Жароміцний сплав також називають жароміцним сплавом. За структурою матриці матеріали можна розділити на три категорії: на основі заліза, нікелю та хрому. За способом виробництва їх можна розділити на деформовані суперсплави та литі суперсплави.
Це незамінна сировина в аерокосмічній галузі. Це ключовий матеріал для високотемпературних частин аерокосмічних та авіаційних двигунів. Він в основному використовується для виготовлення камер згоряння, лопаток турбін, напрямних лопаток, дисків компресорів та турбін, корпусів турбін та інших деталей. Діапазон робочих температур становить від 600 ℃ до 1200 ℃. Напруження та умови навколишнього середовища залежать від використовуваних деталей. Існують суворі вимоги до механічних, фізичних та хімічних властивостей сплаву. Це вирішальний фактор для продуктивності, надійності та терміну служби двигуна. Тому суперсплав є одним з ключових дослідницьких проектів у галузі аерокосмічної та національної оборони в розвинених країнах.
Основні застосування суперсплавів:
1. Високотемпературний сплав для камери згоряння
Камера згоряння (також відома як жарова труба) авіаційного турбінного двигуна є одним з ключових високотемпературних компонентів. Оскільки в камері згоряння відбуваються розпилення палива, змішування оливи та газу та інші процеси, максимальна температура в камері згоряння може досягати 1500 ℃ - 2000 ℃, а температура стінок камери згоряння може досягати 1100 ℃. Водночас вона також зазнає термічних та газових напружень. Більшість двигунів з високим співвідношенням тяги до ваги використовують кільцеві камери згоряння, які мають коротку довжину та високу теплоємність. Максимальна температура в камері згоряння досягає 2000 ℃, а температура стінок після газової плівки або охолодження парою досягає 1150 ℃. Великі градієнти температур між різними деталями створюють термічні напруження, які різко зростають та знижуються при зміні робочого стану. Матеріал піддається термічному удару та термічній втомі, а також можуть виникати деформації, тріщини та інші дефекти. Зазвичай камера згоряння виготовляється з листового сплаву, а технічні вимоги до неї залежно від умов експлуатації конкретних деталей узагальнюються наступним чином: вона має певну стійкість до окислення та газової корозії за умов використання високотемпературного сплаву та газу; має певну миттєву та довговічну міцність, стійкість до термічної втоми та низький коефіцієнт розширення; має достатню пластичність та зварювальні властивості для забезпечення обробки, формування та з'єднання; має добру організаційну стабільність при термічному циклі для забезпечення надійної роботи протягом терміну служби.
a. Пористий ламінат зі сплаву MA956
На ранній стадії пористий ламінат виготовлявся з листового сплаву HS-188 методом дифузійного зварювання після фотографування, травлення, канавок та штампування. Внутрішній шар може бути перетворений на ідеальний охолоджувальний канал відповідно до вимог проекту. Для охолодження цієї конструкції потрібно лише 30% охолоджувального газу, ніж для традиційного плівкового охолодження, що може підвищити ефективність теплового циклу двигуна, зменшити фактичну теплоносійну здатність матеріалу камери згоряння, зменшити вагу та збільшити коефіцієнт тяги та ваги. Наразі все ще необхідно прорватися в ключову технологію, перш ніж її можна буде впровадити в практичне використання. Пористий ламінат, виготовлений з MA956, - це нове покоління матеріалу для камер згоряння, представлене Сполученими Штатами, яке можна використовувати при температурі 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, що займаються розробкою передових матеріалів у Сполучених Штатах, сформулювали низку показників ефективності газових турбін, що використовуються в сучасних літаках. Ці показники: підвищення температури на вході турбіни до 2200 ℃; робота в стані горіння за хімічним розрахунком; зменшення щільності, що застосовується до цих деталей, з 8 г/см³ до 5 г/см³; скасування охолодження компонентів. Для задоволення цих вимог досліджувані матеріали включають графіт, металеву матрицю, керамічно-матричні композити та інтерметалеві сполуки на додаток до однофазної кераміки. Керамічно-матричні композити (КМК) мають такі переваги:
Коефіцієнт розширення керамічного матеріалу значно менший, ніж у сплавів на основі нікелю, а покриття легко відшаровується. Виготовлення керамічних композитів з проміжним металевим фетром може подолати проблему відшаровування, що є напрямком розвитку матеріалів камер згоряння. Цей матеріал можна використовувати з охолоджувальним повітрям 10%-20%, а температура металевої задньої ізоляції становить лише близько 800 ℃, а температура теплоносія значно нижча, ніж при дивергентному охолодженні та плівковому охолодженні. Лита захисна плитка з керамічного покриття B1900+ використовується в двигуні V2500, і напрямком розвитку є заміна плитки B1900 (з керамічним покриттям) на композит на основі SiC або антиокислювальний C/C композит. Керамічно-матричний композит є матеріалом, з якого розробляється камера згоряння двигуна, має коефіцієнт тяги-ваги 15-20, а його робоча температура становить 1538 ℃-1650 ℃. Він використовується для жарових труб, плаваючих стінок та форсажних камер.
2. Високотемпературний сплав для турбіни
Лопатка турбіни авіаційного двигуна є одним з компонентів, що піддаються найсуворішому температурному навантаженню та найгіршим робочим умовам в авіаційному двигуні. Вона повинна витримувати дуже великі та складні напруження за високої температури, тому вимоги до її матеріалів дуже суворі. Суперсплави для лопаток турбіни авіаційного двигуна поділяються на:
a.Високотемпературний сплав для напрямної
Дефлектор є однією з частин турбінного двигуна, яка найбільше піддається впливу тепла. Коли в камері згоряння відбувається нерівномірне згоряння, теплове навантаження направляючого апарата першого ступеня є великим, що є основною причиною пошкодження напрямного апарата. Його робоча температура приблизно на 100 ℃ вища, ніж температура лопатки турбіни. Різниця полягає в тому, що статичні деталі не піддаються механічному навантаженню. Зазвичай, швидко змінюється температура, легко спричиняє термічні напруження, деформації, тріщини від термічної втоми та локальні опіки. Сплав напрямного апарату повинен мати такі властивості: достатню міцність при високих температурах, стійкість до повзучості та хороші характеристики термічної втоми, високу стійкість до окислення та термічної корозії, стійкість до термічних напружень та вібрацій, здатність до деформації згину, хороші характеристики лиття та зварюваність, а також захисні властивості покриття.
Наразі більшість сучасних двигунів з високим співвідношенням тяги до ваги використовують порожнисті литі лопаті, а також вибирають спрямовані та монокристалічні суперсплави на основі нікелю. Двигун з високим співвідношенням тяги до ваги має високу температуру 1650 ℃ - 1930 ℃ і потребує захисту теплоізоляційним покриттям. Робоча температура сплаву лопаті в умовах охолодження та захисту покриття перевищує 1100 ℃, що висуває нові та вищі вимоги до вартості температурної щільності матеріалу направляючої лопаті в майбутньому.
b. Суперсплави для лопаток турбін
Лопатки турбін є ключовими теплоносіями, що обертаються, авіаційних двигунів. Їхня робоча температура на 50 ℃ - 100 ℃ нижча, ніж у напрямних лопаток. Під час обертання вони зазнають значних відцентрових навантажень, вібраційних навантажень, термічних навантажень, абразивного потоку та інших впливів, а також мають погані умови роботи. Термін служби гарячих компонентів двигуна з високим співвідношенням тяги до ваги становить понад 2000 годин. Тому сплав, виготовлений для лопаток турбіни, повинен мати високий опір повзучості та міцність на розрив за робочої температури, добрі комплексні властивості за високих та середніх температур, такі як високо- та низькоциклова втома, холодна та гаряча втома, достатню пластичність та ударну в'язкість, а також чутливість до надрізів; високу стійкість до окислення та корозії; добру теплопровідність та низький коефіцієнт лінійного розширення; хороші характеристики процесу лиття; тривалу структурну стабільність, відсутність осадження фази TCP за робочої температури. Застосовуваний сплав проходить чотири стадії; деформовані сплави застосовуються для GH4033, GH4143, GH4118 тощо; Застосування ливарних сплавів включає K403, K417, K418, K405, спрямовано затверділе золото DZ4, DZ22, монокристалічні сплави DD3, DD8, PW1484 тощо. Наразі це третє покоління монокристалічних сплавів. Китайські монокристалічні сплави DD3 та DD8 відповідно використовуються в китайських турбінах, турбовентиляторних двигунах, гелікоптерах та суднових двигунах.
3. Високотемпературний сплав для диска турбіни
Турбінний диск є найбільш навантаженою обертовою частиною турбінного двигуна. Робоча температура фланця колеса двигуна з коефіцієнтом тяги 8 та 10 досягає 650 ℃ та 750 ℃, а температура центру колеса становить близько 300 ℃ з великою різницею температур. Під час нормального обертання він змушує лопатку обертатися з високою швидкістю та витримувати максимальну відцентрову силу, термічне напруження та вібраційне напруження. Кожен пуск та зупинка є циклом центру колеса. Горловина, дно канавки та обід зазнають різних складових напружень. Сплав повинен мати найвищу межу текучості, ударну в'язкість та відсутність чутливості до надрізів при робочій температурі; низький коефіцієнт лінійного розширення; певну стійкість до окислення та корозії; добру ріжучу здатність.
4. Аерокосмічний суперсплав
Суперсплав у рідинному ракетному двигуні використовується як панель форсунки палива камери згоряння в камері тяги; коліно турбінного насоса, фланець, графітове кріплення керма тощо. Високотемпературний сплав у рідинному ракетному двигуні використовується як панель форсунки 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 деталей підшипника.
Матеріали ротора турбіни американського рідинного ракетного двигуна в основному включають впускну трубу, лопатку турбіни та диск. У Китаї здебільшого використовується сплав GH1131, а лопатка турбіни залежить від робочої температури. По черзі слід використовувати Inconel x, Alloy713c, Astroloy та Mar-M246; матеріали дисків коліс включають Inconel 718, Waspaloy тощо. Для інтегральних турбін здебільшого використовуються GH4169 та GH4141, а для вала двигуна - GH2038A.