Le leghe ad alta temperatura sono anche chiamate leghe resistenti al calore. In base alla struttura della matrice, i materiali possono essere suddivisi in tre categorie: a base di ferro, a base di nichel e a base di cromo. In base alla modalità di produzione, possono essere suddivise in superleghe deformate e superleghe fuse.
È una materia prima indispensabile nel settore aerospaziale. È il materiale chiave per la parte ad alta temperatura dei motori aerospaziali e aeronautici. Viene utilizzato principalmente per la produzione di camere di combustione, pale di turbina, pale di guida, dischi di compressore e turbina, carter turbina e altri componenti. L'intervallo di temperatura di esercizio è compreso tra 600 °C e 1200 °C. Le sollecitazioni e le condizioni ambientali variano a seconda dei componenti utilizzati. Esistono requisiti rigorosi per le proprietà meccaniche, fisiche e chimiche della lega. È un fattore decisivo per le prestazioni, l'affidabilità e la durata del motore. Pertanto, la superlega è uno dei principali progetti di ricerca nei settori aerospaziale e della difesa nazionale nei paesi sviluppati.
Le principali applicazioni delle superleghe sono:
1. Lega ad alta temperatura per camera di combustione
La camera di combustione (nota anche come tubo di fiamma) dei motori a turbina aeronautici è uno dei componenti chiave ad alta temperatura. Poiché l'atomizzazione del carburante, la miscelazione di olio e gas e altri processi vengono eseguiti nella camera di combustione, la temperatura massima nella camera di combustione può raggiungere i 1500-2000 °C e la temperatura della parete della camera di combustione può raggiungere i 1100 °C. Allo stesso tempo, sopporta anche stress termici e stress da gas. La maggior parte dei motori con elevato rapporto spinta/peso utilizza camere di combustione anulari, che presentano una lunghezza ridotta e un'elevata capacità termica. La temperatura massima nella camera di combustione raggiunge i 2000 °C e la temperatura della parete raggiunge i 1150 °C dopo il raffreddamento a film di gas o a vapore. Grandi gradienti di temperatura tra le varie parti generano stress termico, che aumenta e diminuisce bruscamente al variare delle condizioni di funzionamento. Il materiale sarà soggetto a shock termici e carichi di fatica termica, con conseguenti distorsioni, crepe e altri difetti. In genere, la camera di combustione è realizzata in lega di lamiera e i requisiti tecnici sono riassunti come segue in base alle condizioni di servizio di parti specifiche: presenta una certa resistenza all'ossidazione e alla corrosione dei gas nelle condizioni di utilizzo di leghe e gas ad alta temperatura; presenta una certa resistenza istantanea e di resistenza, prestazioni di fatica termica e basso coefficiente di espansione; presenta sufficiente plasticità e capacità di saldatura per garantire lavorazione, formatura e connessione; presenta una buona stabilità organizzativa sotto ciclo termico per garantire un funzionamento affidabile durante la vita utile.
a. Laminato poroso in lega MA956
Nella fase iniziale, il laminato poroso è stato realizzato in lamiera di lega HS-188 mediante saldatura per diffusione, dopo essere stato fotografato, inciso, scanalato e punzonato. Lo strato interno può essere trasformato in un canale di raffreddamento ideale in base ai requisiti di progettazione. Questo raffreddamento strutturale richiede solo il 30% del gas di raffreddamento del tradizionale raffreddamento a film, il che può migliorare l'efficienza del ciclo termico del motore, ridurre la capacità effettiva di trasporto del calore del materiale della camera di combustione, ridurre il peso e aumentare il rapporto spinta-peso. Attualmente, è ancora necessario sviluppare la tecnologia chiave prima di poterlo mettere in pratica. Il laminato poroso in MA956 è una nuova generazione di materiale per camere di combustione introdotto dagli Stati Uniti, che può essere utilizzato a 1300 °C.
b. Applicazione di compositi ceramici nella camera di combustione
Gli Stati Uniti hanno iniziato a verificare la fattibilità dell'utilizzo della ceramica nelle turbine a gas dal 1971. Nel 1983, alcuni gruppi impegnati nello sviluppo di materiali avanzati negli Stati Uniti hanno formulato una serie di indicatori di prestazione per le turbine a gas utilizzate in aeromobili avanzati. Questi indicatori sono: aumentare la temperatura di ingresso della turbina a 2200 °C; operare nello stato di combustione di calcolo chimico; ridurre la densità applicata a queste parti da 8 g/cm³ a 5 g/cm³; annullare il raffreddamento dei componenti. Per soddisfare questi requisiti, i materiali studiati includono grafite, matrice metallica, compositi a matrice ceramica e composti intermetallici, oltre alle ceramiche monofase. I compositi a matrice ceramica (CMC) presentano i seguenti vantaggi:
Il coefficiente di dilatazione del materiale ceramico è molto inferiore a quello delle leghe a base di nichel e il rivestimento è facile da staccare. La realizzazione di compositi ceramici con feltro metallico intermedio può superare il difetto di sfaldatura, che è la direzione di sviluppo dei materiali per camere di combustione. Questo materiale può essere utilizzato con aria di raffreddamento al 10% - 20% e la temperatura dell'isolamento posteriore metallico è di soli 800 °C circa, mentre la temperatura di scambio termico è molto inferiore a quella del raffreddamento divergente e del raffreddamento a film. La superlega fusa B1900 con rivestimento ceramico viene utilizzata nel motore V2500 e la direzione di sviluppo è quella di sostituire la piastrella B1900 (con rivestimento ceramico) con un composito a base di SiC o un composito C/C antiossidante. Il composito a matrice ceramica è il materiale di sviluppo della camera di combustione del motore con un rapporto peso-spinta di 15-20 e la sua temperatura di esercizio è di 1538 °C - 1650 °C. Viene utilizzato per il tubo di fiamma, la parete flottante e il postbruciatore.
2. Lega ad alta temperatura per turbina
La pala di una turbina per motori aeronautici è uno dei componenti che sopportano i carichi termici più elevati e le condizioni di lavoro più difficili. Deve sopportare sollecitazioni molto elevate e complesse ad alta temperatura, quindi i requisiti dei materiali sono molto rigorosi. Le superleghe per le pale di una turbina per motori aeronautici si dividono in:
a. Lega ad alta temperatura per guida
Il deflettore è una delle parti del motore a turbina maggiormente esposte al calore. Quando si verifica una combustione irregolare nella camera di combustione, il carico termico della paletta di guida del primo stadio è elevato, il che è la causa principale del danneggiamento della paletta. La sua temperatura di esercizio è di circa 100 °C superiore a quella della pala della turbina. La differenza è che le parti statiche non sono soggette a carico meccanico. Di solito, è facile che si verifichino stress termici, distorsioni, cricche da fatica termica e bruciature localizzate causate da rapidi sbalzi di temperatura. La lega della paletta di guida deve avere le seguenti proprietà: sufficiente resistenza alle alte temperature, prestazioni di creep permanente e buone prestazioni di fatica termica, elevata resistenza all'ossidazione e alla corrosione termica, resistenza a stress termico e vibrazioni, capacità di deformazione per flessione, buone prestazioni di stampaggio e saldabilità durante il processo di fusione e buone prestazioni di protezione del rivestimento.
Attualmente, la maggior parte dei motori avanzati con elevato rapporto spinta/peso utilizza pale cave fuse e vengono selezionate superleghe direzionali e monocristalline a base di nichel. Il motore con elevato rapporto spinta/peso ha un'elevata temperatura di esercizio, compresa tra 1650 e 1930 °C, e necessita di un rivestimento termoisolante. La temperatura di esercizio della lega della pala in condizioni di raffreddamento e protezione del rivestimento è superiore a 1100 °C, il che pone nuovi e più elevati requisiti per il costo della densità di temperatura del materiale della pala guida in futuro.
b. Superleghe per pale di turbine
Le pale delle turbine sono le principali parti rotanti dei motori aeronautici che trasportano calore. La loro temperatura di esercizio è inferiore di 50-100 °C rispetto alle pale di guida. Sopportano notevoli sollecitazioni centrifughe, vibrazioni, sollecitazioni termiche, abrasioni dovute al flusso d'aria e altri effetti durante la rotazione, e le condizioni di lavoro sono sfavorevoli. La durata dei componenti dell'estremità calda del motore con elevato rapporto spinta/peso è superiore a 2000 ore. Pertanto, la lega delle pale delle turbine deve presentare un'elevata resistenza al creep e alla rottura alla temperatura di esercizio, buone proprietà generali ad alta e media temperatura, come fatica ad alto e basso ciclo, fatica a freddo e a caldo, sufficiente plasticità e tenacità all'impatto e sensibilità all'intaglio; elevata resistenza all'ossidazione e alla corrosione; buona conduttività termica e basso coefficiente di dilatazione lineare; buone prestazioni del processo di fusione; stabilità strutturale a lungo termine, nessuna precipitazione della fase TCP alla temperatura di esercizio. La lega applicata attraversa quattro fasi; le applicazioni delle leghe deformabili includono GH4033, GH4143, GH4118, ecc.; Le leghe di fusione trovano applicazione in K403, K417, K418, K405, oro solidificato direzionalmente DZ4, DZ22, leghe monocristalline DD3, DD8, PW1484, ecc. Attualmente, si è arrivati alla terza generazione di leghe monocristalline. Le leghe monocristalline cinesi DD3 e DD8 sono utilizzate rispettivamente nelle turbine, nei motori turbofan, negli elicotteri e nei motori navali cinesi.
3. Lega ad alta temperatura per disco turbina
Il disco della turbina è la parte rotante del cuscinetto più sollecitata del motore a turbina. La temperatura di esercizio della flangia della ruota del motore con un rapporto peso-spinta di 8 e 10 raggiunge i 650 °C e 750 °C, mentre la temperatura del centro della ruota è di circa 300 °C, con un'ampia differenza di temperatura. Durante la rotazione normale, aziona la pala ad alta velocità e sopporta la massima forza centrifuga, sollecitazioni termiche e vibrazioni. Ogni avvio e arresto è un ciclo, centro della ruota. La gola, il fondo della scanalatura e il bordo sopportano tutti diverse sollecitazioni composite. La lega deve avere il massimo limite di snervamento, la massima tenacità e nessuna sensibilità all'intaglio alla temperatura di esercizio; basso coefficiente di dilatazione lineare; certa resistenza all'ossidazione e alla corrosione; buone prestazioni di taglio.
4. Superlega aerospaziale
La superlega nel motore a razzo a propellente liquido viene utilizzata come pannello dell'iniettore del carburante nella camera di combustione nella camera di spinta; gomito della pompa della turbina, flangia, elemento di fissaggio del timone in grafite, ecc. La lega ad alta temperatura nel motore a razzo a propellente liquido viene utilizzata come pannello dell'iniettore della camera di combustione nella camera di spinta; gomito della pompa della turbina, flangia, elemento di fissaggio del timone in grafite, ecc. Il GH4169 viene utilizzato come materiale per il rotore della turbina, l'albero, il manicotto dell'albero, l'elemento di fissaggio e altre parti importanti dei cuscinetti.
I materiali del rotore della turbina del motore a razzo liquido americano includono principalmente il condotto di aspirazione, la pala e il disco della turbina. In Cina, la lega GH1131 è la più utilizzata, e la pala della turbina dipende dalla temperatura di esercizio. Inconel X, Alloy713c, Astroloy e Mar-M246 devono essere utilizzati in successione; i materiali del disco della ruota includono Inconel 718, Waspaloy, ecc. Le turbine integrali GH4169 e GH4141 sono principalmente utilizzate, mentre per l'albero motore viene utilizzato il GH2038A.