Hochtemperaturlegierungen werden auch als hitzebeständige Legierungen bezeichnet. Nach ihrer Matrixstruktur lassen sie sich in drei Kategorien einteilen: Eisen-, Nickel- und Chromlegierungen. Je nach Herstellungsverfahren unterscheidet man zwischen umgeformten und gegossenen Superlegierungen.
Es handelt sich um einen unverzichtbaren Rohstoff in der Luft- und Raumfahrt. Er ist der Schlüsselwerkstoff für die Hochtemperaturkomponenten von Triebwerken in der Luft- und Raumfahrt. Hauptsächlich wird er zur Herstellung von Brennkammern, Turbinenschaufeln, Leitschaufeln, Verdichter- und Turbinenscheiben, Turbinengehäusen und weiteren Bauteilen verwendet. Der Einsatztemperaturbereich liegt zwischen 600 °C und 1200 °C. Die Belastungen und Umgebungsbedingungen variieren je nach Bauteil. An die mechanischen, physikalischen und chemischen Eigenschaften der Legierung werden strenge Anforderungen gestellt. Sie sind entscheidend für die Leistung, Zuverlässigkeit und Lebensdauer des Triebwerks. Daher zählt die Entwicklung von Superlegierungen zu den wichtigsten Forschungsprojekten in der Luft- und Raumfahrt sowie der nationalen Verteidigung in Industrieländern.
Die wichtigsten Anwendungsgebiete von Superlegierungen sind:
1. Hochtemperaturlegierung für die Brennkammer
Die Brennkammer (auch Flammenrohr genannt) eines Flugzeugtriebwerks ist eine der wichtigsten Hochtemperaturkomponenten. Da in der Brennkammer die Kraftstoffzerstäubung, die Öl-Gas-Mischung und weitere Prozesse stattfinden, kann die maximale Temperatur in der Brennkammer 1500 °C bis 2000 °C und die Wandtemperatur bis zu 1100 °C erreichen. Gleichzeitig wirkt sie thermischen und gasbedingten Spannungen entgegen. Die meisten Triebwerke mit hohem Schub-Gewichts-Verhältnis verwenden ringförmige Brennkammern, die sich durch kurze Länge und hohe Wärmekapazität auszeichnen. Die maximale Temperatur in der Brennkammer erreicht 2000 °C, und die Wandtemperatur sinkt nach Kühlung durch Gasfilm oder Dampf auf 1150 °C. Große Temperaturgradienten zwischen den verschiedenen Bauteilen erzeugen thermische Spannungen, die sich bei Betriebszustandsänderungen stark verändern. Das Material ist thermischen Schocks und thermischer Ermüdung ausgesetzt, was zu Verformungen, Rissen und anderen Schäden führen kann. Im Allgemeinen besteht die Brennkammer aus Blechlegierung, und die technischen Anforderungen lassen sich gemäß den Betriebsbedingungen der einzelnen Teile wie folgt zusammenfassen: Sie muss eine gewisse Oxidations- und Gaskorrosionsbeständigkeit unter den Bedingungen der Verwendung von Hochtemperaturlegierungen und Gasen aufweisen; sie muss eine gewisse Kurzzeit- und Dauerfestigkeit, thermische Ermüdungsfestigkeit und einen niedrigen Ausdehnungskoeffizienten besitzen; sie muss ausreichend plastisch und schweißbar sein, um die Bearbeitung, Formgebung und Verbindung zu gewährleisten; sie muss eine gute Strukturstabilität unter thermischer Belastung aufweisen, um einen zuverlässigen Betrieb während der gesamten Lebensdauer sicherzustellen.
a. Poröses Laminat aus MA956-Legierung
In der Anfangsphase wurde das poröse Laminat aus HS-188-Legierungsblech mittels Diffusionsschweißen hergestellt, nachdem es fotografiert, geätzt, genutet und gestanzt worden war. Die Innenschicht kann gemäß den Konstruktionsanforderungen zu einem idealen Kühlkanal geformt werden. Diese Kühlstruktur benötigt nur 30 % des Kühlgases herkömmlicher Filmkühlung, wodurch der thermische Wirkungsgrad des Triebwerks verbessert, die tatsächliche Wärmekapazität des Brennraummaterials reduziert, das Gewicht verringert und das Schub-Gewichts-Verhältnis erhöht werden kann. Derzeit ist jedoch noch der Durchbruch in Schlüsseltechnologien erforderlich, bevor die Technologie praktisch eingesetzt werden kann. Das aus MA956 gefertigte poröse Laminat ist ein von den USA eingeführtes Brennraummaterial der neuen Generation, das bis zu einer Temperatur von 1300 °C eingesetzt werden kann.
b. Anwendung von Keramikverbundwerkstoffen in der Brennkammer
Die Vereinigten Staaten untersuchen seit 1971 die Machbarkeit des Einsatzes von Keramik für Gasturbinen. 1983 formulierten einige US-amerikanische Forschungsgruppen für die Entwicklung fortschrittlicher Werkstoffe eine Reihe von Leistungsindikatoren für Gasturbinen in modernen Flugzeugen. Diese Indikatoren umfassen: Erhöhung der Turbineneintrittstemperatur auf 2200 °C; Betrieb im chemisch berechneten Verbrennungszustand; Reduzierung der Bauteildichte von 8 g/cm³ auf 5 g/cm³; Wegfall der Bauteilkühlung. Um diese Anforderungen zu erfüllen, wurden neben einphasigen Keramiken auch Graphit, Metallmatrix-, Keramikmatrix-Verbundwerkstoffe und intermetallische Verbindungen untersucht. Keramikmatrix-Verbundwerkstoffe (CMC) bieten folgende Vorteile:
Der Ausdehnungskoeffizient von Keramik ist deutlich geringer als der von Nickelbasislegierungen, wodurch sich die Beschichtung leicht ablöst. Durch die Verwendung von Keramikverbundwerkstoffen mit einem dazwischenliegenden Metallfilz lässt sich dieses Problem der Ablösung beheben. Dies stellt die Entwicklungsrichtung für Brennkammermaterialien dar. Dieses Material kann mit 10–20 % Kühlluft verwendet werden, wobei die Temperatur der Metallrückseite nur etwa 800 °C beträgt. Die Wärmebelastungstemperatur ist deutlich niedriger als bei divergenter Kühlung und Filmkühlung. Im V2500-Triebwerk werden Schutzfliesen aus gegossener Superlegierung B1900 mit Keramikbeschichtung eingesetzt. Die Weiterentwicklung zielt darauf ab, die B1900-Fliesen (mit Keramikbeschichtung) durch SiC-basierte Verbundwerkstoffe oder oxidationsbeständige C/C-Verbundwerkstoffe zu ersetzen. Keramikmatrix-Verbundwerkstoffe sind das Entwicklungsmaterial für Brennkammern von Triebwerken mit einem Schub-Gewichts-Verhältnis von 15–20 und weisen eine Betriebstemperatur von 1538–1650 °C auf. Sie werden für Flammrohre, schwimmende Wände und Nachbrenner verwendet.
2. Hochtemperaturlegierung für Turbinen
Die Turbinenschaufel eines Flugtriebwerks gehört zu den Bauteilen, die den höchsten Temperaturbelastungen und den extremsten Betriebsbedingungen im Triebwerk ausgesetzt sind. Sie muss unter hohen Temperaturen sehr großen und komplexen Spannungen standhalten, weshalb die Anforderungen an das Material äußerst hoch sind. Die Superlegierungen für Turbinenschaufeln von Flugtriebwerken lassen sich wie folgt unterteilen:
a. Hochtemperaturlegierung für Führung
Der Leitschaufelabweiser ist eines der am stärksten hitzebelasteten Bauteile des Turbinentriebwerks. Bei ungleichmäßiger Verbrennung in der Brennkammer ist die Wärmebelastung der Leitschaufel der ersten Stufe hoch, was die Hauptursache für deren Beschädigung darstellt. Ihre Betriebstemperatur liegt etwa 100 °C über der der Turbinenschaufel. Der Unterschied besteht darin, dass statische Bauteile keiner mechanischen Belastung ausgesetzt sind. Schnelle Temperaturänderungen können leicht zu thermischen Spannungen, Verformungen, thermischer Ermüdungsrissen und lokalen Verbrennungen führen. Die Legierung der Leitschaufel muss folgende Eigenschaften aufweisen: ausreichende Hochtemperaturfestigkeit, gutes Dauerfestigkeits- und Ermüdungsverhalten, hohe Oxidations- und Korrosionsbeständigkeit, Beständigkeit gegen thermische Spannungen und Vibrationen, Biegeverformbarkeit, gute Gieß- und Schweißbarkeit sowie Schutzwirkung der Beschichtung.
Aktuell verwenden die meisten modernen Triebwerke mit hohem Schub-Gewichts-Verhältnis Hohlgussschaufeln, wobei richtungsgebundene und einkristalline Nickelbasis-Superlegierungen zum Einsatz kommen. Triebwerke mit hohem Schub-Gewichts-Verhältnis erreichen hohe Temperaturen von 1650 °C bis 1930 °C und benötigen daher eine Wärmedämmschicht. Die Betriebstemperatur der Schaufellegierung unter Kühlung und Schutz durch die Beschichtung liegt bei über 1100 °C, was zukünftig höhere Anforderungen an die Wärmeleitfähigkeit des Schaufelmaterials stellt.
b. Superlegierungen für Turbinenschaufeln
Turbinenschaufeln sind die wichtigsten wärmetragenden rotierenden Teile von Flugtriebwerken. Ihre Betriebstemperatur liegt 50 °C bis 100 °C niedriger als die der Leitschaufeln. Sie sind während der Rotation hohen Zentrifugal-, Vibrations- und thermischen Spannungen sowie Strömungsabrieb und anderen Einflüssen ausgesetzt, und die Betriebsbedingungen sind anspruchsvoll. Die Lebensdauer der Heißteilkomponenten eines Triebwerks mit hohem Schub-Gewichts-Verhältnis beträgt mehr als 2000 Stunden. Daher muss die Legierung der Turbinenschaufeln eine hohe Kriechfestigkeit und Bruchfestigkeit bei Betriebstemperatur, gute Eigenschaften bei hohen und mittleren Temperaturen (z. B. Dauerfestigkeit bei hohen und niedrigen Zyklen, Kalt- und Warmermüdung), ausreichende Plastizität und Schlagzähigkeit sowie Kerbempfindlichkeit aufweisen. Weiterhin sind hohe Oxidations- und Korrosionsbeständigkeit, gute Wärmeleitfähigkeit und ein niedriger linearer Ausdehnungskoeffizient, gute Gießbarkeit, langfristige Strukturstabilität und das Fehlen von TCP-Phasenausscheidungen bei Betriebstemperatur erforderlich. Die verwendete Legierung durchläuft vier Stadien; Beispiele für verformte Legierungen sind GH4033, GH4143, GH4118 usw. Die Anwendung von Gusslegierungen umfasst K403, K417, K418, K405, gerichtet erstarrtes Gold DZ4, DZ22, Einkristalllegierungen DD3, DD8, PW1484 usw. Mittlerweile wurden Einkristalllegierungen der dritten Generation entwickelt. Die chinesischen Einkristalllegierungen DD3 und DD8 werden in chinesischen Turbinen, Turbofan-Triebwerken, Hubschraubern und Schiffsantrieben eingesetzt.
3. Hochtemperaturlegierung für Turbinenscheiben
Die Turbinenscheibe ist das am stärksten beanspruchte rotierende Lagerteil des Turbinentriebwerks. Die Betriebstemperatur des Laufradflansches erreicht bei einem Schubgewichtsverhältnis von 8 bzw. 10 650 °C bzw. 750 °C, während die Temperatur im Laufradzentrum bei etwa 300 °C liegt – ein erheblicher Temperaturunterschied. Im Normalbetrieb treibt die Scheibe die Schaufel mit hoher Geschwindigkeit an und ist dabei maximalen Zentrifugalkräften, thermischen Spannungen und Vibrationsbeanspruchungen ausgesetzt. Jeder Start-Stopp-Zyklus im Laufradzentrum, im Laufring, im Laufringgrund und am Laufringrand werden unterschiedlichen kombinierten Spannungen ausgesetzt. Die Legierung muss daher bei Betriebstemperatur höchste Streckgrenze, Schlagzähigkeit und Kerbfestigkeit aufweisen; einen niedrigen Längenausdehnungskoeffizienten; eine gewisse Oxidations- und Korrosionsbeständigkeit sowie gute Zerspanbarkeit.
4. Luft- und Raumfahrt-Superlegierung
Die Superlegierung im Flüssigkeitsraketentriebwerk dient als Brennstoffeinspritzblende der Brennkammer im Schubraum sowie für Turbinenpumpenkrümmer, Flansche, Graphit-Ruderbefestigungen usw. GH4169 wird als Werkstoff für Turbinenrotor, Welle, Wellenhülse, Befestigungselemente und andere wichtige Lagerteile verwendet.
Die Turbinenrotormaterialien amerikanischer Flüssigkeitsraketentriebwerke umfassen hauptsächlich das Einlassrohr, die Turbinenschaufeln und die Turbinenscheibe. In China wird vorwiegend die Legierung GH1131 verwendet, wobei die Turbinenschaufeln je nach Betriebstemperatur aus Inconel X, Alloy 713C, Astroloy und Mar-M246 gefertigt werden. Zu den Werkstoffen der Turbinenscheibe gehören Inconel 718, Waspaloy usw. Für die Integralturbinen werden meist die Legierungen GH4169 und GH4141 verwendet, während die Triebwerkswelle aus GH2038A besteht.