Високотемпературний сплав також називають жароміцним сплавом. Відповідно до матричної структури матеріали можна розділити на три категорії: на основі заліза, на основі нікелю та на основі хрому. За способом виробництва його можна розділити на деформований суперсплав і литий суперсплав.
Це незамінна сировина в аерокосмічній галузі. Це ключовий матеріал для високотемпературної частини аерокосмічних і авіаційних двигунів. В основному використовується для виготовлення камери згоряння, лопатки турбіни, направляючої лопатки, компресора та диска турбіни, корпуса турбіни та інших частин. Діапазон робочих температур 600 ℃ - 1200 ℃. Навантаження та умови навколишнього середовища залежать від використовуваних частин. Існують жорсткі вимоги до механічних, фізичних і хімічних властивостей сплаву. Це вирішальний фактор для продуктивності, надійності та терміну служби двигуна. Тому суперсплав є одним із ключових дослідницьких проектів у галузі аерокосмічної та національної оборони в розвинених країнах.
Основні сфери застосування суперсплавів:
1. Високотемпературний сплав для камери згоряння
Камера згоряння (також відома як жарова труба) авіаційного турбінного двигуна є одним із ключових високотемпературних компонентів. Оскільки розпилення палива, змішування нафти та газу та інші процеси здійснюються в камері згоряння, максимальна температура в камері згоряння може досягати 1500 ℃ - 2000 ℃, а температура стінки в камері згоряння може досягати 1100 ℃. У той же час він також несе термічний стрес і газовий стрес. Більшість двигунів з високим співвідношенням тяги/маси використовують кільцеві камери згоряння, які мають коротку довжину та високу теплоємність. Максимальна температура в камері згоряння досягає 2000 ℃, а температура стінки досягає 1150 ℃ після газового плівкового або парового охолодження. Великі температурні градієнти між різними частинами створюватимуть термічну напругу, яка різко зростатиме та знижуватиметься при зміні робочого стану. Матеріал буде піддаватися термічному удару та навантаженню від термічної втоми, і буде спотворення, тріщини та інші дефекти. Як правило, камера згоряння виготовлена з листового сплаву, а технічні вимоги підсумовуються наступним чином відповідно до умов експлуатації конкретних частин: вона має певну стійкість до окислення та стійкість до газової корозії в умовах використання високотемпературного сплаву та газу; Він має певну миттєву міцність і витривалість, продуктивність термічної втоми та низький коефіцієнт розширення; Він має достатню пластичність і здатність до зварювання для забезпечення обробки, формування та з'єднання; Він має гарну організаційну стабільність під час термічного циклу, щоб забезпечити надійну роботу протягом терміну служби.
a. Пористий ламінат зі сплаву MA956
На ранній стадії пористий ламінат виготовлявся з листа сплаву HS-188 шляхом дифузійного склеювання після фотографування, травлення, рифлення та пробивання. Внутрішній шар можна перетворити на ідеальний канал охолодження відповідно до вимог конструкції. Це охолодження конструкції потребує лише 30% охолоджуючого газу традиційного плівкового охолодження, що може покращити ефективність теплового циклу двигуна, зменшити фактичну теплоносну здатність матеріалу камери згоряння, зменшити вагу та збільшити тягову вагу співвідношення. На даний момент ще необхідно розробити ключову технологію, перш ніж її можна буде застосувати на практиці. Пористий ламінат з MA956 - це нове покоління матеріалу камери згоряння, представлене Сполученими Штатами, яке можна використовувати при 1300 ℃.
b. Застосування керамічних композитів у камері згоряння
Сполучені Штати почали перевіряти доцільність використання кераміки для газових турбін з 1971 року. У 1983 році деякі групи, які займаються розробкою передових матеріалів у Сполучених Штатах, сформулювали низку показників ефективності для газових турбін, які використовуються в сучасних літаках. Такими показниками є: підвищення температури на вході в турбіну до 2200 ℃; Працювати в режимі горіння хімічного розрахунку; Зменшіть щільність, що наноситься на ці частини, з 8 г/см3 до 5 г/см3; Скасувати охолодження компонентів. Щоб відповідати цим вимогам, досліджувані матеріали включають графіт, металеву матрицю, композити з керамічною матрицею та інтерметалічні сполуки на додаток до однофазної кераміки. Керамічні матричні композити (КМК) мають такі переваги:
Коефіцієнт розширення керамічного матеріалу набагато менший, ніж у сплаву на основі нікелю, і покриття легко знімається. Виготовлення керамічних композитів із проміжним металевим фетром може подолати дефект відшаровування, який є напрямком розвитку матеріалів камери згоряння. Цей матеріал можна використовувати з 10% - 20% охолоджувального повітря, а температура металевої задньої ізоляції становить лише близько 800 ℃, а температура підшипника тепла набагато нижча, ніж у дивергентного охолодження та плівкового охолодження. У двигуні V2500 використовується захисна плитка з литого суперсплаву B1900 + керамічне покриття, а напрямок розробки полягає в заміні плитки B1900 (з керамічним покриттям) композитом на основі SiC або антиокислювальним C/C композитом. Композит з керамічною матрицею є матеріалом для розробки камери згоряння двигуна з коефіцієнтом ваги тяги 15-20, а його робоча температура становить 1538 ℃ - 1650 ℃. Він використовується для жарової труби, плаваючої стінки та камери допалювання.
2. Висока температура сплаву для турбіни
Лопатка турбіни авіаційного двигуна є одним із компонентів, які витримують найбільше температурне навантаження та найгірше робоче середовище в авіаційному двигуні. Він має витримувати дуже велике та складне навантаження під дією високої температури, тому вимоги до його матеріалів дуже суворі. Суперсплави для турбінних лопаток авіаційних двигунів поділяються на:
a. Високотемпературний сплав для керівництва
Дефлектор є однією з частин турбінного двигуна, на яку найбільше впливає тепло. Коли в камері згоряння відбувається нерівномірне згоряння, теплове навантаження напрямної лопатки першого ступеня є великим, що є основною причиною пошкодження направляючої лопатки. Його робоча температура приблизно на 100 ℃ вища, ніж у лопатки турбіни. Відмінність полягає в тому, що статичні частини не піддаються механічному навантаженню. Зазвичай через швидку зміну температури легко спричинити термічний стрес, деформацію, тріщину від термічної втоми та локальний опік. Сплав направляючої лопатки повинен мати такі властивості: достатню високотемпературну міцність, постійну повзучість і хороші характеристики термічної втоми, високу стійкість до окислення та термічної корозії, стійкість до термічної напруги та вібрації, здатність до деформації згину, хороші характеристики процесу лиття та зварюваність, і ефективність захисту покриття.
В даний час у більшості передових двигунів з високим співвідношенням тяги/ваги використовуються порожнисті литі лопаті, а також обрані спрямовані та монокристалічні суперсплави на основі нікелю. Двигун з високою тягою до ваги має високу температуру 1650 ℃ - 1930 ℃ і потребує захисту теплоізоляційним покриттям. Температура експлуатації сплаву леза в умовах охолодження та захисту покриття становить понад 1100 ℃, що висуває нові та вищі вимоги до вартості щільності температури матеріалу направляючого леза в майбутньому.
b. Суперсплави для турбінних лопаток
Лопатки турбіни є основними теплоносними обертовими частинами авіаційних двигунів. Їх робоча температура на 50 ℃ - 100 ℃ нижча, ніж у направляючих лез. Вони зазнають великих відцентрових навантажень, вібраційних навантажень, термічних навантажень, розтирання повітряним потоком та інших впливів під час обертання, а умови роботи є поганими. Термін служби гарячих компонентів двигуна з високою тяговитістю становить понад 2000 год. Таким чином, сплав турбінної лопатки повинен мати високу стійкість до повзучості та міцність на розрив при температурі експлуатації, хороші комплексні властивості при високих і середніх температурах, такі як втома при високих і низьких циклах, холодна і гаряча втома, достатня пластичність і ударна в'язкість, а також чутливість до надрізів; Висока стійкість до окислення і корозії; Хороша теплопровідність і низький коефіцієнт лінійного розширення; Хороша продуктивність процесу лиття; Довгострокова структурна стабільність, відсутність фази TCP при робочій температурі. Нанесений сплав проходить чотири етапи; Застосування деформованих сплавів включають GH4033, GH4143, GH4118 тощо; Застосування ливарного сплаву включає K403, K417, K418, K405, спрямоване затверділе золото DZ4, DZ22, монокристалічний сплав DD3, DD8, PW1484 тощо. В даний час він розвинувся до третього покоління монокристалічних сплавів. Китайський монокристалічний сплав DD3 і DD8 відповідно використовується в китайських турбінах, турбовентиляторних двигунах, вертольотах і корабельних двигунах.
3. Жаркоплавкий сплав для диска турбіни
Диск турбіни є найбільш навантаженою обертовою опорною частиною турбінного двигуна. Робоча температура фланця колеса двигуна з коефіцієнтом ваги тяги 8 і 10 досягає 650 ℃ і 750 ℃, а температура центру колеса становить близько 300 ℃, з великою різницею температур. Під час нормального обертання він змушує лезо обертатися на високій швидкості та витримує максимальну відцентрову силу, термічне навантаження та навантаження вібрації. Кожен запуск і зупинка є циклом, центром колеса. Горло, дно канавки та край зазнають різних складових навантажень. Від сплаву вимагається найвища межа текучості, ударна в'язкість і відсутність чутливості до надрізів при робочій температурі; Низький коефіцієнт лінійного розширення; Певна стійкість до окислення та корозії; Хороша продуктивність різання.
4. Аерокосмічний суперсплав
Суперсплав в рідинному ракетному двигуні використовується як панель паливного інжектора камери згоряння в камері тяги; Коліно турбінного насоса, фланець, графітове кріплення керма тощо. Високотемпературний сплав у рідинних ракетних двигунах використовується як панель інжектора паливної камери в камері тяги; Коліно турбінного насоса, фланець, графітове кріплення керма тощо. GH4169 використовується як матеріал ротора турбіни, вала, втулки вала, кріплення та інших важливих частин підшипника.
Матеріали ротора турбіни американського рідинного ракетного двигуна в основному включають впускну трубу, лопатку турбіни та диск. Сплав GH1131 в основному використовується в Китаї, а лопатка турбіни залежить від робочої температури. Inconel x, Alloy713c, Astroloy і Mar-M246 слід використовувати послідовно; Матеріали колісних дисків включають Inconel 718, Waspaloy тощо. В основному використовуються інтегральні турбіни GH4169 і GH4141, а для валу двигуна використовується GH2038A.