Легурата за високи температури се нарекува и легура на топлинска отпорност. Според структурата на матрицата, материјалите можат да се поделат во три категории: на база на железо, на база на никел и на база на хром. Според начинот на производство, може да се подели на деформирана суперлегура и леана суперлегура.
Тоа е неопходна суровина во воздухопловната област. Тоа е клучен материјал за високотемпературниот дел од воздухопловните и авијациските мотори. Главно се користи за производство на комори за согорување, лопатки на турбина, водилки, компресорски и дискови на турбина, куќиште на турбина и други делови. Опсегот на работна температура е од 600 ℃ до 1200 ℃. Напрегањето и условите на животната средина варираат во зависност од деловите што се користат. Постојат строги барања за механичките, физичките и хемиските својства на легурата. Таа е одлучувачки фактор за перформансите, сигурноста и животниот век на моторот. Затоа, суперлегурата е еден од клучните истражувачки проекти во областа на воздухопловството и националната одбрана во развиените земји.
Главните примени на суперлегури се:
1. Легура на висока температура за комора за согорување
Комората за согорување (исто така позната како пламенска цевка) на авијацискиот турбински мотор е една од клучните компоненти на висока температура. Бидејќи атомизацијата на горивото, мешањето на маслото и гасот и други процеси се извршуваат 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, таа исто така поднесува термички стрес и стрес на гас. Повеќето мотори со висок сооднос на потисок/тежина користат прстенести комори за согорување, кои имаат кратка должина и висок топлински капацитет. Максималната температура во комората за согорување достигнува 2000 ℃, а температурата на ѕидот достигнува 1150 ℃ по ладење со гасен филм или пареа. Големите температурни градиенти помеѓу различните делови ќе генерираат термички стрес, кој нагло ќе се зголемува и ќе се намалува кога работната состојба ќе се промени. Материјалот ќе биде подложен на термички шок и оптоварување од термички замор, а ќе има и искривувања, пукнатини и други дефекти. Општо земено, комората за согорување е изработена од лимена легура, а техничките барања се сумирани на следниов начин, во зависност од условите за работа на специфичните делови: има одредена отпорност на оксидација и отпорност на гасна корозија под услови на употреба на легура на висока температура и гас; има одредена моментална и издржлива цврстина, перформанси на термички замор и низок коефициент на експанзија; има доволно пластичност и способност за заварување за да обезбеди обработка, обликување и поврзување; има добра организациска стабилност под термички циклус за да обезбеди сигурно работење во текот на работниот век.
а. MA956 легиран порозен ламинат
Во раната фаза, порозниот ламинат беше направен од легиран лим HS-188 со дифузиско лепење откако беше фотографиран, гравиран, жлебен и пробиен. Внатрешниот слој може да се претвори во идеален канал за ладење според барањата на дизајнот. За ова ладење на структурата е потребно 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 носивост на топлина на материјалот од комората за согорување, да ја намали тежината и да го зголеми односот потисок-тежина. Во моментов, сè уште е потребно 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 комора за согорување воведен од Соединетите Американски Држави, кој може да се користи на 1300 ℃.
б. Примена на керамички композити во комора за согорување
Соединетите Американски Држави почнаа да ја проверуваат изводливоста на користењето керамика за гасни турбини уште од 1971 година. Во 1983 година, некои групи вклучени во развојот на напредни материјали во Соединетите Американски Држави формулираа серија индикатори за перформанси за гасни турбини што се користат во напредните авиони. Овие индикатори се: зголемување на влезната температура на турбината на 2200 ℃; работа во состојба на согорување при хемиска пресметка; намалување на густината што се применува на овие делови од 8 g/cm3 на 5 g/cm3; откажување од ладење на компонентите. За да се исполнат овие барања, материјалите што се проучуваат вклучуваат графит, метална матрица, композити од керамички матрици и интерметални соединенија, покрај еднофазната керамика. Композитите од керамички матрици (CMC) имаат следниве предности:
Коефициентот на ширење на керамичкиот материјал е многу помал од оној на легура на база на никел, а облогата лесно се лупи. Изработката на керамички композити со среден метален филц може да го 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 топлинско носење е многу пониска од онаа на дивергентното ладење и ладењето со филм. Заштитната плочка од леана суперлегура B1900+ керамички премаз се користи во моторот V2500, а насоката на развој е да се замени плочката B1900 (со керамички премаз) со композит на база на SiC или антиоксидативен C/C композит. Керамичкиот матричен композит е материјал за развој на комората за согорување на моторот со однос на тежина на потисок од 15-20, а неговата работна температура е 1538 ℃ - 1650 ℃. Се користи за пламенски цевки, лебдечки ѕид и пост-горувач.
2. Легура на висока температура за турбина
Сечилото на турбината на аеромоторот е една од компонентите што го носи најтешкото температурно оптоварување и најлошата работна средина во аеромоторот. Мора да издржи многу големи и сложени оптоварувања под висока температура, па затоа барањата за неговите материјали се многу строги. Суперлегурите за сечилата на турбината на аеромоторот се поделени на:
a. Легура на висока температура за водич
Дефлекторот е еден од деловите на турбинскиот мотор кој е најпогоден од топлина. Кога се случува нерамномерно согорување во комората за согорување, оптоварувањето на првостепената водилка е големо, што е главната причина за оштетување на водилката. Неговата работна температура е околу 100 ℃ повисока од онаа на лопатката на турбината. Разликата е во тоа што статичките делови не се предмет на механичко оптоварување. Вообичаено, лесно е да се предизвика термички стрес, дисторзија, пукнатини од термички замор и локални изгореници предизвикани од брзи промени на температурата. Легурата на водилката треба да ги има следниве својства: доволна цврстина на високи температури, трајни перформанси на ползење и добри перформанси на термички замор, висока отпорност на оксидација и перформанси на термичка корозија, отпорност на термички стрес и вибрации, способност за свиткување и деформација, добри перформанси на лиење и заварување, како и перформанси за заштита на облогата.
Во моментов, повеќето напредни мотори со висок сооднос на потисок/тежина користат шупливи леани лопатки, а се избираат насочени и монокристални суперлегури на база на никел. Моторот со висок сооднос на потисок-тежина има висока температура од 1650 ℃ - 1930 ℃ и треба да биде заштитен со термоизолационен слој. Работната температура на легурата на лопатката под услови на ладење и заштита од премачкување е поголема од 1100 ℃, што поставува нови и повисоки барања за цената на температурната густина на материјалот на водилката во иднина.
б. Суперлегури за лопатки на турбини
Сечилата на турбината се клучните ротирачки делови на аеромоторите што носат топлина. Нивната работна температура е 50 ℃ - 100 ℃ пониска од водечките сечила. Тие поднесуваат голем центрифугален стрес, вибрационен стрес, термички стрес, триење на протокот на воздух и други ефекти при ротирање, а условите за работа се лоши. Животниот век на топлите компоненти на моторот со висок сооднос на потисок/тежина е повеќе од 2000 часа. Затоа, легурата на турбинските сечила треба да има висока отпорност на ползење и цврстина на кинење на работна температура, добри сеопфатни својства на висока и средна температура, како што се замор на висок и низок циклус, замор на студ и топлина, доволна пластичност и цврстина на удар и чувствителност на засеци; Висока отпорност на оксидација и отпорност на корозија; Добра топлинска спроводливост и низок коефициент на линеарно ширење; Добри перформанси на процесот на леење; Долгорочна структурна стабилност, без TCP фазни таложења на работна температура. Применетата легура поминува низ четири фази; Примените на деформирани легури вклучуваат GH4033, GH4143, GH4118, итн. Примената на легурите за леење вклучува K403, K417, K418, K405, насочено зацврстено злато DZ4, DZ22, монокристална легура DD3, DD8, PW1484, итн. Во моментов, се разви во третата генерација на монокристални легури. Кинеските монокристални легури DD3 и DD8 се користат соодветно во кинеските турбини, турбофен мотори, хеликоптери и бродски мотори.
3. Легура на висока температура за турбински диск
Дискот на турбината е најоптоварениот ротирачки дел од лежиштето на турбинскиот мотор. Работната температура на прирабницата на тркалото на моторот со однос на потисок и тежина од 8 и 10 достигнува 650 ℃ и 750 ℃, а температурата на центарот на тркалото е околу 300 ℃, со голема температурна разлика. За време на нормална ротација, сечилото се врти со голема брзина и поднесува максимална центрифугална сила, термички стрес и стрес од вибрации. Секое стартување и запирање е циклус, центарот на тркалото. Грлото, дното на жлебот и обрачот поднесуваат различни композитни стресови. Легурата треба да има највисока цврстина на истегнување, цврстина на удар и без чувствителност на засек 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 во комората за согорување во потисната комора; лакт, прирабница, графитен сврзувач на кормилото на турбинската пумпа итн. Легурата за висока температура во течниот ракетен мотор се користи како панел за вбризгување на комората за гориво во потисната комора; лакт, прирабница, графитен сврзувач на кормилото на турбинската пумпа итн. GH4169 се користи како материјал за роторот на турбината, вратилото, ракавот на вратилото, сврзувачот и другите важни делови од лежиштата.
Материјалите за роторот на турбината кај американскиот течен ракетен мотор главно вклучуваат вшмукувачка цевка, лопатка и диск на турбината. Легурата GH1131 најчесто се користи во Кина, а лопатката на турбината зависи од работната температура. Inconel x, Alloy713c, Astroloy и Mar-M246 треба да се користат последователно; Материјалите за дисковите на тркалата вклучуваат Inconel 718, Waspaloy итн. Најчесто се користат интегрални турбини GH4169 и GH4141, а GH2038A се користи за вратилото на моторот.