Легурата со висока температура се нарекува и легура на јачина на топлина. Според структурата на матрицата, материјалите можат да се поделат во три категории: никел на база на железо и на база на хром. Според начинот на производство, може да се подели на деформирана суперлегура и лиена суперлегура.
Тоа е незаменлива суровина во воздушната област. Тоа е клучниот материјал за високотемпературниот дел од моторите за производство на воздухопловна и авијација. Главно се користи за производство на комора за согорување, нож на турбина, водилка, компресор и турбински диск, куќиште за турбина и други делови. Температурниот опсег на услугата е 600 ℃ - 1200 ℃. Стресот и условите на околината варираат во зависност од користените делови. Постојат строги барања за механичките, физичките и хемиските својства на легурата. Тоа е одлучувачки фактор за перформансите, доверливоста и животниот век на моторот. Затоа, суперлегурата е еден од клучните истражувачки проекти во полето на воздушната и националната одбрана во развиените земји.
Главните примени на суперлегурите се:
1. Високотемпературна легура за комората за согорување
Комората за согорување (позната и како пламен цевка) на авијацискиот турбински мотор е една од клучните компоненти на висока температура. Бидејќи атомизацијата на горивото, мешањето нафта и гас и други процеси се изведуваат во комората за согорување, максималната температура во комората за согорување може да достигне 1500 ℃ - 2000 ℃, а температурата на ѕидот во комората за согорување може да достигне 1100 ℃. Во исто време, тој исто така носи термички стрес и стрес на гас. Повеќето мотори со висок сооднос на потисок/тежина користат прстенести комори за согорување, кои имаат кратка должина и голем топлински капацитет. Максималната температура во комората за согорување достигнува 2000 ℃, а температурата на ѕидот достигнува 1150 ℃ по гасниот филм или ладењето со пареа. Големите температурни градиенти помеѓу различни делови ќе генерираат термички стрес, кој нагло ќе се зголемува и опаѓа кога ќе се промени работната состојба. Материјалот ќе биде подложен на термички шок и термички замор оптоварување, а ќе има и искривување, пукнатини и други дефекти. Општо земено, комората за согорување е направена од легура на лим, а техничките барања се сумирани на следниов начин според условите за сервисирање на одредени делови: има одредена отпорност на оксидација и отпорност на корозија на гас под услови на употреба на легура и гас со висока температура; Има одредена моментална и издржлива сила, перформанси на термички замор и низок коефициент на експанзија; Има доволно пластичност и способност за заварување за да обезбеди обработка, формирање и поврзување; Има добра организациска стабилност при термички циклус за да обезбеди сигурна работа во текот на работниот век.
а. Порозен ламинат од легура MA956
Во раната фаза, порозниот ламинат беше направен од лим од легура HS-188 со дифузно поврзување откако беше фотографиран, гравиран, жлеб и удрен. Внатрешниот слој може да се направи во идеален канал за ладење според барањата на дизајнот. Ова ладење на структурата има потреба од само 30% од гасот за ладење на традиционалното филмско ладење, што може да ја подобри ефикасноста на термичкиот циклус на моторот, да го намали вистинскиот капацитет на носење топлина на материјалот на комората за согорување, да ја намали тежината и да ја зголеми тежината на потисок. сооднос. Во моментов, сè уште е неопходно да се пробие клучната технологија пред да може да се стави во практична употреба. Порозниот ламинат направен од MA956 е нова генерација на материјал за комората за согорување воведен од Соединетите Држави, кој може да се користи на 1300 ℃.
б. Примена на керамички композити во комората за согорување
Соединетите Американски Држави почнаа да ја проверуваат можноста за користење керамика за гасни турбини од 1971 година. Во 1983 година, некои групи ангажирани во развојот на напредни материјали во Соединетите држави формулираа серија индикатори за изведба за гасни турбини што се користат во напредни авиони. Овие индикатори се: зголемување на влезната температура на турбината до 2200 ℃; Работат во состојба на согорување на хемиска пресметка; Намалете ја густината применета на овие делови од 8g/cm3 на 5g/cm3; Откажете го ладењето на компонентите. Со цел да се исполнат овие барања, изучените материјали вклучуваат графит, метална матрица, композити од керамичка матрица и меѓуметални соединенија покрај еднофазната керамика. Композитите со керамичка матрица (CMC) ги имаат следните предности:
Коефициентот на експанзија на керамичкиот материјал е многу помал од оној на легура на база на никел, а облогата лесно се олупи. Со изработка на керамички композити со средно метален филц може да се надмине дефектот на лупење, што е насока на развој на материјалите од комората за согорување. Овој материјал може да се користи со 10% - 20% воздух за ладење, а температурата на металната задна изолација е само околу 800 ℃, а температурата на лежиштето на топлина е далеку пониска од онаа на различното ладење и ладењето на филмот. Заштитната плочка од лиена суперлегура B1900+керамичка облога се користи во моторот V2500, а насоката на развој е да се замени плочката B1900 (со керамичка обвивка) со композитен или антиоксидационен C/C композитен или антиоксидациски C/C композит. Композитот со керамичка матрица е развоен материјал на комората за согорување на моторот со сооднос на тежина на потисок од 15-20, а неговата работна температура е 1538 ℃ - 1650 ℃. Се користи за пламена цевка, пловечки ѕид и пламеник.
2. Високотемпературна легура за турбина
Сечилото на турбината на аеро-моторот е една од компонентите што го носат најтешкото температурно оптоварување и најлошата работна средина во аеро-моторот. Мора да поднесува многу голем и сложен стрес при висока температура, така што неговите барања за материјал се многу строги. Суперлегурите за лопатките на турбината со аеро-мотор се поделени на:
a.Висока температура легура за водич
Дефлекторот е еден од деловите на турбинскиот мотор на кој најмногу влијае топлината. Кога се случува нерамномерно согорување во комората за согорување, грејното оптоварување на водечкото крило од првата фаза е големо, што е главната причина за оштетувањето на водилката. Неговата работна температура е околу 100 ℃ повисока од онаа на сечилото на турбината. Разликата е во тоа што статичките делови не подлежат на механичко оптоварување. Вообичаено, лесно е да се предизвика термички стрес, изобличување, пукнатина од термички замор и локално изгореници предизвикани од брзата промена на температурата. Легурата на водилката треба да ги има следните својства: доволна јачина на висока температура, перманентни перформанси на лази и добри перформанси на термички замор, висока отпорност на оксидација и термичка корозија, отпорност на термички стрес и вибрации, способност за деформација на свиткување, добри перформанси на калапи во процесот на лиење и заварување, и перформанси за заштита на облогата.
Во моментов, повеќето напредни мотори со висок сооднос на потисок/тежина користат шупливи лиени ножеви, а се избираат насочени и еднокристални суперлегури базирани на никел. Моторот со висок сооднос на потисок-тежина има висока температура од 1650 ℃ - 1930 ℃ и треба да биде заштитен со термоизолациона обвивка. Температурата на услугата на легурата на сечилото под услови на ладење и заштита на облогата е повеќе од 1100 ℃, што поставува нови и повисоки барања за цената на температурната густина на материјалот на водилното сечило во иднина.
б. Суперлегури за сечила на турбините
Сечилата на турбините се клучните топлински ротирачки делови на аеро-моторите. Нивната работна температура е 50 ℃ - 100 ℃ пониска од водечките сечила. Тие носат голем центрифугален стрес, стрес на вибрации, термички стрес, чистење на протокот на воздух и други ефекти при ротирање, а условите за работа се лоши. Животниот век на жешките компоненти на моторот со висок сооднос на потисок/тежина е повеќе од 2000 часа. Затоа, легурата на листот на турбината треба да има висока отпорност на лазење и јакост на кинење при работна температура, добри сеопфатни својства на висока и средна температура, како што се замор со висок и низок циклус, замор од студ и топол, доволна пластичност и цврстина на удар и чувствителност на засеците; Висока отпорност на оксидација и отпорност на корозија; Добра топлинска спроводливост и низок коефициент на линеарно проширување; Добри перформанси на процесот на лиење; Долгорочна структурна стабилност, без врнежи од TCP фаза на работна температура. Применетата легура поминува низ четири фази; Апликациите за деформирана легура вклучуваат GH4033, GH4143, GH4118, итн; Примената на легура за леење вклучува K403, K417, K418, K405, насочено зацврстено злато DZ4, DZ22, легура на еден кристал DD3, DD8, PW1484, итн. Кинеската легура на еден кристал DD3 и DD8 соодветно се користат во кинеските турбини, турбофан мотори, хеликоптери и бродски мотори.
3. Легура со висока температура за турбински диск
Турбинскиот диск е најнапрегнатиот ротирачки лежиште дел од турбинскиот мотор. Работната температура на прирабницата на тркалото на моторот со сооднос на тежина на потисок од 8 и 10 достигнува 650 ℃ и 750 ℃, а температурата на центарот на тркалото е околу 300 ℃, со голема температурна разлика. При нормална ротација, го придвижува сечилото да се ротира со голема брзина и ја носи максималната центрифугална сила, термичкиот стрес и стресот од вибрации. Секој почеток и стоп е циклус, центар на тркалата. Грлото, дното на жлебот и обрачот носат различни композитни напрегања. Легурата треба да има највисока цврстина на принос, цврстина на удар и без чувствителност на засеци на работната температура; Низок коефициент на линеарна експанзија; Одредена отпорност на оксидација и корозија; Добри перформанси на сечење.
4. Воздухопловна суперлегура
Суперлегурата во течниот ракетен мотор се користи како панел за вбризгување на гориво на комората за согорување во комората за потиснување; Лакт на турбинска пумпа, прирабница, прицврстувач на кормило од графит, итн. Легурата со висока температура кај течниот ракетен мотор се користи како панел за вбризгување на комората за гориво во потисната комора; Лактот на турбинската пумпа, прирабницата, графитниот прицврстувач на кормилото, итн.
Материјалите на турбинскиот ротор на американскиот течен ракетен мотор главно вклучуваат доводна цевка, сечило на турбината и диск. Легурата GH1131 најмногу се користи во Кина, а сечилото на турбината зависи од работната температура. Inconel x, Alloy713c, Astroloy и Mar-M246 треба да се користат последователно; Материјалите за дискови на тркалата вклучуваат Inconel 718, Waspaloy итн. Најмногу се користат интегралните турбини GH4169 и GH4141, а за вратилото на моторот се користи GH2038A.