一.Anvendelse af superlegering i flymotorer
Turbinemotorens arbejdsgang: Når motoren startes, kommer luften ind i kompressoren ved indløbet, sættes under tryk og kommer ind i forbrændingskammeret, blandes med brændstoffet fra brændstofindsprøjtningsdysen, danner en ensartet blanding og antændes hurtigt og brændes i forbrændingskammer, producerer højtemperaturgas, der strømmer gennem guiden ind i turbinen, og turbinen roterer med høj hastighed (den normale hastighed kan nå 1100r/min) under højtemperatur- og højtryksgasstrømmen. Gassen fra turbinen udstødes fra haledysen for at generere tryk. På grund af vibrationer, luftstrømserosion, især centrifugaleffekten forårsaget af rotation, vil højtemperaturdele af flymotoren blive udsat for større stress, gas indeholder meget ilt, vanddamp, og der er ætsende gasser som SO2,H2S , som vil spille en rolle i oxidation og korrosion af højtemperaturdele. Uanset om det er et militært fly, civile fly, foruden strukturelle og funktionelle ydeevne, men også kræver sikkerhed og stabilitet, så moderne motorer ud over høj tryk-til-vægt-forhold, høj temperatur, højt trykforhold og anden ydeevne, der er strenge krav til pålidelighed, holdbarhed og vedligeholdelse.
Superlegering har høj termisk stabilitet og termisk styrke og kan have god korrosionsbestandighed og oxidationsbestandighed ved høje temperaturer. Det er et væsentligt nøglemateriale til fremstilling af hot-end-komponenter til flyturbinemotorer, hovedsagelig brugt til fremstilling af turbine-hot-end-komponenter, nemlig turbineskive, turbinestyreblad, turbinearbejdsblade, forbrændingskammer- og efterbrænderkomponenter. I moderne avancerede flymotorer udgør mængden af superlegeringsmaterialer 40 %-60 % af den samlede motor.
Forbrændingskammeret er det højeste arbejdstemperaturområde for motorkomponenterne, og når gastemperaturen i forbrændingskammeret når 1500-2000 grader C, kan temperaturen på kammervægslegeringen nå 800 ~ 900 grader C, og den lokale temperaturen kan nå 1100 grader C. Legeringen, der bruges som forbrændingskammer, udsættes for termisk belastning og gaspåvirkning, især under start, acceleration og parkering, og temperaturændringerne er mere drastiske. På grund af cyklisk opvarmning og afkøling opstår forbrændingskammeret ofte deformationer, vridninger og termiske udmattelsesrevner i kanten.
I de senere år er de fleste af de superlegeringer, der anvendes i forbrændingskammeret, solide opløsningsforstærkede legeringer, som indeholder et stort antal W,Mo,Nb og andre solide opløsningsstyrkede elementer, højtemperaturstyrke, god formnings- og svejseevne. De repræsentative mærker er GH1140, GH3030, GH3039, GH3333, GH3018, GH3022, GH3044, GH3128, GH3170 og så videre.
Styrebladet er en komponent, der justerer retningen af gasstrømmen fra forbrændingskammeret, også kendt som guiden. Det er en af delene på turbinemotoren, der udsættes for store termiske påvirkninger. Især når forbrændingskammeret ikke er ensartet, og driften ikke er god, udsættes styrebladet for større varmebelastning, og driftstemperaturen for styrebladet på den avancerede turbinemotor kan nå 1100 grader. Forvrængning forårsaget af termisk spænding, termiske udmattelsesrevner forårsaget af drastiske temperaturændringer og lokale forbrændinger er de vigtigste fejl ved styreblade i drift.
De fleste legeringer, der bruges som styreblade, er fremstillet ved præcisionsstøbeprocesser, og flere W, Mo,Nb,Al,Ti og andre solide opløsningsforstærkende og ældningsforstærkende elementer kan tilføjes til legeringerne, og indholdet af C og B i legeringerne er også højere end for deformerede højtemperaturlegeringer. Nogle styreblade er også svejset direkte fra aldersforstærkede plader. Avancerede flymotorer bruger for det meste hule støbte vinger, som har en god køleeffekt og kan øge driftstemperaturen. Brugen af indenlandsk styreskovlelegeringstemperatur kan nå 000 ~ 1050 grader, repræsentativ K214 præcisionsstøbelegering, K233, K406, K417, K403, K409, K408, K423B osv.
Med udviklingen af motoren, for at imødekomme den yderligere stigning i motorens turbineskivetemperatur, er strukturen af styrebladet også ændret, og GH5605 og GH5188 er forsøgt vedtaget. Den svejsede laminerede struktur af den deformerede superlegeringsplade bruges som styreblad.
Turbinevinger er de mest alvorlige komponenter i flymotorer med høj arbejdstemperatur og stor centrifugalspænding, vibrationsbelastning, termisk belastning og luftstrømserosionskraft under rotation. Trækspændingen af bladets krop er omkring 140 MPa, og den gennemsnitlige spænding af bladroden er 280-560MPa. Temperaturen på bladets krop og roddel er henholdsvis omkring 650-980 grader og 760 grader. Gasindløbstemperaturen på den avancerede flymotor har nået 1380 grader, og trykkraften har nået 226kN. Typisk for GH4033, GH4037 GH4143, GH4049, GH4151, GH4118, GH4220 osv., kan bruges i 750-950 grad. Ved udviklingen af nye maskiner og modifikationen af gamle maskiner bruges støbt superlegering til fremstilling af turbinevinger. Typiske kvaliteter af støbelegeringer er K403, K417, K417G, K418, K403, K405, K4002 og så videre.
Turbineskiven tegner sig for den største masse i flymotorens komponenter, med den enkelte masse på mere end 50 kg, og den enkelte masse af den store turbineskive når hundredvis af kilo. I turbineskivestudiet kan den generelle fælgtemperatur nå 550-650 grader C, mens hjulets centrumtemperatur kun er omkring 300 grader C, og temperaturforskellen på hele turbineskiven er meget stor. Derfor genereres en stor radial termisk spænding. Turbinebladene roterer med høj hastighed under normal rotation og har stor centrifugalkraft. Spændingen på tappens tanddel er mere kompleks, herunder trækspænding og torsionsspænding, som danner en høj belastning og lav cyklustræthed under start og stop.
Deformerede superlegeringer til turbineskiver, en type er jern-nikkel-baserede superlegeringer, typiske legeringskvaliteter er GH2132, GH2135, GH2901, GH4761 osv., driftstemperaturen er under 650 grader; En anden slags nikkelbaseret superlegering, det typiske mærke GH4196, GH4133, GH4133B, GH4033A, GH4698 osv., ved hjælp af temperatur kan nå 700 ^ 800 grader.
2.Anvendelse af superlegering i raketmotor
Carrier raket er et køretøj til at sende en række rumfartøjer ind i rummets kredsløb, superlegering i rumområdet bruges hovedsageligt i raketmotorer. Figur 2 er et skematisk diagram af raketmotoren med flydende brændstof og dens struktur, som omdanner reaktanterne (drivmidlerne) i drivmiddelreservoiret eller køretøjet til højhastigheds-jetfly for at generere fremdrift. Som det kan ses af figur (b), når luftstrømmen ved raketmotorens dyse 2500m/s og temperaturen er så høj som 1350 grader.
Raketmotor-superlegeringer kan i princippet bruges sammen med legeringer af flyturbinemotorer, men sammenlignet med luftfartsmotorer har raketmotormaterialer nogle nye egenskaber:
Nikkelbaserede deformerede superlegeringer tilføjer normalt 10 %-25 % Cr-element for at sikre, at legeringen har god oxidativ korrosionsbestandighed, så den nikkelbaserede legering er faktisk Ni-Cr som matrix. Derudover tilføjer nogle legeringer grundstofferne Co(15%-20%),Mo (ca. 15%) eller W (ca. 11%) i Ni-Cr fast opløsning for at danne en ternær systemdeformeret superlegering med Ni-Cr -Co,Ni-Cr-Mo,Ni-Cr-W som henholdsvis matrixen. Tabel 6 viser mærker, kemiske sammensætninger og driftstemperaturer for nikkelbaserede deformerede superlegeringer, der almindeligvis anvendes i Kina. Figur 6 viser udviklingstendensen for påføring af superlegering på turbineblade og plader.
Den koboltbaserede deformationssuperlegering er i det væsentlige baseret på det ternære Co-Ni-Cr-system og indeholder W,Mo,Nb,Ta og andre faste opløsningsforstærkende elementer og carbiddannende elementer. Sammenlignet med nikkelbaserede deformerede superlegeringer er arbejdshærdningshastigheden større, og overfladekvaliteten af delene efter formning er bedre, men i formningsprocessen kræves der generelt flere varmebearbejdningstider eller kolde deformationsmellemudglødningstider, og tonnage af bearbejdningsformningsudstyret er også påkrævet. Koboltbaserede deformerede superlegeringer har høj styrke og fremragende termisk træthedsbestandighed, termisk korrosion og slidstyrke, når de er højere end 980 grader. Imidlertid har koboltbaserede deformerede superlegeringer carbid som hovedforstærkningsfase og mangler en homogen forstærkningsfase, og deres holdbarhed er lavere end nikkelbaserede deforme superlegeringer i lave og mellemstore temperaturområder. Tabel 9 viser de mekaniske højtemperaturegenskaber af typiske koboltbaserede deformerede superlegeringer.