Hoë temperatuur legering word ook hittesterkte legering genoem. Volgens die matriksstruktuur kan materiale in drie kategorieë verdeel word: yster-gebaseerde nikkel-gebaseerde en chroom-gebaseerde. Volgens produksiemodus kan dit verdeel word in vervormde superlegering en gegote superlegering.
Dit is 'n onontbeerlike grondstof in die lugvaartveld. Dit is die sleutelmateriaal vir die hoëtemperatuur-deel van lugvaart- en lugvaartvervaardigingsenjins. Dit word hoofsaaklik gebruik vir die vervaardiging van verbrandingskamer, turbinelem, leilem, kompressor en turbineskyf, turbinekas en ander onderdele. Die dienstemperatuurreeks is 600 ℃ - 1200 ℃. Die spanning en omgewingstoestande verskil met die dele wat gebruik word. Daar is streng vereistes vir die meganiese, fisiese en chemiese eienskappe van die legering. Dit is die deurslaggewende faktor vir die werkverrigting, betroubaarheid en lewensduur van die enjin. Daarom is superlegering een van die sleutelnavorsingsprojekte op die gebied van lugvaart en nasionale verdediging in ontwikkelde lande.
Die belangrikste toepassings van superlegerings is:
1. Hoë temperatuur legering vir verbrandingskamer
Die verbrandingskamer (ook bekend as vlambuis) van lugvaartturbine-enjin is een van die belangrikste hoëtemperatuurkomponente. Aangesien brandstofverstuiving, olie- en gasvermenging en ander prosesse in die verbrandingskamer uitgevoer word, kan die maksimum temperatuur in die verbrandingskamer 1500 ℃ - 2000 ℃ bereik, en die muurtemperatuur in die verbrandingskamer kan 1100 ℃ bereik. Terselfdertyd dra dit ook termiese spanning en gasspanning. Die meeste enjins met 'n hoë stoot/gewig verhouding gebruik ringvormige verbrandingskamers, wat kort lengte en hoë hitte kapasiteit het. Die maksimum temperatuur in die verbrandingskamer bereik 2000 ℃, en die muurtemperatuur bereik 1150 ℃ na gasfilm of stoomverkoeling. Groot temperatuurgradiënte tussen verskeie dele sal termiese spanning genereer, wat skerp sal styg en daal wanneer die werktoestand verander. Die materiaal sal onderhewig wees aan termiese skok en termiese moegheidslading, en daar sal vervorming, krake en ander foute wees. Oor die algemeen word die verbrandingskamer van plaatlegering gemaak, en die tegniese vereistes word soos volg opgesom volgens die diensvoorwaardes van spesifieke dele: dit het sekere oksidasieweerstand en gaskorrosieweerstand onder die toestande van die gebruik van hoëtemperatuurlegering en gas; Dit het sekere oombliklike en uithouvermoë, termiese moegheidsprestasie en lae uitsettingskoëffisiënt; Dit het genoeg plastisiteit en sweisvermoë om verwerking, vorming en verbinding te verseker; Dit het goeie organisatoriese stabiliteit onder termiese siklus om betroubare werking binne die dienslewe te verseker.
a. MA956 allooi poreuse laminaat
In die vroeë stadium is die poreuse laminaat gemaak van HS-188-legeringsplaat deur diffusiebinding nadat dit gefotografeer, geëts, gegroef en gepons is. Die binneste laag kan volgens die ontwerpvereistes in 'n ideale verkoelingskanaal gemaak word. Hierdie struktuurverkoeling benodig slegs 30% van die verkoelingsgas van die tradisionele filmverkoeling, wat die termiese siklusdoeltreffendheid van die enjin kan verbeter, die werklike hittedraende kapasiteit van die verbrandingskamermateriaal kan verminder, die gewig kan verminder en die stootgewig kan verhoog. verhouding. Tans is dit steeds nodig om deur die sleuteltegnologie te breek voordat dit in praktiese gebruik geneem kan word. Die poreuse laminaat gemaak van MA956 is 'n nuwe generasie verbrandingskamermateriaal wat deur die Verenigde State bekendgestel is, wat teen 1300 ℃ gebruik kan word.
b. Toepassing van keramiek-komposiete in verbrandingskamer
Die Verenigde State het begin om die uitvoerbaarheid van die gebruik van keramiek vir gasturbines sedert 1971 te verifieer. In 1983 het sommige groepe wat betrokke was by die ontwikkeling van gevorderde materiale in die Verenigde State 'n reeks prestasie-aanwysers geformuleer vir gasturbines wat in gevorderde vliegtuie gebruik word. Hierdie aanwysers is: verhoog die turbine-inlaattemperatuur tot 2200 ℃; Werk onder die verbrandingstoestand van chemiese berekening; Verminder die digtheid wat op hierdie dele toegedien word van 8g/cm3 tot 5g/cm3; Kanselleer afkoeling van komponente. Ten einde aan hierdie vereistes te voldoen, sluit die materiale wat bestudeer is grafiet, metaalmatriks, keramiekmatrikssamestellings en intermetaalverbindings in bykomend tot enkelfase keramiek in. Keramiekmatrikssamestellings (CMC) het die volgende voordele:
Die uitsettingskoëffisiënt van keramiekmateriaal is baie kleiner as dié van nikkel-gebaseerde legering, en die deklaag is maklik om af te skil. Die maak van keramiek-komposiete met intermediêre metaalvilt kan die defek van afskilfering oorkom, wat die ontwikkelingsrigting van verbrandingskamermateriaal is. Hierdie materiaal kan met 10% - 20% verkoelingslug gebruik word, en die temperatuur van metaalrugisolasie is slegs ongeveer 800 ℃, en die hittedraende temperatuur is baie laer as dié van divergente verkoeling en filmverkoeling. Gegote superlegering B1900 + keramiekbedekking beskermende teël word in V2500-enjin gebruik, en die ontwikkelingsrigting is om B1900 (met keramiekbedekking) teël te vervang met SiC-gebaseerde saamgestelde of anti-oksidasie C/C saamgestelde. Keramiekmatriks-saamgestelde is die ontwikkelingsmateriaal van enjinverbrandingskamer met 'n stootgewigverhouding van 15-20, en sy dienstemperatuur is 1538 ℃ - 1650 ℃. Dit word gebruik vir vlambuis, drywende muur en nabrander.
2. Hoë temperatuur legering vir turbine
Vliegmotor-turbinelem is een van die komponente wat die ergste temperatuurlading en die slegste werksomgewing in die lugvaart-enjin dra. Dit moet baie groot en komplekse spanning onder hoë temperatuur dra, so sy materiaalvereistes is baie streng. Die superlegerings vir lugmotor-turbinelemme word verdeel in:
a. Hoë temperatuur legering vir gids
Die deflektor is een van die dele van die turbine-enjin wat die meeste deur hitte geraak word. Wanneer ongelyke verbranding in die verbrandingskamer voorkom, is die verhittingslading van die eerste-stadium leivaan groot, wat die hoofrede vir die skade van die leivaan is. Die dienstemperatuur is ongeveer 100 ℃ hoër as dié van die turbinelem. Die verskil is dat die statiese dele nie onderhewig is aan meganiese las nie. Gewoonlik is dit maklik om termiese spanning, vervorming, termiese moegheid kraak en plaaslike brand veroorsaak deur vinnige temperatuur verandering veroorsaak. Die leischoeplegering moet die volgende eienskappe hê: voldoende hoë temperatuursterkte, permanente kruipprestasie en goeie termiese moegheidsprestasie, hoë oksidasieweerstand en termiese korrosieprestasie, termiese spanning en vibrasieweerstand, buigvervormingsvermoë, goeie gietproses gietwerkverrigting en sweisbaarheid, en deklaagbeskermingsprestasie.
Tans gebruik die meeste gevorderde enjins met 'n hoë stoot/gewig verhouding hol gegote lemme, en rigtinggewende en enkelkristal nikkel-gebaseerde superlegerings word gekies. Die enjin met 'n hoë stoot-gewig verhouding het 'n hoë temperatuur van 1650 ℃ - 1930 ℃ en moet beskerm word deur termiese isolasie laag. Die dienstemperatuur van die lemlegering onder verkoelings- en coatingbeskermingstoestande is meer as 1100 ℃, wat nuwe en hoër vereistes stel vir die temperatuurdigtheidskoste van die gidslemmateriaal in die toekoms.
b. Superlegerings vir turbinelemme
Turbinelemme is die sleutel hittedraende roterende dele van lugvaartenjins. Hul bedryfstemperatuur is 50 ℃ - 100 ℃ laer as die gidslemme. Hulle dra groot sentrifugale spanning, vibrasie spanning, termiese spanning, lugvloei skuur en ander effekte wanneer hulle roteer, en die werksomstandighede is swak. Die lewensduur van die warmpuntkomponente van die enjin met 'n hoë stoot/gewig verhouding is meer as 2000h. Daarom sal die turbinelemlegering hoë kruipweerstand en breuksterkte by dienstemperatuur hê, goeie hoë en medium temperatuur omvattende eienskappe, soos hoë en lae siklus moegheid, koue en warm moegheid, voldoende plastisiteit en impak taaiheid, en kerf sensitiwiteit; Hoë oksidasieweerstand en korrosiebestandheid; Goeie termiese geleidingsvermoë en lae koëffisiënt van lineêre uitsetting; Goeie gietprosesprestasie; Langtermyn strukturele stabiliteit, geen TCP-fase neerslag by dienstemperatuur nie. Die toegepaste legering gaan deur vier stadiums; Vervormde legeringstoepassings sluit in GH4033, GH4143, GH4118, ens; Die toepassing van gietlegering sluit in K403, K417, K418, K405, rigtinggestolde goud DZ4, DZ22, enkelkristallegering DD3, DD8, PW1484, ens. Tans het dit ontwikkel tot die derde generasie enkelkristallegerings. China se enkelkristallegering DD3 en DD8 word onderskeidelik in China se turbines, turbowaaier-enjins, helikopters en skeeps-enjins gebruik.
3. Hoë temperatuur legering vir turbine skyf
Die turbineskyf is die mees gespanne roterende draende deel van die turbine-enjin. Die werktemperatuur van die wielflens van die enjin met die stootgewigverhouding van 8 en 10 bereik 650 ℃ en 750 ℃, en die temperatuur van die wielsentrum is ongeveer 300 ℃, met 'n groot temperatuurverskil. Tydens normale rotasie dryf dit die lem om teen hoë spoed te draai en dra die maksimum sentrifugale krag, termiese spanning en vibrasiespanning. Elke begin en stop is 'n siklus, wiel sentrum. Die keel, groefbodem en rand dra almal verskillende saamgestelde spannings. Daar word van die legering verwag om die hoogste opbrengssterkte, slagtaaiheid en geen kerfsensitiwiteit by die dienstemperatuur te hê nie; Lae lineêre uitsettingskoëffisiënt; Sekere oksidasie- en korrosiebestandheid; Goeie snyprestasie.
4. Ruimtevaart superlegering
Die superlegering in die vloeibare vuurpyl-enjin word gebruik as die brandstofinspuitpaneel van die verbrandingskamer in die stootkamer; Turbine pomp elmboog, flens, grafiet roer bevestiging, ens Hoë temperatuur legering in vloeibare vuurpyl enjin word gebruik as brandstof kamer inspuit paneel in stoot kamer; Turbine pomp elmboog, flens, grafiet roer bevestiging, ens. GH4169 word gebruik as die materiaal van turbine rotor, as, as huls, bevestiging en ander belangrike draende dele.
Die turbinerotormateriaal van die Amerikaanse vloeibare vuurpylmotor sluit hoofsaaklik inlaatpyp, turbinelem en skyf in. GH1131-legering word meestal in China gebruik, en die turbinelem hang af van die werkstemperatuur. Inconel x, Alloy713c, Astroloy en Mar-M246 moet agtereenvolgens gebruik word; Die wielskyfmateriaal sluit Inconel 718, Waspaloy, ens in. GH4169 en GH4141 integrale turbines word meestal gebruik, en GH2038A word vir die enjinas gebruik.