Жаропрочный сплав также называют жаропрочным сплавом. По матричной структуре материалы можно разделить на три категории: на основе железа, на основе никеля и на основе хрома. По способу производства его можно разделить на деформированный суперсплав и литой суперсплав.
Это незаменимое сырье в аэрокосмической области. Это ключевой материал для высокотемпературной части двигателей аэрокосмической и авиационной промышленности. В основном он используется для изготовления камеры сгорания, лопаток турбины, направляющих лопаток, компрессоров и дисков турбины, корпуса турбины и других деталей. Диапазон рабочих температур составляет 600 ℃ - 1200 ℃. Условия нагрузки и окружающей среды различаются в зависимости от используемых деталей. К механическим, физическим и химическим свойствам сплава предъявляются строгие требования. Это решающий фактор для производительности, надежности и срока службы двигателя. Поэтому суперсплавы являются одним из ключевых исследовательских проектов в области аэрокосмической промышленности и национальной обороны в развитых странах.
Основные области применения суперсплавов:
1. Жаропрочный сплав для камеры сгорания.
Камера сгорания (также известная как жаровая труба) авиационного газотурбинного двигателя является одним из ключевых высокотемпературных компонентов. Поскольку в камере сгорания осуществляются распыление топлива, смешивание масла и газа и другие процессы, максимальная температура в камере сгорания может достигать 1500 ℃ - 2000 ℃, а температура стенок в камере сгорания может достигать 1100 ℃. В то же время он также испытывает термическую нагрузку и газовую нагрузку. В большинстве двигателей с высокой тяговооруженностью используются кольцевые камеры сгорания, имеющие небольшую длину и высокую теплоемкость. Максимальная температура в камере сгорания достигает 2000 ℃, а температура стенок достигает 1150 ℃ после газового пленочного или парового охлаждения. Большие перепады температур между различными частями создают термическое напряжение, которое резко возрастает и падает при изменении рабочего состояния. Материал будет подвергаться термическому удару и термической усталостной нагрузке, возникнут деформации, трещины и другие дефекты. Как правило, камера сгорания изготавливается из листового сплава, и технические требования суммируются следующим образом в зависимости от условий эксплуатации конкретных деталей: она обладает определенной стойкостью к окислению и газовой коррозии в условиях использования жаропрочных сплавов и газа; Он имеет определенную мгновенную и выносливую прочность, характеристики термической усталости и низкий коэффициент расширения; Он обладает достаточной пластичностью и свариваемостью, чтобы обеспечить обработку, формование и соединение; Он обладает хорошей организационной стабильностью в условиях термического цикла, что обеспечивает надежную работу в течение всего срока службы.
а. Пористый ламинат из сплава MA956
На ранней стадии пористый ламинат изготавливался из листа сплава HS-188 методом диффузионной сварки после фотографирования, травления, рифления и перфорации. Внутренний слой может быть превращен в идеальный охлаждающий канал в соответствии с требованиями проекта. Для охлаждения этой конструкции требуется только 30% охлаждающего газа традиционного пленочного охлаждения, что может улучшить эффективность теплового цикла двигателя, снизить фактическую теплонесущую способность материала камеры сгорания, уменьшить вес и увеличить тяговую массу. соотношение. В настоящее время все еще необходимо разработать ключевую технологию, прежде чем ее можно будет использовать на практике. Пористый ламинат из MA956 представляет собой новое поколение материала камеры сгорания, представленное в США, которое можно использовать при температуре 1300 ℃.
б. Применение керамических композитов в камере сгорания
США начали проверять возможность использования керамики для газовых турбин с 1971 года. В 1983 году некоторые группы, занимающиеся разработкой перспективных материалов в США, сформулировали ряд показателей эффективности газовых турбин, используемых в перспективных самолетах. Этими показателями являются: увеличение температуры на входе в турбину до 2200 ℃; Работайте в состоянии сгорания химического расчета; Уменьшите плотность, прикладываемую к этим деталям, с 8 г/см3 до 5 г/см3; Отмените охлаждение компонентов. Чтобы удовлетворить этим требованиям, в число исследованных материалов помимо однофазной керамики входят графит, металлическая матрица, композиты с керамической матрицей и интерметаллические соединения. Композиты с керамической матрицей (КМК) обладают следующими преимуществами:
Коэффициент расширения керамического материала намного меньше, чем у сплава на основе никеля, а покрытие легко отслаивается. Создание керамических композитов с промежуточным металлическим войлоком позволяет преодолеть дефект отслаивания, который является направлением развития материалов для камеры сгорания. Этот материал можно использовать с 10–20% охлаждающего воздуха, температура металлической задней изоляции составляет всего около 800 ℃, а температура теплопередачи намного ниже, чем при дивергентном охлаждении и пленочном охлаждении. В двигателе V2500 используется литая защитная плита из суперсплава B1900 + керамическое покрытие, и направление разработки заключается в замене плиты B1900 (с керамическим покрытием) композитом на основе SiC или антиокислительным композитом C/C. Композит с керамической матрицей является материалом для разработки камеры сгорания двигателя с соотношением тяги 15-20 и рабочей температурой 1538 ℃ - 1650 ℃. Он используется для жаровой трубы, плавающей стенки и камеры дожигания.
2. Жаропрочный сплав для турбины.
Лопатка турбины авиационного двигателя является одним из компонентов, которые несут самые серьезные температурные нагрузки и наихудшие рабочие условия в авиационном двигателе. Он должен выдерживать очень большие и сложные нагрузки при высокой температуре, поэтому требования к материалам очень строгие. Суперсплавы для лопаток турбин авиационных двигателей подразделяются на:
A.Высокотемпературный сплав для направляющей
Дефлектор — одна из частей газотурбинного двигателя, наиболее подверженная тепловому воздействию. При неравномерном сгорании в камере сгорания тепловая нагрузка направляющего аппарата первой ступени велика, что является основной причиной повреждения направляющего аппарата. Его рабочая температура примерно на 100 ℃ выше, чем у турбинной лопатки. Отличие в том, что статические детали не подвергаются механической нагрузке. Обычно быстрое изменение температуры легко вызывает термическое напряжение, деформацию, термическую усталостную трещину и локальный ожог. Сплав направляющего аппарата должен обладать следующими свойствами: достаточная термостойкость, постоянная ползучесть и хорошие характеристики термической усталости, высокая стойкость к окислению и термической коррозии, стойкость к термическому напряжению и вибрации, способность к деформации изгиба, хорошие характеристики формования в процессе литья и свариваемость, и эффективность защиты покрытия.
В настоящее время в большинстве современных двигателей с высокой тяговооруженностью используются полые литые лопатки, а также выбираются направленные и монокристаллические суперсплавы на основе никеля. Двигатель с высокой тяговооруженностью имеет высокую температуру 1650 ℃ - 1930 ℃ и нуждается в защите теплоизоляционным покрытием. Рабочая температура сплава лопатки в условиях охлаждения и защиты покрытия составляет более 1100 ℃, что выдвигает в будущем новые, более высокие требования к стоимости температурной плотности материала направляющей лопатки.
б. Суперсплавы для лопаток турбин
Лопатки турбин являются основными теплонесущими вращающимися деталями авиационных двигателей. Их рабочая температура на 50 ℃ - 100 ℃ ниже, чем у направляющих лопаток. Они подвергаются сильным центробежным нагрузкам, вибрационным нагрузкам, тепловым нагрузкам, размыву воздушным потоком и другим воздействиям при вращении, а условия труда являются плохими. Ресурс хотэндовой части двигателя с высокой тяговооруженностью составляет более 2000ч. Таким образом, сплав лопаток турбины должен иметь высокое сопротивление ползучести и прочность на разрыв при рабочей температуре, хорошие комплексные свойства при высоких и средних температурах, такие как многоцикловая и малоцикловая усталость, холодная и горячая усталость, достаточная пластичность и ударная вязкость, а также чувствительность к надрезам; Высокая стойкость к окислению и коррозии; Хорошая теплопроводность и низкий коэффициент линейного расширения; Хорошая производительность процесса литья; Долговременная структурная стабильность, отсутствие выпадения фазы TCP при рабочей температуре. Наносимый сплав проходит четыре стадии; Применения деформированных сплавов включают GH4033, GH4143, GH4118 и т. д.; Применение литейного сплава включает К403, К417, К418, К405, направленно-затвердевшее золото ДЗ4, ДЗ22, монокристаллический сплав ДД3, ДД8, ПВ1484 и т. д. В настоящее время разработано третье поколение монокристаллических сплавов. Монокристаллический сплав Китая DD3 и DD8 соответственно используется в китайских турбинах, турбовентиляторных двигателях, вертолетах и судовых двигателях.
3. Жаропрочный сплав для диска турбины.
Диск турбины является наиболее нагруженной вращающейся опорной частью газотурбинного двигателя. Рабочая температура гребня колеса двигателя с тяговооруженностью 8 и 10 достигает 650 ℃ и 750 ℃, а температура центра колеса около 300 ℃, с большой разницей температур. Во время нормального вращения он заставляет лезвие вращаться с высокой скоростью и выдерживает максимальную центробежную силу, термическую нагрузку и вибрационную нагрузку. Каждый старт и остановка — это цикл, центр колеса. Горловина, дно канавки и обод подвергаются различным сложным нагрузкам. Сплав должен иметь наивысший предел текучести, ударную вязкость и отсутствие чувствительности к надрезам при рабочей температуре; Низкий коэффициент линейного расширения; Определенная стойкость к окислению и коррозии; Хорошая производительность резки.
4. Аэрокосмический суперсплав
Суперсплав в ЖРД используется в качестве топливной форсунки камеры сгорания в камере тяги; Колено турбинного насоса, фланец, графитовый крепеж руля направления и т. д. Жаропрочный сплав в жидкостном ракетном двигателе используется в качестве панели инжектора топливной камеры в камере тяги; Колено турбинного насоса, фланец, графитовый крепеж руля направления и т. д. GH4169 используется в качестве материала ротора турбины, вала, втулки вала, крепежа и других важных деталей подшипников.
Материалы ротора турбины американского жидкостного ракетного двигателя в основном включают впускную трубу, лопатку турбины и диск. Сплав GH1131 в основном используется в Китае, а лопатка турбины зависит от рабочей температуры. Inconel x, Alloy713c, Astroloy и Mar-M246 следует использовать последовательно; Материалы колесных дисков включают Inconel 718, Waspaloy и т. д. Чаще всего используются встроенные турбины GH4169 и GH4141, а для вала двигателя используется GH2038A.