Visokotemperaturna legura se naziva i legura otporna na toplinu. Prema strukturi matrice, materijali se mogu podijeliti u tri kategorije: na bazi željeza, na bazi nikla i na bazi kroma. Prema načinu proizvodnje, mogu se podijeliti na deformiranu superleguru i livenu superleguru.
To je nezamjenjiva sirovina u vazduhoplovstvu. Ključni je materijal za dijelove vazduhoplovnih i avionskih motora koji su otporni na visoke temperature. Uglavnom se koristi za proizvodnju komora za sagorijevanje, lopatica turbina, vodećih lopatica, diskova kompresora i turbina, kućišta turbina i drugih dijelova. Raspon radne temperature je od 600 ℃ do 1200 ℃. Naprezanje i uslovi okoline variraju u zavisnosti od korištenih dijelova. Postoje strogi zahtjevi za mehanička, fizička i hemijska svojstva legure. To je odlučujući faktor za performanse, pouzdanost i vijek trajanja motora. Stoga je superlegura jedan od ključnih istraživačkih projekata u oblasti vazduhoplovstva i nacionalne odbrane u razvijenim zemljama.
Glavne primjene superlegura su:
1. Visokotemperaturna legura za komoru za sagorijevanje
Komora za sagorijevanje (također poznata kao plamena cijev) avionskog turbinskog motora jedna je od ključnih komponenti otpornih na visoke temperature. Budući da se u komori za sagorijevanje odvijaju atomizacija goriva, miješanje ulja i plina i drugi procesi, maksimalna temperatura u komori za sagorijevanje može doseći 1500 ℃ - 2000 ℃, a temperatura stijenke u komori za sagorijevanje može doseći 1100 ℃. Istovremeno, ona također podnosi termičko naprezanje i plinsko naprezanje. Većina motora s visokim omjerom potiska i težine koristi prstenaste komore za sagorijevanje, koje su kratke i imaju veliki toplinski kapacitet. Maksimalna temperatura u komori za sagorijevanje dostiže 2000 ℃, a temperatura stijenke dostiže 1150 ℃ nakon hlađenja plinskim filmom ili parom. Veliki temperaturni gradijenti između različitih dijelova generirat će termičko naprezanje, koje će naglo rasti i padati kada se radno stanje promijeni. Materijal će biti izložen termičkom udaru i termičkom opterećenju zamora, a doći će do izobličenja, pukotina i drugih nedostataka. Generalno, komora za sagorijevanje je napravljena od lima legure, a tehnički zahtjevi su sažeti na sljedeći način u skladu sa uslovima upotrebe određenih dijelova: ima određenu otpornost na oksidaciju i otpornost na koroziju usljed gasa pod uslovima korišćenja legure i gasa na visokim temperaturama; ima određenu trenutnu i izdržljivu čvrstoću, performanse termičkog zamora i nizak koeficijent širenja; ima dovoljnu plastičnost i sposobnost zavarivanja kako bi se osigurala obrada, oblikovanje i spajanje; ima dobru organizacijsku stabilnost pod termičkim ciklusom kako bi se osigurao pouzdan rad tokom životnog vijeka.
a. Porozni laminat od legure MA956
U ranoj fazi, porozni laminat je napravljen od lima legure HS-188 difuzijskim lijepljenjem nakon fotografisanja, jetkanja, žljebljenja i bušenja. Unutrašnji sloj se može pretvoriti u idealan kanal za hlađenje prema zahtjevima dizajna. Ovo strukturno hlađenje zahtijeva samo 30% rashladnog plina tradicionalnog filmskog hlađenja, što može poboljšati efikasnost termičkog ciklusa motora, smanjiti stvarni kapacitet nosivosti topline materijala komore za sagorijevanje, smanjiti težinu i povećati omjer potiska i težine. Trenutno je još uvijek potrebno probiti ključnu tehnologiju prije nego što se može staviti u praktičnu upotrebu. Porozni laminat napravljen od MA956 je nova generacija materijala za komoru za sagorijevanje koju su uvele Sjedinjene Američke Države, a može se koristiti na 1300 ℃.
b. Primjena keramičkih kompozita u komori za sagorijevanje
Sjedinjene Američke Države su počele provjeravati izvodljivost korištenja keramike za plinske turbine od 1971. godine. Godine 1983., neke grupe koje se bave razvojem naprednih materijala u Sjedinjenim Američkim Državama formulirale su niz pokazatelja performansi za plinske turbine koje se koriste u naprednim avionima. Ovi pokazatelji su: povećanje temperature na ulazu turbine na 2200 ℃; rad u stanju sagorijevanja hemijskim proračunom; smanjenje gustoće primijenjene na ove dijelove sa 8 g/cm3 na 5 g/cm3; ukidanje hlađenja komponenti. Da bi se ispunili ovi zahtjevi, proučavani materijali uključuju grafit, metalnu matricu, keramičke matrične kompozite i intermetalne spojeve pored jednofazne keramike. Keramički matrični kompoziti (CMC) imaju sljedeće prednosti:
Koeficijent širenja keramičkog materijala je mnogo manji od koeficijenta širenja legure na bazi nikla, a premaz se lako ljušti. Izrada keramičkih kompozita sa među-metalnim filcom može prevazići nedostatak ljuštenja, što je smjer razvoja materijala za komoru za sagorijevanje. Ovaj materijal se može koristiti sa 10% - 20% rashladnog zraka, a temperatura metalne stražnje izolacije je samo oko 800 ℃, a temperatura prijenosa topline je daleko niža od divergentnog hlađenja i hlađenja filmom. Zaštitne pločice od livene superlegure B1900+keramičkog premaza koriste se u motoru V2500, a smjer razvoja je zamjena pločica B1900 (s keramičkim premazom) kompozitom na bazi SiC ili antioksidacijskim C/C kompozitom. Keramički matrični kompozit je razvojni materijal za komoru za sagorijevanje motora s omjerom potisne težine od 15-20, a njegova radna temperatura je 1538 ℃ - 1650 ℃. Koristi se za plamene cijevi, plutajuće stijenke i naknadno sagorijevanje.
2. Legura otporna na visoke temperature za turbinu
Lopatica turbine avionskih motora jedna je od komponenti koje podnose najteža temperaturna opterećenja i najgore radno okruženje u avionskom motoru. Mora podnijeti vrlo velika i složena naprezanja pod visokim temperaturama, tako da su zahtjevi za materijal vrlo strogi. Superlegure za lopatice turbina avionskih motora dijele se na:
a.Visokotemperaturna legura za vodilicu
Deflektor je jedan od dijelova turbinskog motora koji je najviše izložen toploti. Kada dođe do neravnomjernog sagorijevanja u komori za sagorijevanje, opterećenje zagrijavanjem vodeće lopatice prvog stepena je veliko, što je glavni razlog oštećenja vodeće lopatice. Njena radna temperatura je oko 100 ℃ viša od temperature lopatice turbine. Razlika je u tome što statički dijelovi nisu izloženi mehaničkom opterećenju. Obično je lako izazvati termičko naprezanje, deformaciju, pukotine usljed termičkog zamora i lokalno opekotine uzrokovane brzom promjenom temperature. Legura vodeće lopatice mora imati sljedeća svojstva: dovoljnu čvrstoću na visokim temperaturama, trajne performanse puzanja i dobre performanse termičkog zamora, visoku otpornost na oksidaciju i termičku koroziju, otpornost na termičko naprezanje i vibracije, sposobnost savijanja i deformacije, dobre performanse procesa lijevanja i zavarivanja, te performanse zaštite premaza.
Trenutno, većina naprednih motora sa visokim odnosom potiska i težine koristi šuplje lijevane lopatice, a odabiru se usmjerene i monokristalne superlegure na bazi nikla. Motor sa visokim odnosom potiska i težine ima visoku temperaturu od 1650 ℃ - 1930 ℃ i potrebno ga je zaštititi termičkim izolacijskim premazom. Radna temperatura legure lopatice u uslovima hlađenja i zaštite premaza je veća od 1100 ℃, što u budućnosti postavlja nove i veće zahtjeve za troškove gustine temperature materijala vodećih lopatica.
b. Superlegure za lopatice turbina
Lopatice turbina su ključni rotirajući dijelovi avionskih motora koji nose toplinu. Njihova radna temperatura je 50 ℃ - 100 ℃ niža od vodećih lopatica. Prilikom rotacije podnose velika centrifugalna naprezanja, vibracijska naprezanja, termička naprezanja, abrazivno strujanje zraka i druge efekte, a radni uslovi su loši. Vijek trajanja komponenti vrućeg dijela motora s visokim omjerom potiska i težine je veći od 2000 sati. Stoga, legura lopatica turbine mora imati visoku otpornost na puzanje i čvrstoću na lom na radnoj temperaturi, dobra sveobuhvatna svojstva na visokim i srednjim temperaturama, kao što su zamor pri visokim i niskim ciklusima, zamor pri niskim i visokim temperaturama, dovoljna plastičnost i udarna žilavost te osjetljivost na zareze; visoku otpornost na oksidaciju i koroziju; dobru toplinsku provodljivost i nizak koeficijent linearnog širenja; dobre performanse procesa lijevanja; dugotrajnu strukturnu stabilnost, bez taloženja TCP faze na radnoj temperaturi. Primijenjena legura prolazi kroz četiri faze; Primjene deformiranih legura uključuju GH4033, GH4143, GH4118, itd.; Primjena livenih legura uključuje K403, K417, K418, K405, usmjereno očvrsnuto zlato DZ4, DZ22, monokristalne legure DD3, DD8, PW1484, itd. Trenutno se razvila u treću generaciju monokristalnih legura. Kineske monokristalne legure DD3 i DD8 se redom koriste u kineskim turbinama, turboventilatorskim motorima, helikopterima i brodskim motorima.
3. Legura otporna na visoke temperature za disk turbine
Turbinski disk je najopterećeniji rotirajući ležaj turbinskog motora. Radna temperatura prirubnice kotača motora s omjerom potisne težine od 8 i 10 dostiže 650 ℃ i 750 ℃, a temperatura središta kotača je oko 300 ℃, s velikom temperaturnom razlikom. Tokom normalne rotacije, pokreće lopaticu da se okreće velikom brzinom i podnosi maksimalnu centrifugalnu silu, termičko naprezanje i vibracijsko naprezanje. Svako pokretanje i zaustavljanje je ciklus, središte kotača. Grlo, dno žlijeba i obruč nose različita kompozitna naprezanja. Od legure se traži da ima najveću granicu tečenja, udarnu žilavost i osjetljivost na zareze na radnoj temperaturi; Nizak koeficijent linearnog širenja; Određenu otpornost na oksidaciju i koroziju; Dobre performanse rezanja.
4. Superlegura za vazduhoplovstvo
Superlegura u raketnim motorima na tečno gorivo koristi se kao ploča za ubrizgavanje goriva u komori za sagorijevanje u potisnoj komori; koljeno turbinske pumpe, prirubnica, grafitni pričvršćivač kormila itd. Visokotemperaturna legura u raketnim motorima na tečno gorivo koristi se kao ploča za ubrizgavanje goriva u komori za sagorijevanje u potisnoj komori; koljeno turbinske pumpe, prirubnica, grafitni pričvršćivač kormila itd. GH4169 se koristi kao materijal za rotor turbine, osovinu, čahuru osovine, pričvršćivač i druge važne dijelove ležaja.
Materijali rotora turbine američkih raketnih motora na tekuće gorivo uglavnom uključuju usisnu cijev, lopaticu turbine i disk. Legura GH1131 se uglavnom koristi u Kini, a veličina lopatice turbine ovisi o radnoj temperaturi. Inconel x, Alloy713c, Astroloy i Mar-M246 trebaju se koristiti sukcesivno; materijali diska kotača uključuju Inconel 718, Waspaloy itd. Uglavnom se koriste integralne turbine GH4169 i GH4141, a GH2038A se koristi za osovinu motora.