmetode kan de opdeles i deformeret superlegering og støbt superlegering.
Det er et uundværligt råmateriale inden for luftfartsområdet. Det er nøglematerialet til højtemperaturdelen af luftfarts- og luftfartsmotorer. Det bruges hovedsageligt til fremstilling af forbrændingskamre, turbineblade, styreblade, kompressor- og turbineskiver, turbinehus og andre dele. Driftstemperaturområdet er 600 ℃ - 1200 ℃. Spændings- og miljøforholdene varierer afhængigt af de anvendte dele. Der er strenge krav til legeringens mekaniske, fysiske og kemiske egenskaber. Det er den afgørende faktor for motorens ydeevne, pålidelighed og levetid. Derfor er superlegering et af de vigtigste forskningsprojekter inden for luftfart og nationalt forsvar i udviklede lande.
De vigtigste anvendelser af superlegeringer er:
1. Højtemperaturlegering til forbrændingskammer
Forbrændingskammeret (også kendt som flammerør) i en flyturbinemotor er en af de vigtigste højtemperaturkomponenter. Da brændstofforstøvning, blanding af olie og gas og andre processer udføres i forbrændingskammeret, kan den maksimale temperatur i forbrændingskammeret nå 1500 ℃ - 2000 ℃, og vægtemperaturen i forbrændingskammeret kan nå 1100 ℃. Samtidig er det også udsat for termisk belastning og gasbelastning. De fleste motorer med et højt tryk/vægtforhold bruger ringformede forbrændingskamre, som har en kort længde og høj varmekapacitet. Den maksimale temperatur i forbrændingskammeret når 2000 ℃, og vægtemperaturen når 1150 ℃ efter gasfilm- eller dampkøling. Store temperaturgradienter mellem forskellige dele vil generere termisk belastning, som vil stige og falde kraftigt, når driftstilstanden ændrer sig. Materialet vil blive udsat for termisk chok og termisk udmattelsesbelastning, og der vil være forvrængning, revner og andre fejl. Generelt er forbrændingskammeret lavet af pladelegering, og de tekniske krav er opsummeret som følger i henhold til de specifikke dele's driftsforhold: det har en vis oxidationsbestandighed og gaskorrosionsbestandighed under brug af højtemperaturlegeringer og gasser; det har en vis øjeblikkelig og udholdende styrke, termisk udmattelsesevne og lav udvidelseskoefficient; det har tilstrækkelig plasticitet og svejseevne til at sikre forarbejdning, formning og forbindelse; det har god organisatorisk stabilitet under termisk cyklus for at sikre pålidelig drift inden for levetiden.
a. MA956 legeret porøst laminat
I den tidlige fase blev det porøse laminat fremstillet af HS-188 legeringsplade ved diffusionsbinding efter at være blevet fotograferet, ætset, rillet og stanset. Det indre lag kan laves til en ideel kølekanal i henhold til designkravene. Denne strukturkøling kræver kun 30% af kølegassen fra den traditionelle filmkøling, hvilket kan forbedre motorens termiske cykluseffektivitet, reducere den faktiske varmebærende kapacitet af forbrændingskammermaterialet, reducere vægten og øge tryk-vægtforholdet. På nuværende tidspunkt er det stadig nødvendigt at bryde igennem nøgleteknologien, før den kan tages i brug i praksis. Det porøse laminat lavet af MA956 er en ny generation af forbrændingskammermateriale introduceret af USA, som kan bruges ved 1300 ℃.
b. Anvendelse af keramiske kompositter i forbrændingskammeret
USA har siden 1971 begyndt at verificere muligheden for at bruge keramik til gasturbiner. I 1983 formulerede nogle grupper, der beskæftiger sig med udvikling af avancerede materialer i USA, en række præstationsindikatorer for gasturbiner, der anvendes i avancerede fly. Disse indikatorer er: øge turbinens indløbstemperatur til 2200 ℃; arbejde under kemisk beregning af forbrændingstilstanden; reducere densiteten, der påføres disse dele, fra 8 g/cm3 til 5 g/cm3; annullere afkøling af komponenter. For at opfylde disse krav omfatter de undersøgte materialer grafit, metalmatrix, keramiske matrixkompositter og intermetalliske forbindelser ud over enfaset keramik. Keramiske matrixkompositter (CMC) har følgende fordele:
Udvidelseskoefficienten for keramisk materiale er meget mindre end for nikkelbaserede legeringer, og belægningen er let at fjerne. Fremstilling af keramiske kompositter med mellemliggende metalfilt kan overvinde afskalningsdefekten, som er udviklingsretningen for forbrændingskammermaterialer. Dette materiale kan bruges med 10% - 20% køleluft, og temperaturen på metalbagisoleringen er kun omkring 800 ℃, og varmebæringstemperaturen er langt lavere end for divergerende køling og filmkøling. Støbt superlegering B1900 + keramisk belægningsbeskyttelsesflise anvendes i V2500-motorer, og udviklingsretningen er at erstatte B1900 (med keramisk belægning) fliser med SiC-baseret komposit eller antioxiderende C/C-komposit. Keramisk matrixkomposit er udviklingsmaterialet til motorens forbrændingskammer med et trykvægtforhold på 15-20, og dens driftstemperatur er 1538 ℃ - 1650 ℃. Det bruges til flammerør, flydende vægge og efterbrænder.
2. Højtemperaturlegering til turbine
Turbineblade i flymotorer er en af de komponenter, der udsættes for den mest alvorlige temperaturbelastning og det værste arbejdsmiljø i en flymotor. De skal kunne modstå meget store og komplekse belastninger under høje temperaturer, så de er meget strenge i deres materialekrav. Superlegeringerne til turbineblade i flymotorer er opdelt i:
a. Højtemperaturlegering til føring
Deflektoren er en af de dele af turbinemotoren, der er mest påvirket af varme. Når der opstår ujævn forbrænding i forbrændingskammeret, er varmebelastningen på førstetrins ledevinge stor, hvilket er hovedårsagen til beskadigelse af ledevingen. Dens driftstemperatur er omkring 100 ℃ højere end turbinebladets. Forskellen er, at de statiske dele ikke udsættes for mekanisk belastning. Normalt er det let at forårsage termisk belastning, forvrængning, termisk udmattelsesrevne og lokal forbrænding forårsaget af hurtige temperaturændringer. Ledevingelegeringen skal have følgende egenskaber: tilstrækkelig høj temperaturstyrke, permanent krybeevne og god termisk udmattelsesevne, høj oxidationsbestandighed og termisk korrosionsevne, termisk belastnings- og vibrationsmodstand, bøjningsdeformationsevne, god støbeprocesstøbningsevne og svejsbarhed samt belægningsbeskyttelsesevne.
I øjeblikket bruger de fleste avancerede motorer med højt tryk/vægtforhold hulstøbte blade, og der vælges retningsbestemte og enkeltkrystal nikkelbaserede superlegeringer. Motorer med højt tryk/vægtforhold har en høj temperatur på 1650 ℃ - 1930 ℃ og skal beskyttes med en termisk isoleringsbelægning. Vingelegeringens driftstemperatur under køle- og belægningsbeskyttelsesforhold er mere end 1100 ℃, hvilket stiller nye og højere krav til temperaturdensitetsomkostningerne for styrebladmaterialet i fremtiden.
b. Superlegeringer til turbineblade
Turbineblade er de vigtigste varmebærende roterende dele i flymotorer. Deres driftstemperatur er 50 ℃ - 100 ℃ lavere end styrebladene. De udsættes for stor centrifugalbelastning, vibrationsbelastning, termisk belastning, luftstrømsrensning og andre effekter, når de roterer, og arbejdsforholdene er dårlige. Levetiden for motorens varme endekomponenter med højt tryk/vægtforhold er mere end 2000 timer. Derfor skal turbinebladlegeringen have høj krybemodstand og brudstyrke ved driftstemperatur, gode omfattende egenskaber ved høj og mellem temperatur, såsom høj og lav cyklusudmattelse, kold og varm udmattelse, tilstrækkelig plasticitet og slagfasthed samt kærvfølsomhed; høj oxidationsmodstand og korrosionsbestandighed; god varmeledningsevne og lav lineær udvidelseskoefficient; god støbeprocesydelse; langsigtet strukturel stabilitet, ingen TCP-fasefældning ved driftstemperatur. Den anvendte legering gennemgår fire stadier; anvendelser af deformerede legeringer omfatter GH4033, GH4143, GH4118 osv.; Anvendelsen af støbelegeringer omfatter K403, K417, K418, K405, retningsbestemt størknet guld DZ4, DZ22, enkeltkrystallegering DD3, DD8, PW1484 osv. I øjeblikket er den tredje generation af enkeltkrystallegeringer udviklet. Kinas enkeltkrystallegering DD3 og DD8 anvendes henholdsvis i Kinas turbiner, turbofanmotorer, helikoptere og skibsmotorer.
3. Højtemperaturlegering til turbineskive
Turbineskiven er den mest belastede roterende lejedel i turbinemotoren. Arbejdstemperaturen for motorens hjulflange med et trykvægtforhold på 8 og 10 når 650 ℃ og 750 ℃, og temperaturen i hjulcentret er omkring 300 ℃, med en stor temperaturforskel. Under normal rotation driver den bladet til at rotere med høj hastighed og bærer den maksimale centrifugalkraft, termisk belastning og vibrationsbelastning. Hver start og stop er en cyklus, hjulcentret. Halsen, notbunden og kanten bærer alle forskellige kompositbelastninger. Legeringen skal have den højeste flydespænding, slagfasthed og ingen hakfølsomhed ved driftstemperaturen; Lav lineær udvidelseskoefficient; Vis oxidations- og korrosionsbestandighed; God skæreevne.
4. Superlegering til rumfart
Superlegeringen i flydende raketmotorer bruges som brændstofinjektorpanel i forbrændingskammeret i trykkammeret; turbinepumpealbue, flange, grafitrorfastgørelseselement osv. Højtemperaturlegeringer i flydende raketmotorer bruges som brændstofkammerinjektorpanel i trykkammeret; turbinepumpealbue, flange, grafitrorfastgørelseselementer osv. GH4169 bruges som materiale til turbinerotor, aksel, akselmuffe, fastgørelseselementer og andre vigtige lejedele.
Turbinerotormaterialerne i amerikanske flydende raketmotorer omfatter primært indsugningsrør, turbineblad og skive. GH1131-legering anvendes mest i Kina, og turbinebladet afhænger af driftstemperaturen. Inconel x, Alloy713c, Astroloy og Mar-M246 bør anvendes successivt; Hjulskivematerialerne omfatter Inconel 718, Waspaloy osv. GH4169 og GH4141 integrerede turbiner anvendes mest, og GH2038A bruges til motorakslen.