Højtemperaturlegering kaldes også varmestyrkelegering. Ifølge matrixstrukturen kan materialer opdeles i tre kategorier: jernbaseret nikkelbaseret og krombaseret. I henhold til produktionstilstand kan den opdeles i deformeret superlegering og støbt superlegering.
Det er et uundværligt råmateriale i rumfartsområdet. Det er nøglematerialet til højtemperaturdelen af fly- og rumfartsmotorer. Det bruges hovedsageligt til fremstilling af forbrændingskammer, turbineblad, styreblad, kompressor og turbineskive, turbinekasse og andre dele. Servicetemperaturområdet er 600 ℃ - 1200 ℃. Stress- og miljøforholdene varierer med 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 rumfart 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, olie- og gasblanding og andre processer udføres i forbrændingskammeret, kan den maksimale temperatur i forbrændingskammeret nå 1500 ℃ - 2000 ℃, og vægtemperaturen i forbrændingskammeret kan nå 1100 ℃. Samtidig tåler den også termisk stress og gasbelastning. De fleste motorer med højt tryk/vægt-forhold bruger ringformede forbrændingskamre, som har 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 stress, som vil stige og falde kraftigt, når arbejdstilstanden ændres. 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 servicebetingelserne for specifikke dele: det har en vis oxidationsmodstand og gaskorrosionsbestandighed under betingelserne for brug af højtemperaturlegering og gas; Det har en vis øjeblikkelig og udholdenhedsstyrke, termisk træthedsydelse og lav ekspansionskoefficient; Det har nok 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.
en. MA956 legeret porøst laminat
I det tidlige stadie blev det porøse laminat lavet af HS-188 legeringsplade ved diffusionsbinding efter at være blevet fotograferet, ætset, rillet og udstanset. Det indre lag kan laves til en ideel kølekanal i henhold til designkravene. Denne strukturkøling behøver 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 trykvægten forhold. 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 forbrændingskammer
USA er begyndt at verificere gennemførligheden af at bruge keramik til gasturbiner siden 1971. I 1983 har nogle grupper, der beskæftiger sig med udviklingen af avancerede materialer i USA, formuleret en række præstationsindikatorer for gasturbiner, der anvendes i avancerede fly. Disse indikatorer er: Øg turbinens indløbstemperatur til 2200 ℃; Kør under forbrændingstilstanden for kemisk beregning; Reducer densiteten påført disse dele fra 8g/cm3 til 5g/cm3; Afbryd 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:
Ekspansionskoefficienten for keramisk materiale er meget mindre end for nikkel-baseret legering, og belægningen er let at pille af. Fremstilling af keramiske kompositter med mellemmetalfilt kan overvinde defekten med afskalning, som er udviklingsretningen for forbrændingskammermaterialer. Dette materiale kan bruges med 10% - 20% køleluft, og temperaturen på metalbagisolering er kun omkring 800 ℃, og den varmebærende temperatur er langt lavere end den for divergerende køling og filmkøling. Støbt superlegering B1900+keramisk belægning beskyttende flise bruges i V2500 motor, og udviklingsretningen er at erstatte B1900 (med keramisk belægning) flise med SiC-baseret komposit eller anti-oxidation C/C komposit. Keramisk matrixkomposit er udviklingsmaterialet til motorens forbrændingskammer med et trykvægtforhold på 15-20, og dets driftstemperatur er 1538 ℃ - 1650 ℃. Den bruges til flammerør, flydende væg og efterbrænder.
2. Højtemperaturlegering til turbine
Aero-motor turbinevinge er en af de komponenter, der bærer den hårdeste temperaturbelastning og det værste arbejdsmiljø i aero-motoren. Det skal tåle meget store og komplekse belastninger under høje temperaturer, så dets materialekrav er meget strenge. Superlegeringerne til aero-motor turbine vinger er opdelt i:
a. Højtemperaturlegering til guide
Deflektoren er en af de dele af turbinemotoren, der er mest påvirket af varme. Når der opstår ujævn forbrænding i forbrændingskammeret, er varmebelastningen af den første trins ledeskov stor, hvilket er hovedårsagen til beskadigelsen af ledeskovlen. 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 stress, forvrængning, termisk træthedsrevne og lokal forbrænding forårsaget af hurtige temperaturændringer. Ledevingelegeringen skal have følgende egenskaber: tilstrækkelig høj temperaturstyrke, permanent krybeevne og god termisk udmattelsesevne, høj oxidationsmodstand og termisk korrosionsevne, termisk spænding og vibrationsmodstand, bøjedeformationsevne, god støbeprocess støbeevne og svejsbarhed, og belægningsbeskyttelse.
På nuværende tidspunkt bruger de fleste avancerede motorer med højt tryk/vægt-forhold hule støbte klinger, og der vælges retningsbestemte og enkeltkrystal nikkel-baserede superlegeringer. Motoren med højt tryk-vægt-forhold har en høj temperatur på 1650 ℃ - 1930 ℃ og skal beskyttes af termisk isoleringsbelægning. Driftstemperaturen for bladlegeringen under køle- og belægningsbeskyttelsesforhold er mere end 1100 ℃, hvilket stiller nye og højere krav til temperaturtæthedsomkostningerne for styrebladsmaterialet i fremtiden.
b. Superlegeringer til turbinevinger
Turbineblade er de vigtigste varmebærende roterende dele af flymotorer. Deres driftstemperatur er 50 ℃ - 100 ℃ lavere end styrebladene. De bærer stor centrifugalspænding, vibrationsbelastning, termisk belastning, luftstrømsrensning og andre effekter, når de roterer, og arbejdsforholdene er dårlige. Levetiden for de varme ende komponenter i motoren med højt tryk/vægt-forhold er mere end 2000 timer. Derfor skal turbinebladslegeringen have høj krybemodstand og brudstyrke ved driftstemperatur, gode omfattende egenskaber ved høj og medium temperatur, såsom høj- og lavcyklustræthed, kold og varm træthed, tilstrækkelig plasticitet og stødsejhed og hakfølsomhed; Høj oxidationsbestandighed og korrosionsbestandighed; God varmeledningsevne og lav lineær udvidelseskoefficient; God støbeprocesydelse; Langsigtet strukturel stabilitet, ingen TCP-faseudfældning ved driftstemperatur. Den påførte legering gennemgår fire trin; Anvendelser til deformerede legeringer omfatter GH4033, GH4143, GH4118 osv.; Anvendelsen af støbelegering omfatter K403, K417, K418, K405, retningsbestemt guld DZ4, DZ22, enkeltkrystallegering DD3, DD8, PW1484 osv. På nuværende tidspunkt har den udviklet sig til tredje generation af enkeltkrystallegeringer. Kinas enkeltkrystallegering DD3 og DD8 bruges henholdsvis i Kinas turbiner, turbofanmotorer, helikoptere og skibsmotorer.
3. Højtemperaturlegering til turbineskive
Turbineskiven er den mest belastede roterende lejedel af turbinemotoren. Arbejdstemperaturen for motorens hjulflange med et trykvægtforhold på 8 og 10 når 650 ℃ og 750 ℃, og temperaturen på hjulcentret er omkring 300 ℃ med en stor temperaturforskel. Under normal rotation driver den klingen til at rotere med høj hastighed og bærer den maksimale centrifugalkraft, termisk belastning og vibrationsbelastning. Hver start og stop er en cyklus, hjulcenter. Halsen, rillebunden og fælgen har alle forskellige sammensatte belastninger. Legeringen skal have den højeste flydespænding, stødsejhed og ingen hakfølsomhed ved driftstemperaturen; Lav lineær ekspansionskoefficient; Visse oxidations- og korrosionsbestandighed; God skæreydelse.
4. Luftfarts-superlegering
Superlegeringen i den flydende raketmotor bruges som brændstofinjektorpanelet i forbrændingskammeret i trykkammeret; Turbine pumpe albue, flange, grafit ror fastgørelse, etc. Høj temperatur legering i flydende raket motor bruges som brændstof kammer injektor panel i trykkammer; Turbine pumpe albue, flange, grafit ror fastgørelse, etc. GH4169 bruges som materiale af turbine rotor, aksel, aksel bøsning, fastgørelsesanordning og andre vigtige lejedele.
Turbinerotormaterialerne i amerikansk flydende raketmotor omfatter hovedsageligt indsugningsrør, turbineblad og skive. GH1131-legering bruges mest i Kina, og turbinebladet afhænger af arbejdstemperaturen. Inconel x, Alloy713c, Astroloy og Mar-M246 skal bruges successivt; Hjulskivematerialerne omfatter Inconel 718, Waspaloy osv. GH4169 og GH4141 integrerede turbiner bruges mest, og GH2038A bruges til motorakslen.