Высокотэмпературны сплаў таксама называюць тэрмаўстойлівым сплавам. Па структуры матрыцы матэрыялы можна падзяліць на тры катэгорыі: на аснове жалеза, на аснове нікеля і на аснове хрому. У залежнасці ад рэжыму вытворчасці, яго можна падзяліць на дэфармаваны суперсплаў і літой суперсплаў.
Гэта незаменная сыравіна ў аэракасмічнай галіне. Гэта ключавы матэрыял для высокатэмпературнай часткі аэракасмічных і авіяцыйных рухавікоў. Ён у асноўным выкарыстоўваецца для вытворчасці камеры згарання, лопасці турбіны, накіроўвалай лопасці, кампрэсара і дыска турбіны, корпуса турбіны і іншых частак. Дыяпазон працоўных тэмператур 600 ℃ - 1200 ℃. Напружанне і ўмовы навакольнага асяроддзя залежаць ад выкарыстоўваных частак. Да механічным, фізічным і хімічным уласцівасцям сплаву прад'яўляюцца жорсткія патрабаванні. Гэта вырашальны фактар для прадукцыйнасці, надзейнасці і тэрміну службы рухавіка. Такім чынам, суперсплав з'яўляецца адным з ключавых даследчых праектаў у галіне аэракасмічнай і нацыянальнай абароны ў развітых краінах.
Асноўныя сферы прымянення суперсплавов:
1. Высокотэмпературны сплаў для камеры згарання
Камера згарання (таксама вядомая як жарападобная труба) авіяцыйнага турбіннага рухавіка з'яўляецца адным з ключавых высокатэмпературных кампанентаў. Паколькі распыленне паліва, змешванне нафты і газу і іншыя працэсы адбываюцца ў камеры згарання, максімальная тэмпература ў камеры згарання можа дасягаць 1500 ℃ - 2000 ℃, а тэмпература сценкі ў камеры згарання можа дасягаць 1100 ℃. У той жа час ён таксама нясе тэрмічнае напружанне і газавае напружанне. Большасць рухавікоў з высокім стаўленнем цягі/масы выкарыстоўваюць колцавыя камеры згарання, якія маюць невялікую даўжыню і высокую цеплаёмістасць. Максімальная тэмпература ў камеры згарання дасягае 2000 ℃, а тэмпература сценкі дасягае 1150 ℃ пасля газавага плёнкавага або паравога астуджэння. Вялікі градыент тэмпературы паміж рознымі часткамі будзе ствараць цеплавое напружанне, якое будзе рэзка расці і падаць пры змене працоўнага стану. Матэрыял будзе падвяргацца цеплавым ударам і тэрмічнай стомленасці, у выніку чаго будуць дэфармацыі, расколіны і іншыя дэфекты. Як правіла, камера згарання зроблена з ліставога сплаву, і тэхнічныя патрабаванні абагульнены наступным чынам у адпаведнасці з умовамі эксплуатацыі канкрэтных частак: яна мае пэўную ўстойлівасць да акіслення і ўстойлівасць да карозіі ва ўмовах выкарыстання высокатэмпературнага сплаву і газу; Ён мае пэўную імгненную трываласць і цягавітасць, прадукцыйнасць цеплавой стомленасці і нізкі каэфіцыент пашырэння; Ён валодае дастатковай пластычнасцю і зваркай, каб забяспечыць апрацоўку, фармоўку і злучэнне; Ён мае добрую арганізацыйную стабільнасць пры цеплавым цыкле, каб забяспечыць надзейную працу на працягу ўсяго тэрміну службы.
а. Поры ламінат са сплаву MA956
На ранняй стадыі кіпры ламінат вырабляўся з ліста сплаву HS-188 шляхам дыфузійнага злучэння пасля фатаграфавання, тручэння, канавак і прабівання. Унутраны пласт можа быць ператвораны ў ідэальны астуджальны канал у адпаведнасці з патрабаваннямі канструкцыі. Для астуджэння гэтай канструкцыі патрабуецца толькі 30% астуджальнага газу традыцыйнага плёнкавага астуджэння, што можа палепшыць эфектыўнасць цеплавога цыклу рухавіка, паменшыць фактычную цепланосную здольнасць матэрыялу камеры згарання, паменшыць вагу і павялічыць цягу суадносіны. У цяперашні час яшчэ неабходна прабіць ключавую тэхналогію, перш чым яе можна будзе выкарыстоўваць на практыцы. Сітаваты ламінат, выраблены з MA956, - гэта новае пакаленне матэрыялу камеры згарання, прадстаўленае Злучанымі Штатамі, якое можа выкарыстоўвацца пры тэмпературы 1300 ℃.
б. Прымяненне керамічных кампазітаў у камеры згарання
Злучаныя Штаты пачалі правяраць магчымасць выкарыстання керамікі для газавых турбін з 1971 года. У 1983 годзе некаторыя групы, якія займаюцца распрацоўкай сучасных матэрыялаў у Злучаных Штатах, сфармулявалі шэраг паказчыкаў прадукцыйнасці газавых турбін, якія выкарыстоўваюцца ў сучасных самалётах. Гэтыя паказчыкі: павышэнне тэмпературы на ўваходзе турбіны да 2200 ℃; Працуюць у стане гарэння хімічнага разліку; Паменшыце шчыльнасць, нанесеную на гэтыя дэталі, з 8 г/см3 да 5 г/см3; Адмяніць астуджэнне кампанентаў. Каб адпавядаць гэтым патрабаванням, даследаваныя матэрыялы ўключаюць у сябе графіт, металічную матрыцу, керамічныя матрычныя кампазіты і інтэрметалідныя злучэнні ў дадатак да аднафазнай керамікі. Кампазіты з керамічнай матрыцай (КМК) валодаюць наступнымі перавагамі:
Каэфіцыент пашырэння керамічнага матэрыялу значна меншы, чым у сплаву на аснове нікеля, і пакрыццё лёгка здымаецца. Стварэнне керамічных кампазітаў з прамежкавым металічным лямцам можа пераадолець дэфект лушчэння, які з'яўляецца напрамкам развіцця матэрыялаў камеры згарання. Гэты матэрыял можа выкарыстоўвацца з 10% - 20% астуджальнага паветра, а тэмпература металічнай задняй ізаляцыі складае ўсяго каля 800 ℃, а тэмпература цеплападшыпніка значна ніжэйшая, чым пры дывергентным і плёнкавым астуджэнні. У рухавіку V2500 выкарыстоўваецца ахоўная плітка з адліванага звышсплаву B1900+керамічнае пакрыццё, і кірунак развіцця заключаецца ў замене пліткі B1900 (з керамічным пакрыццём) на кампазіт на аснове SiC або антыакісляльны C/C кампазіт. Кампазіт з керамічнай матрыцай з'яўляецца матэрыялам для распрацоўкі камеры згарання рухавіка з цягавым каэфіцыентам 15-20, а яго рабочая тэмпература складае 1538 ℃ - 1650 ℃. Ён выкарыстоўваецца для жаравых труб, плаваючых сцен і фарсажу.
2. Высокотэмпературны сплаў для турбіны
Турбінная лапатка авіярухавіка з'яўляецца адным з кампанентаў, якія вытрымліваюць самую сур'ёзную тэмпературную нагрузку і горшыя працоўныя ўмовы ў авіярухавіку. Ён павінен вытрымліваць вельмі вялікія і складаныя нагрузкі пры высокай тэмпературы, таму патрабаванні да яго матэрыялаў вельмі жорсткія. Суперсплавы для турбінных лапатак авіярухавікоў дзеляцца на:
a.High тэмпературы сплаў для кіраўніцтва
Дэфлектар - адна з частак турбіннага рухавіка, на якую найбольш моцна ўздзейнічае цяпло. Калі ў камеры згарання адбываецца нераўнамернае згаранне, нагрузка на ацяпленне накіроўвалай лопасці першай ступені вялікая, што з'яўляецца асноўнай прычынай пашкоджання накіроўвалай лопасці. Яго рабочая тэмпература прыкладна на 100 ℃ вышэй, чым тэмпература лопасці турбіны. Адрозненне ў тым, што статычныя дэталі не схільныя механічнай нагрузцы. Звычайна лёгка выклікаць тэрмічнае напружанне, дэфармацыю, расколіну ад цеплавой стомленасці і мясцовы апёк, выкліканы хуткай зменай тэмпературы. Сплаў накіроўвалай лопасці павінен мець наступныя ўласцівасці: дастатковую трываласць пры высокіх тэмпературах, працяглую паўзучасць і добрую тэрмічную стомленасць, высокую ўстойлівасць да акіслення і тэрмічнай карозіі, устойлівасць да тэрмічнага напружання і вібрацыі, здольнасць да дэфармацыі пры выгібе, добрыя характарыстыкі працэсу ліцця, фармаванне і зварвальнасць, і характарыстыкі абароны пакрыцця.
У цяперашні час у найбольш прасунутых рухавіках з высокім стаўленнем цягі/масы выкарыстоўваюцца полыя адліваныя лопасці, а таксама абраныя суперсплавы на аснове накіраванага і монакрышталічнага нікеля. Рухавік з высокай цягай да масы мае высокую тэмпературу 1650 ℃ - 1930 ℃ і павінен быць абаронены цеплаізаляцыйным пакрыццём. Тэмпература эксплуатацыі сплаву ляза ва ўмовах астуджэння і абароны пакрыцця складае больш за 1100 ℃, што высоўвае новыя і больш высокія патрабаванні да кошту тэмпературнай шчыльнасці матэрыялу накіроўвалай ляза ў будучыні.
б. Суперсплавы для турбінных лапатак
Лапаткі турбіны з'яўляюцца ключавымі цепланоснымі верцяцца часткамі авіярухавікоў. Іх рабочая тэмпература на 50 ℃ - 100 ℃ ніжэй, чым у накіроўвалых лопасцей. Яны падвяргаюцца вялікім цэнтрабежным нагрузкам, вібрацыі, цеплавым нагрузкам, размыванню паветраным патокам і іншым эфектам пры кручэнні, а ўмовы працы дрэнныя. Тэрмін службы кампанентаў гарачай часткі рухавіка з высокай цягавацяглівасцю складае больш за 2000 гадзін. Такім чынам, сплаў для лапатак турбіны павінен мець высокую ўстойлівасць да паўзучасці і трываласць на разрыў пры эксплуатацыйнай тэмпературы, добрыя комплексныя ўласцівасці пры высокіх і сярэдніх тэмпературах, такія як стомленасць пры высокіх і нізкіх цыклах, стомленасць пры халодным і гарачым стане, дастатковую пластычнасць і ўдарную глейкасць, а таксама адчувальнасць да выемкі; Высокая ўстойлівасць да акіслення і каразійнай стойкасці; Добрая цеплаправоднасць і нізкі каэфіцыент лінейнага пашырэння; Добрая прадукцыйнасць працэсу ліцця; Доўгатэрміновая структурная стабільнасць, адсутнасць выпадзення фазы TCP пры працоўнай тэмпературы. Нанесены сплаў праходзіць чатыры стадыі; Прымяненне дэфармаванага сплаву ўключае GH4033, GH4143, GH4118 і г.д.; Прымяненне ліцейнага сплаву ўключае ў сябе K403, K417, K418, K405, накіраванае зацвярдзелае золата DZ4, DZ22, монакрышталічны сплаў DD3, DD8, PW1484 і г.д. У цяперашні час ён распрацаваў трэцяе пакаленне монакрышталічных сплаваў. Кітайскія монакрышталічныя сплавы DD3 і DD8 выкарыстоўваюцца адпаведна ў кітайскіх турбінах, турбавентылятарных рухавіках, верталётах і карабельных рухавіках.
3. Высокотэмпературны сплаў для дыска турбіны
Дыск турбіны - самая напружаная верціцца апорная частка турбіннага рухавіка. Працоўная тэмпература фланца колы рухавіка з цягавым каэфіцыентам вагі 8 і 10 дасягае 650 ℃ і 750 ℃, а тэмпература цэнтра колы складае каля 300 ℃ з вялікай розніцай тэмператур. Падчас нармальнага кручэння ён прымушае лязо круціцца з высокай хуткасцю і вытрымлівае максімальную цэнтрабежную сілу, цеплавую нагрузку і нагрузку ад вібрацыі. Кожны старт і прыпынак - гэта цыкл, цэнтр колы. Горла, дно канаўкі і вобад падвяргаюцца розным кампазітным нагрузкам. Сплаў павінен мець найвышэйшую мяжу цякучасці, ударную глейкасць і адсутнасць адчувальнасці да выемкі пры тэмпературы эксплуатацыі; Нізкі каэфіцыент лінейнага пашырэння; Пэўная ўстойлівасць да акіслення і карозіі; Добрая прадукцыйнасць рэзкі.
4. Аэракасмічны суперсплаў
Суперсплаў у вадкасным ракетным рухавіку выкарыстоўваецца ў якасці паліўнай фарсункі камеры згарання ў камеры цягі; Колена турбіннага помпы, фланец, графітавы крапеж руля і г. д. Высокотэмпературны сплаў у вадкасным ракетным рухавіку выкарыстоўваецца ў якасці інжэктарнай панэлі паліўнай камеры ў камеры цягі; Калена помпы турбіны, фланец, графітавы крапеж руля і г. д. GH4169 выкарыстоўваецца ў якасці матэрыялу для ротара турбіны, вала, гільзы вала, крапяжу і іншых важных частак падшыпніка.
Матэрыялы ротара турбіны амерыканскага вадкаснага ракетнага рухавіка ў асноўным ўключаюць у сябе ўпускную трубу, лопасць турбіны і дыск. Сплаў GH1131 у асноўным выкарыстоўваецца ў Кітаі, а лопасць турбіны залежыць ад працоўнай тэмпературы. Inconel x, Alloy713c, Astroloy і Mar-M246 павінны выкарыстоўвацца паслядоўна; Матэрыялы колавых дыскаў ўключаюць Inconel 718, Waspaloy і г.д. У асноўным выкарыстоўваюцца інтэгральныя турбіны GH4169 і GH4141, а для вала рухавіка выкарыстоўваецца GH2038A.