Тэмпературны сплаў таксама называюць цеплатрывалым сплавам. Па структуры матрыцы матэрыялы можна падзяліць на тры катэгорыі: на аснове жалеза, нікеля і хрому. Па спосабе вытворчасці іх можна падзяліць на дэфармаваныя суперсплавы і літыя суперсплавы.
Гэта незаменная сыравіна ў аэракасмічнай галіне. Гэта ключавы матэрыял для высокатэмпературных дэталяў аэракасмічных і авіяцыйных рухавікоў. Ён у асноўным выкарыстоўваецца для вырабу камер згарання, лапатак турбін, накіроўвалых лапатак, дыскаў кампрэсараў і турбін, корпусаў турбін і іншых дэталяў. Дыяпазон рабочых тэмператур складае ад 600 ℃ да 1200 ℃. Напружанні і ўмовы навакольнага асяроддзя адрозніваюцца ў залежнасці ад выкарыстоўваных дэталяў. Існуюць строгія патрабаванні да механічных, фізічных і хімічных уласцівасцей сплаву. Гэта вырашальны фактар для прадукцыйнасці, надзейнасці і тэрміну службы рухавіка. Таму суперсплавы з'яўляюцца адным з ключавых даследчых праектаў у галіне аэракасмічнай прамысловасці і нацыянальнай абароны ў развітых краінах.
Асноўныя сферы прымянення суперсплаваў:
1. Высокатэмпературны сплаў для камеры згарання
Камера згарання (таксама вядомая як жаровая труба) авіяцыйнага турбіннага рухавіка з'яўляецца адным з ключавых высокатэмпературных кампанентаў. Паколькі ў камеры згарання адбываюцца распыленне паліва, змешванне алею і газу, а таксама іншыя працэсы, максімальная тэмпература ў камеры згарання можа дасягаць 1500–2000 ℃, а тэмпература сценак камеры згарання можа дасягаць 1100 ℃. Адначасова яна таксама падвяргаецца цеплавым і газавым нагрузкам. У большасці рухавікоў з высокім суадносінамі цягі і вагі выкарыстоўваюцца кальцавыя камеры згарання, якія маюць кароткую даўжыню і высокую цеплаёмістасць. Максімальная тэмпература ў камеры згарання дасягае 2000 ℃, а тэмпература сценак дасягае 1150 ℃ пасля астуджэння газавай плёнкай або парай. Вялікія градыенты тэмператур паміж рознымі дэталямі ствараюць цеплавыя напружанні, якія будуць рэзка ўзрастаць і паніжацца пры змене працоўнага стану. Матэрыял будзе падвяргацца цеплавым ударам і цеплавой стомленасці, і будуць узнікаць дэфармацыі, расколіны і іншыя дэфекты. Звычайна камера згарання вырабляецца з ліставога сплаву, і тэхнічныя патрабаванні да яе ў залежнасці ад умоў эксплуатацыі канкрэтных дэталяў абагульняюцца наступным чынам: яна мае пэўную ўстойлівасць да акіслення і газавай карозіі ва ўмовах выкарыстання высокатэмпературнага сплаву і газу; яна мае пэўную імгненную і вынослівую трываласць, устойлівасць да цеплавой стомленасці і нізкі каэфіцыент пашырэння; яна мае дастатковую пластычнасць і зварвальнасць для забеспячэння апрацоўкі, фармавання і злучэння; яна мае добрую арганізацыйную стабільнасць пры цеплавых цыклах для забеспячэння надзейнай працы на працягу тэрміну службы.
а. Порысты ламінат са сплаву MA956
На ранняй стадыі порысты ламінат вырабляўся з ліста сплаву HS-188 метадам дыфузійнага злучэння пасля фатаграфавання, травлення, канавок і перфарацыі. Унутраны пласт можна ператварыць у ідэальны канал астуджэння ў адпаведнасці з патрабаваннямі канструкцыі. Для астуджэння гэтай структуры патрабуецца толькі 30% астуджальнай газавай нагрузкі ў параўнанні з традыцыйным плёнкавым астуджэннем, што можа палепшыць эфектыўнасць цеплавога цыклу рухавіка, знізіць фактычную цеплаёмістасць матэрыялу камеры згарання, паменшыць вагу і павялічыць суадносіны цягі і вагі. У цяперашні час усё яшчэ неабходна распрацаваць ключавыя тэхналогіі, перш чым яны змогуць быць ужытыя ў практыцы. Порысты ламінат з MA956 - гэта новае пакаленне матэрыялу для камер згарання, прадстаўленае ў ЗША, якое можна выкарыстоўваць пры тэмпературы 1300 ℃.
б. Ужыванне керамічных кампазітаў у камеры згарання
Злучаныя Штаты пачалі правяраць магчымасць выкарыстання керамікі для газавых турбін з 1971 года. У 1983 годзе некаторыя групы, якія займаліся распрацоўкай перадавых матэрыялаў у ЗША, распрацавалі шэраг паказчыкаў эфектыўнасці для газавых турбін, якія выкарыстоўваюцца ў сучасных самалётах. Гэтыя паказчыкі наступныя: павышэнне тэмпературы на ўваходзе турбіны да 2200 ℃; праца ў стане гарэння з выкарыстаннем хімічных разлікаў; зніжэнне шчыльнасці, якая наносіцца на гэтыя дэталі, з 8 г/см3 да 5 г/см3; адмена астуджэння кампанентаў. Для задавальнення гэтых патрабаванняў даследаваныя матэрыялы ўключаюць графіт, металічную матрыцу, керамічныя матрычныя кампазіты і інтэрметалічныя злучэнні ў дадатак да аднафазнай керамікі. Керамічныя матрычныя кампазіты (КМК) маюць наступныя перавагі:
Каэфіцыент пашырэння керамічнага матэрыялу значна меншы, чым у сплаваў на аснове нікеля, і пакрыццё лёгка здымаецца. Выраб керамічных кампазітаў з прамежкавым металічным лямцом дазваляе пераадолець недахоп лушчэння, што з'яўляецца кірункам развіцця матэрыялаў камер згарання. Гэты матэрыял можна выкарыстоўваць з 10%-20% астуджальным паветрам, а тэмпература металічнай задняй ізаляцыі складае ўсяго каля 800 ℃, а тэмпература цепланосбіта значна ніжэйшая, чым пры дывергентным астуджэнні і плёнкавым астуджэнні. У рухавіку V2500 выкарыстоўваецца ахоўная плітка з літога суперсплаву B1900 з керамічным пакрыццём, і кірунак развіцця - замяніць плітку B1900 (з керамічным пакрыццём) кампазітам на аснове SiC або антыакісляльным кампазітам C/C. Кампазіт з керамічнай матрыцай - гэта матэрыял, які распрацоўваецца для камеры згарання рухавіка, з суадносінамі цягі і вагі 15-20, а яго рабочая тэмпература складае 1538 ℃-1650 ℃. Ён выкарыстоўваецца для жаравых труб, плаваючых сценак і фарсажных камер.
2. Высокатэмпературны сплаў для турбіны
Лапаткі турбін авіяцыйных рухавікоў — адзін з кампанентаў авіяцыйных рухавікоў, якія падвяргаюцца найбольшай тэмпературнай нагрузцы і найгоршым умовам эксплуатацыі. Яны павінны вытрымліваць вельмі вялікія і складаныя нагрузкі пры высокай тэмпературы, таму патрабаванні да іх матэрыялаў вельмі строгія. Суперсплавы для лапатак турбін авіяцыйных рухавікоў падзяляюцца на:
a.Высокатэмпературны сплаў для накіроўвалай
Дэфлектар — адна з частак турбіннага рухавіка, якая найбольш падвяргаецца ўздзеянню цяпла. Пры нераўнамерным згаранні ў камеры згарання цеплавая нагрузка накіроўвальнага апарата першай ступені вялікая, што з'яўляецца асноўнай прычынай пашкоджання накіроўвальнага апарата. Яго рабочая тэмпература прыкладна на 100 ℃ вышэйшая, чым тэмпература лапаткі турбіны. Розніца заключаецца ў тым, што статычныя часткі не падвяргаюцца механічнай нагрузцы. Звычайна рэзкія змены тэмпературы выклікаюць цеплавыя напружанні, дэфармацыі, расколіны ад цеплавой стомленасці і лакальныя апёкі. Сплаў накіроўвальнага апарата павінен мець наступныя ўласцівасці: дастатковая трываласць пры высокіх тэмпературах, пастаянная паўзучасць і добрыя ўласцівасці да цеплавой стомленасці, высокая ўстойлівасць да акіслення і цеплавой карозіі, устойлівасць да цеплавых напружанняў і вібрацыі, здольнасць да дэфармацыі пры выгібе, добрая ліцейная ўстойлівасць і зварвальнасць, а таксама ахоўныя ўласцівасці пакрыцця.
У цяперашні час большасць перадавых рухавікоў з высокім суадносінамі цягі і вагі выкарыстоўваюць полыя літыя лапаткі, і выбіраюцца накіраваныя і монакрышталічныя нікелевыя суперсплавы. Рухавік з высокім суадносінамі цягі і вагі мае высокую тэмпературу ад 1650 ℃ да 1930 ℃ і патрабуе абароны цеплаізаляцыйным пакрыццём. Тэмпература эксплуатацыі сплаву лапаткі пры астуджэнні і ахоўным пакрыцці перавышае 1100 ℃, што вылучае новыя і больш высокія патрабаванні да тэмпературнай шчыльнасці і кошту матэрыялу накіроўвалай лапаткі ў будучыні.
б. Суперсплавы для лапатак турбін
Лапаткі турбін з'яўляюцца ключавымі цепланоснымі круцячыміся часткамі авіяцыйных рухавікоў. Іх рабочая тэмпература на 50 ℃ - 100 ℃ ніжэйшая, чым у накіроўвалых лапатак. Пры кручэнні яны падвяргаюцца вялікім цэнтрабежным нагрузкам, вібрацыйным нагрузкам, цеплавым нагрузкам, абразіўным патокам і іншым уздзеянням, а ўмовы працы дрэнныя. Тэрмін службы гарачых кампанентаў рухавіка з высокім суадносінамі цяга/вага складае больш за 2000 гадзін. Такім чынам, сплаў для лапатак турбіны павінен мець высокую ўстойлівасць да паўзучасці і трываласць на разрыў пры рабочай тэмпературы, добрыя комплексныя ўласцівасці пры высокіх і сярэдніх тэмпературах, такія як высока- і нізкацыклічная стомленасць, халодная і гарачая стомленасць, дастатковую пластычнасць і ўдарную вязкасць, а таксама адчувальнасць да надрэзаў; высокую ўстойлівасць да акіслення і карозіі; добрую цеплаправоднасць і нізкі каэфіцыент лінейнага пашырэння; добрую прадукцыйнасць працэсу ліцця; працяглую структурную стабільнасць, адсутнасць выпадзення фазы TCP пры рабочай тэмпературы. Выкарыстоўваны сплаў праходзіць чатыры стадыі; Дэфармаваныя сплавы прымяняюцца да GH4033, GH4143, GH4118 і г.д.; Ліцейныя сплавы выкарыстоўваюцца ў наступных сферах: K403, K417, K418, K405, накіравана зацвярдзелае золата DZ4, DZ22, монакрышталічныя сплавы DD3, DD8, PW1484 і г.д. У цяперашні час гэта трэцяе пакаленне монакрышталічных сплаваў. Кітайскія монакрышталічныя сплавы DD3 і DD8 выкарыстоўваюцца адпаведна ў кітайскіх турбінах, турбавентылятарных рухавіках, верталётах і суднавых рухавіках.
3. Высокатэмпературны сплаў для дыска турбіны
Турбінны дыск з'яўляецца найбольш нагружанай круцільнай часткай падшыпніка турбіннага рухавіка. Працоўная тэмпература фланца кола рухавіка з каэфіцыентам цягі 8 і 10 дасягае 650 ℃ і 750 ℃, а тэмпература цэнтра кола складае каля 300 ℃ з вялікай розніцай тэмператур. Падчас нармальнага кручэння ён прымушае лапатку круціцца з высокай хуткасцю і нясе максімальную цэнтрабежную сілу, цеплавое напружанне і вібрацыйнае напружанне. Кожны пуск і прыпынак - гэта цыкл цэнтра кола. Грыль, дно пазы і абадок нясуць розныя сумесныя напружанні. Патрабуецца, каб сплаў меў найвышэйшую мяжу цякучасці, ударную вязкасць і адсутнасць адчувальнасці да надрэзаў пры рабочай тэмпературы; нізкі каэфіцыент лінейнага пашырэння; пэўную ўстойлівасць да акіслення і карозіі; добрую рэжучую здольнасць.
4. Аэракасмічны суперсплав
Суперсплав у вадкасным ракетным рухавіку выкарыстоўваецца ў якасці панэлі інжэктара паліва камеры згарання ў камеры цягі; калена турбіннага помпы, фланца, графітавага мацавання руля кіравання і г.д. Высокатэмпературны сплаў у вадкасным ракетным рухавіку выкарыстоўваецца ў якасці панэлі інжэктара паліўнай камеры ў камеры цягі; калена турбіннага помпы, фланца, графітавага мацавання руля кіравання і г.д. GH4169 выкарыстоўваецца ў якасці матэрыялу для ротара турбіны, вала, ўтулкі вала, мацавання і іншых важных дэталяў падшыпнікаў.
Матэрыялы ротара турбіны амерыканскіх вадкасных ракетных рухавікоў у асноўным ўключаюць у сябе ўваходную трубу, лапатку турбіны і дыск. У Кітаі ў асноўным выкарыстоўваецца сплаў GH1131, а лапатка турбіны залежыць ад рабочай тэмпературы. Паслядоўна выкарыстоўваюцца Inconel x, Alloy713c, Astroloy і Mar-M246; матэрыялы дыскаў колаў ўключаюць Inconel 718, Waspaloy і г.д. У асноўным выкарыстоўваюцца інтэгральныя турбіны GH4169 і GH4141, а для вала рухавіка выкарыстоўваецца GH2038A.