Hochtemperaturlegierungen werden auch als hitzebeständige Legierungen bezeichnet. Entsprechend der Matrixstruktur können Materialien in drei Kategorien eingeteilt werden: auf Eisenbasis, auf Nickelbasis und auf Chrombasis. Je nach Produktionsmodus kann es in verformte Superlegierungen und gegossene Superlegierungen unterteilt werden.
Es ist ein unverzichtbarer Rohstoff im Luft- und Raumfahrtbereich. Es ist das Schlüsselmaterial für den Hochtemperaturteil von Triebwerken für die Luft- und Raumfahrtindustrie. Es wird hauptsächlich zur Herstellung von Brennkammern, Turbinenschaufeln, Leitschaufeln, Kompressor- und Turbinenscheiben, Turbinengehäusen und anderen Teilen verwendet. Der Betriebstemperaturbereich liegt zwischen 600 ℃ und 1200 ℃. Die Belastungs- und Umgebungsbedingungen variieren je nach verwendeten Teilen. An die mechanischen, physikalischen und chemischen Eigenschaften der Legierung werden strenge Anforderungen gestellt. Sie ist der entscheidende Faktor für die Leistung, Zuverlässigkeit und Lebensdauer des Motors. Daher ist Superlegierung eines der wichtigsten Forschungsprojekte in den Bereichen Luft- und Raumfahrt und Landesverteidigung in entwickelten Ländern.
Die Hauptanwendungen von Superlegierungen sind:
1. Hochtemperaturlegierung für die Brennkammer
Die Brennkammer (auch Flammrohr genannt) von Flugturbinentriebwerken ist eine der wichtigsten Hochtemperaturkomponenten. Da in der Brennkammer Kraftstoffzerstäubung, Öl- und Gasmischung und andere Prozesse durchgeführt werden, kann die maximale Temperatur in der Brennkammer 1500 ℃ - 2000 ℃ erreichen, und die Wandtemperatur in der Brennkammer kann 1100 ℃ erreichen. Gleichzeitig hält es auch thermischer Belastung und Gasbelastung stand. Die meisten Motoren mit hohem Schub-/Gewichtsverhältnis verwenden ringförmige Brennkammern, die eine kurze Länge und eine hohe Wärmekapazität haben. Die maximale Temperatur in der Brennkammer erreicht 2000 °C und die Wandtemperatur erreicht nach der Gasfilm- oder Dampfkühlung 1150 °C. Große Temperaturgradienten zwischen verschiedenen Teilen erzeugen thermische Spannungen, die stark ansteigen und abfallen, wenn sich der Betriebszustand ändert. Das Material wird thermischen Schocks und thermischer Ermüdungsbelastung ausgesetzt und es kommt zu Verformungen, Rissen und anderen Fehlern. Im Allgemeinen besteht die Brennkammer aus einer Blechlegierung, und die technischen Anforderungen werden entsprechend den Betriebsbedingungen bestimmter Teile wie folgt zusammengefasst: Sie weist unter den Bedingungen der Verwendung von Hochtemperaturlegierungen und -gasen eine bestimmte Oxidationsbeständigkeit und Gaskorrosionsbeständigkeit auf; Es weist eine bestimmte Momentan- und Dauerfestigkeit, thermische Ermüdungsbeständigkeit und einen niedrigen Ausdehnungskoeffizienten auf. Es verfügt über genügend Plastizität und Schweißfähigkeit, um die Verarbeitung, Formung und Verbindung sicherzustellen. Es verfügt über eine gute organisatorische Stabilität im thermischen Zyklus, um einen zuverlässigen Betrieb innerhalb der Lebensdauer zu gewährleisten.
A. Poröses Laminat aus MA956-Legierung
In der Anfangsphase wurde das poröse Laminat aus HS-188-Legierungsblech durch Diffusionsschweißen hergestellt, nachdem es fotografiert, geätzt, gerillt und gestanzt wurde. Die Innenschicht kann entsprechend den Designanforderungen zu einem idealen Kühlkanal gestaltet werden. Diese Strukturkühlung benötigt nur 30 % des Kühlgases der herkömmlichen Filmkühlung, was die Effizienz des Wärmezyklus des Motors verbessern, die tatsächliche Wärmetragfähigkeit des Brennkammermaterials verringern, das Gewicht reduzieren und das Schubgewicht erhöhen kann Verhältnis. Derzeit ist es noch notwendig, die Schlüsseltechnologie zu durchbrechen, bevor sie in die Praxis umgesetzt werden kann. Das poröse Laminat aus MA956 ist ein in den USA eingeführtes Brennkammermaterial der neuen Generation, das bei 1300 °C eingesetzt werden kann.
B. Anwendung von keramischen Verbundwerkstoffen in der Brennkammer
Die Vereinigten Staaten haben seit 1971 damit begonnen, die Machbarkeit der Verwendung von Keramik für Gasturbinen zu überprüfen. Im Jahr 1983 haben einige Gruppen, die sich in den Vereinigten Staaten mit der Entwicklung fortschrittlicher Materialien befassen, eine Reihe von Leistungsindikatoren für Gasturbinen formuliert, die in modernen Flugzeugen verwendet werden. Diese Indikatoren sind: Erhöhung der Turbineneintrittstemperatur auf 2200 °C; Im Verbrennungszustand der chemischen Berechnung arbeiten; Reduzieren Sie die auf diese Teile angewendete Dichte von 8 g/cm3 auf 5 g/cm3; Kühlung der Komponenten abbrechen. Um diesen Anforderungen gerecht zu werden, werden neben einphasigen Keramiken auch Graphit, Metallmatrix, Keramikmatrix-Verbundwerkstoffe und intermetallische Verbindungen untersucht. Keramikmatrix-Verbundwerkstoffe (CMC) haben folgende Vorteile:
Der Ausdehnungskoeffizient von Keramikmaterial ist viel kleiner als der von Nickelbasislegierungen und die Beschichtung lässt sich leicht ablösen. Durch die Herstellung von Keramikverbundwerkstoffen mit dazwischenliegendem Metallfilz kann der Mangel der Abplatzung, der Entwicklungsrichtung von Brennkammermaterialien, überwunden werden. Dieses Material kann mit 10 % bis 20 % Kühlluft verwendet werden, und die Temperatur der Metallrückisolierung beträgt nur etwa 800 °C, und die Wärmeübertragungstemperatur ist weitaus niedriger als die der divergenten Kühlung und der Filmkühlung. Im V2500-Motor wird eine Schutzkachel aus gegossener Superlegierung B1900+Keramikbeschichtung verwendet. Die Entwicklungsrichtung besteht darin, die Kachel B1900 (mit Keramikbeschichtung) durch einen Verbundwerkstoff auf SiC-Basis oder einen antioxidativen C/C-Verbundwerkstoff zu ersetzen. Keramikmatrix-Verbundwerkstoff ist das Entwicklungsmaterial der Motorbrennkammer mit einem Schubgewichtsverhältnis von 15–20 und einer Betriebstemperatur von 1538 °C bis 1650 °C. Es wird für Flammrohr, Schwimmwand und Nachbrenner verwendet.
2. Hochtemperaturlegierung für Turbine
Die Turbinenschaufel eines Flugtriebwerks ist eine der Komponenten, die der stärksten Temperaturbelastung und der schlechtesten Arbeitsumgebung im Flugtriebwerk ausgesetzt sind. Es muss bei hohen Temperaturen sehr großen und komplexen Belastungen standhalten, daher sind die Materialanforderungen sehr streng. Die Superlegierungen für Turbinenschaufeln von Flugzeugtriebwerken werden unterteilt in:
a.Hochtemperaturlegierung für Führung
Der Deflektor ist einer der Teile des Turbinentriebwerks, die der Hitze am stärksten ausgesetzt sind. Wenn in der Brennkammer eine ungleichmäßige Verbrennung auftritt, ist die Heizlast der Leitschaufel der ersten Stufe groß, was der Hauptgrund für die Beschädigung der Leitschaufel ist. Seine Betriebstemperatur ist etwa 100 °C höher als die der Turbinenschaufel. Der Unterschied besteht darin, dass die statischen Teile keiner mechanischen Belastung ausgesetzt sind. Normalerweise kann es durch schnelle Temperaturänderungen leicht zu thermischen Spannungen, Verformungen, thermischen Ermüdungsrissen und lokalen Verbrennungen kommen. Die Leitschaufellegierung muss die folgenden Eigenschaften aufweisen: ausreichende Hochtemperaturfestigkeit, Dauerkriechverhalten und gutes thermisches Ermüdungsverhalten, hohe Oxidationsbeständigkeit und thermisches Korrosionsverhalten, thermische Beanspruchung und Vibrationsbeständigkeit, Biegeverformungsfähigkeit, gute Gussverfahrensformleistung und gute Schweißbarkeit, und Beschichtungsschutzleistung.
Derzeit verwenden die meisten fortschrittlichen Motoren mit hohem Schub-/Gewichtsverhältnis Hohlgussschaufeln, und es werden gerichtete und einkristalline Superlegierungen auf Nickelbasis ausgewählt. Der Motor mit hohem Schub-Gewichts-Verhältnis hat eine hohe Temperatur von 1650 °C bis 1930 °C und muss durch eine Wärmedämmschicht geschützt werden. Die Betriebstemperatur der Schaufellegierung unter Kühl- und Beschichtungsschutzbedingungen beträgt mehr als 1100 °C, was in Zukunft neue und höhere Anforderungen an die Temperaturdichtekosten des Leitschaufelmaterials stellt.
B. Superlegierungen für Turbinenschaufeln
Turbinenschaufeln sind die wichtigsten wärmetragenden rotierenden Teile von Flugtriebwerken. Ihre Betriebstemperatur ist 50 ℃ - 100 ℃ niedriger als die der Leitschaufeln. Beim Rotieren unterliegen sie großer Zentrifugalbeanspruchung, Vibrationsbeanspruchung, thermischer Beanspruchung, Luftstromscheuerung und anderen Einflüssen und die Arbeitsbedingungen sind schlecht. Die Lebensdauer der Hot-End-Komponenten des Triebwerks mit hohem Schub-/Gewichtsverhältnis beträgt mehr als 2000 Stunden. Daher muss die Turbinenschaufellegierung eine hohe Kriechfestigkeit und Bruchfestigkeit bei Betriebstemperatur, gute umfassende Eigenschaften bei hohen und mittleren Temperaturen, wie Ermüdung bei hohen und niedrigen Zyklen, Kälte- und Warmermüdung, ausreichende Plastizität und Schlagzähigkeit sowie Kerbempfindlichkeit aufweisen; Hohe Oxidationsbeständigkeit und Korrosionsbeständigkeit; Gute Wärmeleitfähigkeit und niedriger linearer Ausdehnungskoeffizient; Gute Gießprozessleistung; Langfristige Strukturstabilität, keine Ausfällung der TCP-Phase bei Betriebstemperatur. Die aufgetragene Legierung durchläuft vier Stufen; Zu den Anwendungen für verformte Legierungen gehören GH4033, GH4143, GH4118 usw.; Die Anwendung von Gusslegierungen umfasst K403, K417, K418, K405, gerichtet erstarrtes Gold DZ4, DZ22, Einkristalllegierungen DD3, DD8, PW1484 usw. Derzeit hat es sich zur dritten Generation von Einkristalllegierungen entwickelt. Chinas Einkristalllegierungen DD3 und DD8 werden jeweils in Chinas Turbinen, Turbofan-Triebwerken, Hubschraubern und Schiffsmotoren verwendet.
3. Hochtemperaturlegierung für Turbinenscheibe
Die Turbinenscheibe ist das am stärksten beanspruchte rotierende Lagerteil des Turbinentriebwerks. Die Arbeitstemperatur des Radflansches des Motors mit einem Schubgewichtsverhältnis von 8 und 10 erreicht 650 ℃ und 750 ℃, und die Temperatur der Radmitte beträgt etwa 300 ℃, mit einem großen Temperaturunterschied. Während der normalen Rotation treibt es die Klinge mit hoher Geschwindigkeit an und trägt die maximale Zentrifugalkraft, thermische Belastung und Vibrationsbelastung. Jeder Start und Stopp ist ein Zyklus, ein Radmittelpunkt. Der Hals, der Rillenboden und der Rand unterliegen jeweils unterschiedlichen Verbundspannungen. Die Legierung muss bei Betriebstemperatur die höchste Streckgrenze und Schlagzähigkeit sowie keine Kerbempfindlichkeit aufweisen. Niedriger linearer Ausdehnungskoeffizient; Bestimmte Oxidations- und Korrosionsbeständigkeit; Gute Schnittleistung.
4. Superlegierung für die Luft- und Raumfahrt
Die Superlegierung im Flüssigkeitsraketentriebwerk wird als Brennstoffeinspritzplatte der Brennkammer in der Schubkammer verwendet; Turbinenpumpenkrümmer, Flansch, Graphitruderbefestigung usw. Hochtemperaturlegierung in Flüssigkeitsraketentriebwerken wird als Kraftstoffkammer-Injektorplatte in der Schubkammer verwendet; Turbinenpumpenkrümmer, Flansch, Graphitruderbefestigung usw. GH4169 wird als Material für Turbinenrotor, Welle, Wellenhülse, Befestigungselement und andere wichtige Lagerteile verwendet.
Zu den Turbinenrotormaterialien des amerikanischen Flüssigkeitsraketentriebwerks gehören hauptsächlich Ansaugrohre, Turbinenschaufeln und Scheiben. Die Legierung GH1131 wird hauptsächlich in China verwendet und die Turbinenschaufel hängt von der Arbeitstemperatur ab. Inconel x, Alloy713c, Astroloy und Mar-M246 sollten nacheinander verwendet werden; Zu den Radscheibenmaterialien gehören Inconel 718, Waspaloy usw. Die Integralturbinen GH4169 und GH4141 werden meist verwendet, und GH2038A wird für die Motorwelle verwendet.