Hoëtemperatuurlegering word ook hittesterktelegering genoem. Volgens die matriksstruktuur kan materiale in drie kategorieë verdeel word: ystergebaseerde nikkelgebaseerde en chroomgebaseerde. Volgens die 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-onderdele van lugvaart- en lugvaartvervaardigingsenjins. Dit word hoofsaaklik gebruik vir die vervaardiging van verbrandingskamers, turbinelemme, geleidingslemme, kompressors en turbineskywe, turbinekas en ander onderdele. Die dienstemperatuurreeks is 600 ℃ - 1200 ℃. Die spanning en omgewingstoestande wissel na gelang van die onderdele wat gebruik word. Daar is streng vereistes vir die meganiese, fisiese en chemiese eienskappe van die legering. Dit is die beslissende faktor vir die werkverrigting, betroubaarheid en lewensduur van die enjin. Daarom is superlegering een van die belangrikste navorsingsprojekte op die gebied van lugvaart en nasionale verdediging in ontwikkelde lande.
Die belangrikste toepassings van superlegerings is:
1. Hoëtemperatuurlegering vir verbrandingskamer
Die verbrandingskamer (ook bekend as die vlambuis) van 'n lugvaartturbine-enjin is een van die belangrikste hoëtemperatuurkomponente. Aangesien brandstofverstuiwing, olie- en gasmenging en ander prosesse in die verbrandingskamer uitgevoer word, kan die maksimum temperatuur in die verbrandingskamer 1500 ℃ - 2000 ℃ bereik, en die wandtemperatuur in die verbrandingskamer kan 1100 ℃ bereik. Terselfdertyd dra dit ook termiese spanning en gasspanning. Die meeste enjins met 'n hoë stukrag/gewig-verhouding gebruik ringvormige verbrandingskamers, wat kort lengte en hoë hittekapasiteit het. Die maksimum temperatuur in die verbrandingskamer bereik 2000 ℃, en die wandtemperatuur bereik 1150 ℃ na gasfilm- of stoomverkoeling. Groot temperatuurgradiënte tussen verskillende dele sal termiese spanning genereer, wat skerp sal styg en daal wanneer die werkstoestand verander. Die materiaal sal onderhewig wees aan termiese skok en termiese moegheidsbelasting, 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 dienstoestande van spesifieke onderdele: dit het sekere oksidasieweerstand en gaskorrosiebestandheid onder die toestande van die gebruik van hoëtemperatuurlegering en gas; Dit het sekere oombliklike en uithouvermoë, termiese moegheidsprestasie en lae uitbreidingskoëffisiënt; Dit het genoeg plastisiteit en sweisvermoë om verwerking, vorming en verbinding te verseker; Dit het goeie organisatoriese stabiliteit onder termiese siklusse om betroubare werking binne die dienslewe te verseker.
a. MA956 allooi poreuse laminaat
In die vroeë stadium is die poreuse laminaat van HS-188-legeringsplaat gemaak deur diffusiebinding nadat dit gefotografeer, geëts, gegroef en gepons is. Die binneste laag kan volgens die ontwerpvereistes in 'n ideale verkoelingskanaal omskep 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 stukrag-gewigverhouding kan verhoog. Tans is dit steeds nodig om deur die sleuteltegnologie te breek voordat dit in praktiese gebruik geneem kan word. Die poreuse laminaat van MA956 is 'n nuwe generasie verbrandingskamermateriaal wat deur die Verenigde State bekendgestel is, wat by 1300 ℃ gebruik kan word.
b. Toepassing van keramiekkomposiete in verbrandingskamer
Die Verenigde State het sedert 1971 begin om die haalbaarheid van die gebruik van keramiek vir gasturbines te verifieer. In 1983 het sommige groepe wat betrokke was by die ontwikkeling van gevorderde materiale in die Verenigde State 'n reeks prestasie-aanwysers vir gasturbines wat in gevorderde vliegtuie gebruik word, geformuleer. Hierdie aanwysers is: verhoog die turbine-inlaattemperatuur tot 2200 ℃; werk onder die verbrandingstoestand van chemiese berekening; verminder die digtheid wat op hierdie onderdele toegepas word van 8g/cm3 tot 5g/cm3; kanselleer die verkoeling van komponente. Om aan hierdie vereistes te voldoen, sluit die bestudeerde materiale grafiet, metaalmatriks, keramiekmatrikskomposiete en intermetalliese verbindings in, benewens enkelfase-keramiek. Keramiekmatrikskomposiete (CMC) het die volgende voordele:
Die uitbreidingskoëffisiënt van keramiekmateriaal is baie kleiner as dié van 'n nikkel-gebaseerde legering, en die deklaag is maklik om af te skil. Die maak van keramiekkomposiete met intermediêre metaalvilt kan die afskilfering oorkom, wat die ontwikkelingsrigting van verbrandingskamermateriale is. Hierdie materiaal kan gebruik word met 10% - 20% verkoelingslug, en die temperatuur van metaalagter-isolasie is slegs ongeveer 800 ℃, en die hittedraende temperatuur is baie laer as dié van divergente verkoeling en filmverkoeling. Gegoten superlegering B1900 + keramiekbedekking beskermende teël word in V2500-enjins gebruik, en die ontwikkelingsrigting is om B1900 (met keramiekbedekking) teëls te vervang met SiC-gebaseerde komposiet of anti-oksidasie C/C-komposiet. Keramiekmatrikskomposiet is die ontwikkelingsmateriaal van enjinverbrandingskamers met 'n stootgewigverhouding van 15-20, en die dienstemperatuur daarvan is 1538 ℃ - 1650 ℃. Dit word gebruik vir vlambuis, drywende wand en naverbrander.
2. Hoëtemperatuurlegering vir turbine
Die turbinelem van 'n lugvaart-enjin is een van die komponente wat die ergste temperatuurlading en die slegste werksomgewing in 'n lugvaart-enjin dra. Dit moet baie groot en komplekse spanning onder hoë temperatuur dra, daarom is die materiaalvereistes baie streng. Die superlegerings vir lugvaart-enjin 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 beïnvloed word. Wanneer ongelyke verbranding in die verbrandingskamer plaasvind, is die verhittingslading van die eerste stadium-gidsvaan groot, wat die hoofrede vir die skade aan die gidsvaan is. Die dienstemperatuur daarvan is ongeveer 100 ℃ hoër as dié van die turbinelem. Die verskil is dat die statiese dele nie aan meganiese lading onderhewig is nie. Gewoonlik is dit maklik om termiese spanning, vervorming, termiese moegheidskrake en plaaslike brandwonde te veroorsaak wat veroorsaak word deur vinnige temperatuurverandering. Die gidsvaanlegering 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 gietprosesvormingsprestasie en sweisbaarheid, en bedekkingsbeskermingsprestasie.
Tans gebruik die meeste gevorderde enjins met 'n hoë stukrag/gewig-verhouding hol gegote lemme, en rigtinggewende en enkelkristal nikkel-gebaseerde superlegerings word gekies. Die enjin met 'n hoë stukrag/gewig-verhouding het 'n hoë temperatuur van 1650 ℃ - 1930 ℃ en moet beskerm word deur 'n termiese isolasielaag. Die dienstemperatuur van die lemlegering onder verkoeling- en bedekkingsbeskermingstoestande is meer as 1100 ℃, wat nuwe en hoër vereistes vir die temperatuurdigtheidskoste van die gidslemmateriaal in die toekoms stel.
b. Superlegerings vir turbinelemme
Turbinelemme is die belangrikste hittedraende roterende dele van lugvaart-enjins. Hul bedryfstemperatuur is 50 ℃ - 100 ℃ laer as die geleidingslemme. Hulle verduur groot sentrifugale spanning, vibrasiespanning, termiese spanning, lugvloei-skuring en ander effekte wanneer hulle roteer, en die werksomstandighede is swak. Die dienslewe van die warm-einde komponente van die enjin met 'n hoë stukrag/gewig-verhouding is meer as 2000 uur. Daarom moet die turbinelem-legering hoë kruipweerstand en breeksterkte by dienstemperatuur hê, goeie hoë en medium temperatuur omvattende eienskappe, soos hoë en lae siklusmoegheid, koue en warm moegheid, voldoende plastisiteit en impaktaaiheid, en kerfgevoeligheid; Hoë oksidasieweerstand en korrosiebestandheid; Goeie termiese geleidingsvermoë en lae lineêre uitbreidingskoëffisiënt; Goeie gietprosesprestasie; Langtermyn strukturele stabiliteit, geen TCP-fasepresipitasie by dienstemperatuur nie. Die toegepaste legering gaan deur vier stadiums; Vervormde legeringtoepassings sluit in GH4033, GH4143, GH4118, ens.; Die toepassing van gietlegerings sluit in K403, K417, K418, K405, rigtinggewend gestolde goud DZ4, DZ22, enkelkristallegerings DD3, DD8, PW1484, ens. Tans is dit ontwikkel tot die derde generasie enkelkristallegerings. China se enkelkristallegerings DD3 en DD8 word onderskeidelik in China se turbines, turbowaaierenjins, helikopters en skipsenjins gebruik.
3. Hoëtemperatuurlegering vir turbineskyf
Die turbineskyf is die mees belaste roterende laerdeel van die turbine-enjin. Die werktemperatuur van die wielflens van die enjin met die stukraggewigverhouding van 8 en 10 bereik 650 ℃ en 750 ℃, en die temperatuur van die wielmiddelpunt is ongeveer 300 ℃, met 'n groot temperatuurverskil. Tydens normale rotasie dryf dit die lem om teen hoë spoed te roteer en dra die maksimum sentrifugale krag, termiese spanning en vibrasiespanning. Elke begin en stop is 'n siklus, wielmiddelpunt. Die keel, groefbodem en rand dra almal verskillende saamgestelde spannings. Die legering moet die hoogste opbrengssterkte, impaksterkte en geen kerfgevoeligheid by die dienstemperatuur hê; Lae lineêre uitbreidingskoëffisiënt; Sekere oksidasie- en korrosiebestandheid; Goeie snyprestasie.
4. Lugvaart-superlegering
Die superlegering in die vloeibare vuurpyl-enjin word gebruik as die brandstofinspuitpaneel van die verbrandingskamer in die stootkamer; turbinepomp-elmboog, flens, grafietroerbevestiging, ens. Hoëtemperatuurlegering in vloeibare vuurpyl-enjins word gebruik as brandstofkamerinspuitpaneel in die stootkamer; turbinepomp-elmboog, flens, grafietroerbevestiging, ens. GH4169 word gebruik as die materiaal van turbinerotor, as, asmou, bevestigingsmiddel en ander belangrike laeronderdele.
Die turbinerotormateriaal van Amerikaanse vloeibare vuurpyl-enjins sluit hoofsaaklik inlaatpyp, turbinelem en skyf in. GH1131-legering word meestal in China gebruik, en die turbinelem hang af van die werktemperatuur. 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.