Legura visoke temperature naziva se i legura toplotne čvrstoće. Prema strukturi matrice, materijali se mogu podijeliti u tri kategorije: na bazi nikla i na bazi hroma. Prema načinu proizvodnje, može se podijeliti na deformisanu superleguru i livenu superleguru.
Nezaobilazna je sirovina u vazduhoplovstvu. To je ključni materijal za visokotemperaturni dio motora za proizvodnju zrakoplova i zrakoplovstva. Uglavnom se koristi za proizvodnju komore za sagorevanje, lopatice turbine, lopatice za vođenje, kompresor i turbinski disk, kućište turbine i druge delove. Raspon radne temperature je 600 ℃ - 1200 ℃. Naprezanje i uslovi okoline variraju u zavisnosti od delova koji se koriste. 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 oblastima vazduhoplovstva i nacionalne odbrane u razvijenim zemljama.
Glavne primjene superlegura su:
1. Visokotemperaturna legura za komoru za sagorevanje
Komora za sagorevanje (takođe poznata kao plamena cijev) avio-turbinskog motora je jedna od ključnih komponenti za visoke temperature. Budući da se u komori za sagorevanje odvija raspršivanje goriva, mešanje ulja i gasa i drugi procesi, maksimalna temperatura u komori za sagorevanje može da dostigne 1500 ℃ - 2000 ℃, a temperatura zida u komori za sagorevanje može da dostigne 1100 ℃. Istovremeno, podnosi i toplotno i gasno opterećenje. Većina motora sa visokim omjerom potisak/težina koristi prstenaste komore za sagorijevanje, koje imaju kratku dužinu i veliki toplinski kapacitet. Maksimalna temperatura u komori za sagorevanje dostiže 2000 ℃, a temperatura zida dostiže 1150 ℃ nakon hlađenja gasnim filmom ili parom. Veliki temperaturni gradijenti između različitih dijelova će stvoriti toplinski stres, koji će naglo porasti i pasti kada se radno stanje promijeni. Materijal će biti podložan termičkom udaru i opterećenju termičkim zamorom, a doći će do izobličenja, pukotina i drugih grešaka. Uopšteno, komora za sagorevanje je napravljena od legura lima, a tehnički zahtevi su sažeti na sledeći način prema uslovima rada pojedinih delova: ima određenu otpornost na oksidaciju i otpornost na koroziju gasa u uslovima upotrebe visokotemperaturne legure i gasa; Ima određenu trenutnu i izdržljivu snagu, performanse termičkog zamora i nizak koeficijent ekspanzije; Ima dovoljno plastičnosti i sposobnosti zavarivanja da osigura obradu, oblikovanje i spajanje; Ima dobru organizacionu stabilnost u termičkom ciklusu kako bi se osigurao pouzdan rad tokom radnog vijeka.
a. MA956 porozni laminat od legure
U ranoj fazi, porozni laminat je napravljen od lima od legure HS-188 difuzijskim spajanjem nakon fotografisanja, graviranja, žljebova i bušenja. Unutrašnji sloj se može napraviti u idealan kanal za hlađenje prema zahtjevima dizajna. Za ovo hlađenje strukture potrebno je samo 30% rashladnog plina tradicionalnog filmskog hlađenja, što može poboljšati efikasnost termičkog ciklusa motora, smanjiti stvarni kapacitet toplinske nosivosti materijala komore za sagorijevanje, smanjiti težinu i povećati potisak. odnos. 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 komore za izgaranje koju su predstavile Sjedinjene Američke Države, a koja se može koristiti na 1300 ℃.
b. Primena keramičkih kompozita u komori za sagorevanje
Sjedinjene Države su počele provjeravati izvodljivost upotrebe keramike za plinske turbine od 1971. Godine 1983. neke grupe koje su se bavile razvojem naprednih materijala u Sjedinjenim Državama su formulisale niz pokazatelja performansi za plinske turbine koje se koriste u naprednim avionima. Ovi pokazatelji su: povećati ulaznu temperaturu turbine na 2200 ℃; Radi u stanju sagorevanja prema hemijskom proračunu; Smanjite gustinu primenjenu na ove delove sa 8g/cm3 na 5g/cm3; Otkažite hlađenje 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 ekspanzije keramičkog materijala je mnogo manji od legure na bazi nikla, a premaz se lako skida. Izrada keramičkih kompozita sa srednjim metalnim filcom može prevazići defekt ljuštenja, što je pravac razvoja materijala komore za sagorevanje. Ovaj materijal se može koristiti sa 10% - 20% zraka za hlađenje, a temperatura metalne stražnje izolacije je samo oko 800 ℃, a temperatura prijenosa topline je daleko niža od one kod divergentnog hlađenja i hlađenja filma. Zaštitna pločica od livene superlegure B1900+keramički premaz koristi se u V2500 motoru, a smjer razvoja je zamjena pločice B1900 (sa keramičkim premazom) kompozitom na bazi SiC ili antioksidacijskim C/C kompozitom. Keramički matrični kompozit je razvojni materijal komore za sagorevanje motora sa omjerom težine 15-20, a njegova radna temperatura je 1538 ℃ - 1650 ℃. Koristi se za plamenu cijev, plutajući zid i naknadno sagorijevanje.
2. Visokotemperaturna legura za turbinu
Lopatica turbine avio-motora jedna je od komponenti koja podnosi najveće temperaturno opterećenje i najgore radno okruženje u aeromotoru. Pod visokim temperaturama mora podnijeti vrlo velika i složena naprezanja, tako da su zahtjevi za materijalom vrlo strogi. Superlegure za lopatice turbina avio-motora dijele se na:
a. Visokotemperaturna legura za vodič
Deflektor je jedan od dijelova turbinskog motora koji je najviše pod utjecajem topline. Kada dođe do neravnomjernog sagorijevanja u komori za sagorijevanje, opterećenje grijanja vodeće lopatice prvog stupnja je veliko, što je glavni razlog za oštećenje vodeće lopatice. Njegova radna temperatura je za oko 100 ℃ viša od temperature lopatice turbine. Razlika je u tome što statički dijelovi nisu podložni mehaničkom opterećenju. Obično je lako izazvati toplotno naprezanje, izobličenje, pukotinu od toplotnog zamora i lokalno opekotine uzrokovane brzom promjenom temperature. Legura vodeće lopatice mora imati sljedeća svojstva: dovoljnu čvrstoću pri visokim temperaturama, trajne performanse puzanja i dobre performanse termičkog zamora, visoku otpornost na oksidaciju i termičku koroziju, otpornost na toplinsko naprezanje i vibracije, sposobnost deformacije savijanja, dobre performanse procesa livenja i sposobnost zavarivanja, i performanse zaštite premaza.
Trenutno, najnapredniji motori s visokim omjerom potisak/težina koriste šuplje lijevane lopatice, a odabrane su usmjerene i monokristalne superlegure na bazi nikla. Motor sa visokim omjerom potiska i težine ima visoku temperaturu od 1650 ℃ - 1930 ℃ i mora biti zaštićen termoizolacijskim premazom. Radna temperatura legure lopatice u uslovima hlađenja i zaštite premaza je veća od 1100 ℃, što postavlja nove i veće zahteve za cenu gustine temperature materijala lopatice za vođenje u budućnosti.
b. Superlegure za lopatice turbina
Lopatice turbine su ključni rotirajući dijelovi aeromotora koji nose toplinu. Njihova radna temperatura je 50 ℃ - 100 ℃ niža od vodeće lopatice. Oni podnose veliki centrifugalni napon, naprezanje vibracijama, termičko opterećenje, strujanje vazduha i druge efekte prilikom rotacije, a uslovi rada su loši. Vek trajanja vrućih komponenti motora sa visokim odnosom potisak/težina je više od 2000h. Stoga, legura lopatica turbine mora imati visoku otpornost na puzanje i čvrstoću na lomljenje na radnoj temperaturi, dobra sveobuhvatna svojstva na visokim i srednjim temperaturama, kao što su zamor visokog i niskog ciklusa, zamor hladnoće i vrućine, dovoljna plastičnost i žilavost na udar, i osjetljivost na zareze; Visoka otpornost na oksidaciju i koroziju; Dobra toplotna provodljivost i nizak koeficijent linearnog širenja; Dobre performanse procesa livenja; Dugoročna strukturna stabilnost, bez taloženja TCP faze na radnoj temperaturi. Primijenjena legura prolazi kroz četiri faze; Primene deformisanih legura uključuju GH4033, GH4143, GH4118, itd; Primena legura za livenje uključuje K403, K417, K418, K405, usmereno očvršćeno zlato DZ4, DZ22, monokristalnu leguru DD3, DD8, PW1484, itd. Trenutno se razvila do treće generacije monokristalnih legura. Kineske monokristalne legure DD3 i DD8 koriste se u kineskim turbinama, turboventilatorskim motorima, helikopterima i brodskim motorima.
3. Visokotemperaturna legura za turbinski disk
Turbinski disk je najopterećeniji rotirajući ležajni dio turbinskog motora. Radna temperatura prirubnice kotača motora s omjerom potiska težine 8 i 10 dostiže 650 ℃ i 750 ℃, a temperatura centra točka je oko 300 ℃, uz veliku temperaturnu razliku. Tokom normalne rotacije, pokreće oštricu da se okreće velikom brzinom i podnosi maksimalnu centrifugalnu silu, termalni stres i stres vibracije. Svako pokretanje i zaustavljanje je ciklus, centar točka. Grlo, dno utora i obod nose različita kompozitna naprezanja. Od legure se zahtijeva najveća granica popuštanja, žilavost na udar i bez osjetljivosti na zareze na radnoj temperaturi; Nizak koeficijent linearne ekspanzije; Određena otpornost na oksidaciju i koroziju; Dobre performanse rezanja.
4. Vazdušna superlegura
Superlegura u tečnom raketnom motoru se koristi kao ploča za ubrizgavanje goriva komore za sagorevanje u potisnoj komori; Koleno turbinske pumpe, prirubnica, grafitni pričvršćivač kormila, itd. Visokotemperaturna legura u tečnom raketnom motoru se koristi kao panel injektora komore za gorivo u potisnoj komori; Koleno turbinske pumpe, prirubnica, grafitni pričvršćivač kormila, itd. GH4169 se koristi kao materijal za rotor turbine, vratilo, rukavac vratila, pričvršćivač i druge važne dijelove ležaja.
Materijali rotora turbine američkog raketnog motora na tečnost uglavnom uključuju usisnu cijev, lopaticu turbine i disk. Legura GH1131 se najviše koristi u Kini, a lopatica turbine zavisi od radne temperature. Inconel x, Alloy713c, Astroloy i Mar-M246 treba koristiti sukcesivno; Materijali diskova kotača uključuju Inconel 718, Waspaloy, itd. Uglavnom se koriste integralne turbine GH4169 i GH4141, a za osovinu motora GH2038A.