La lega ad alta temperatura è anche chiamata lega resistente al calore. Secondo la struttura della matrice, i materiali possono essere suddivisi in tre categorie: a base di ferro, a base di nichel e a base di cromo. A seconda della modalità di produzione, può essere divisa in superlega deformata e superlega fusa.
È una materia prima indispensabile nel campo aerospaziale. È il materiale chiave per la parte ad alta temperatura dei motori di produzione aerospaziale e aeronautica. Viene utilizzato principalmente per la produzione di camere di combustione, pale di turbine, pale di guida, dischi di compressori e turbine, alloggiamenti di turbine e altre parti. L'intervallo di temperatura di servizio è 600 ℃ - 1200 ℃. Lo stress e le condizioni ambientali variano a seconda delle parti utilizzate. Esistono requisiti severi per le proprietà meccaniche, fisiche e chimiche della lega. È il fattore decisivo per le prestazioni, l'affidabilità e la durata del motore. Pertanto, la superlega è uno dei progetti di ricerca chiave 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) del motore a turbina dell'aviazione 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 1500 ℃ - 2000 ℃ e la temperatura delle pareti nella camera di combustione può raggiungere 1100 ℃. Allo stesso tempo sopporta anche lo stress termico e lo stress gassoso. La maggior parte dei motori con elevato rapporto spinta/peso utilizzano camere di combustione anulari, di breve lunghezza ed elevata capacità termica. La temperatura massima nella camera di combustione raggiunge i 2000 ℃ e la temperatura delle pareti raggiunge i 1150 ℃ dopo il raffreddamento con film di gas o vapore. Grandi gradienti di temperatura tra le varie parti genereranno stress termico, che aumenterà e diminuirà bruscamente quando lo stato di funzionamento cambia. Il materiale sarà soggetto a shock termico e carico di fatica termica e si presenteranno distorsioni, crepe e altri difetti. Generalmente, la camera di combustione è realizzata in lamiera di lega e i requisiti tecnici sono riassunti come segue in base alle condizioni di servizio di parti specifiche: ha una certa resistenza all'ossidazione e alla corrosione del gas nelle condizioni di utilizzo di lega e gas ad alta temperatura; Ha una certa resistenza istantanea e di resistenza, prestazioni di fatica termica e basso coefficiente di espansione; Ha sufficiente plasticità e capacità di saldatura per garantire lavorazione, formatura e connessione; Ha una buona stabilità organizzativa sotto ciclo termico per garantire un funzionamento affidabile durante la vita utile.
UN. Laminato poroso in lega MA956
Nella fase iniziale, il laminato poroso era costituito da un foglio di lega HS-188 mediante saldatura per diffusione dopo essere stato fotografato, inciso, scanalato e perforato. Lo strato interno può essere trasformato in un canale di raffreddamento ideale in base ai requisiti di progettazione. Questo raffreddamento della struttura richiede solo il 30% del gas di raffreddamento del tradizionale raffreddamento a film, che può migliorare l'efficienza del ciclo termico del motore, ridurre l'effettiva capacità di sopportare il calore del materiale della camera di combustione, ridurre il peso e aumentare il peso di spinta rapporto. Al momento, è ancora necessario superare la tecnologia chiave prima che possa essere messa in pratica. Il laminato poroso in MA956 è una nuova generazione di materiale per camera di combustione introdotto dagli Stati Uniti, che può essere utilizzato a 1300 ℃.
B. Applicazione di compositi ceramici in camera di combustione
Gli Stati Uniti hanno iniziato a verificare la fattibilità dell'utilizzo della ceramica per le turbine a gas già 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 negli aerei avanzati. Questi indicatori sono: aumentare la temperatura di ingresso della turbina a 2200 ℃; Operare nello stato di combustione del 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 alla ceramica monofase. I compositi a matrice ceramica (CMC) presentano i seguenti vantaggi:
Il coefficiente di espansione del materiale ceramico è molto inferiore a quello della lega a base di nichel e il rivestimento è facile da staccare. Realizzare compositi ceramici con feltro metallico intermedio può superare il difetto di sfaldamento, che è la direzione di sviluppo dei materiali delle camere di combustione. Questo materiale può essere utilizzato con il 10% - 20% di aria di raffreddamento e la temperatura dell'isolamento posteriore in metallo è solo di circa 800 ℃ e la temperatura del cuscinetto di calore è molto inferiore a quella del raffreddamento divergente e del raffreddamento a film. La piastrella protettiva con rivestimento ceramico in superlega fusa B1900 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 servizio è compresa tra 1538 ℃ e 1650 ℃. Viene utilizzato per tubi di fiamma, pareti galleggianti e postcombustore.
2. Lega ad alta temperatura per turbina
Le pale delle turbine dei motori aeronautici sono uno dei componenti che sopportano il carico termico più severo e l'ambiente di lavoro peggiore nel motore aeronautico. Deve sopportare sollecitazioni molto grandi e complesse ad alta temperatura, quindi i suoi requisiti materiali sono molto severi. Le superleghe per pale di turbine di motori aeronautici si dividono in:
a. Lega ad alta temperatura per la guida
Il deflettore è una delle parti del motore a turbina che risente maggiormente del calore. Quando si verifica una combustione irregolare nella camera di combustione, il carico termico della pala di guida del primo stadio è elevato, il che è il motivo principale del danneggiamento della pala di guida. La sua temperatura di servizio è di circa 100 ℃ superiore a quella della pala della turbina. La differenza è che le parti statiche non sono soggette a carico meccanico. Di solito, è facile causare stress termico, distorsione, cricche da fatica termica e ustioni locali causate da rapidi cambiamenti di temperatura. La lega delle palette di guida deve avere le seguenti proprietà: sufficiente resistenza alle alte temperature, prestazioni di scorrimento permanente e buone prestazioni di fatica termica, elevata resistenza all'ossidazione e prestazioni alla corrosione termica, resistenza allo stress termico e alle vibrazioni, capacità di deformazione alla flessione, buone prestazioni di stampaggio del processo di fusione e saldabilità, e prestazioni di protezione del rivestimento.
Attualmente, i motori più avanzati con elevato rapporto spinta/peso utilizzano pale cave e vengono selezionate superleghe direzionali e monocristalline a base di nichel. Il motore con elevato rapporto spinta-peso ha una temperatura elevata di 1650 ℃ - 1930 ℃ e deve essere protetto da un rivestimento isolante termico. La temperatura di servizio della lega della lama in condizioni di raffreddamento e protezione del rivestimento è superiore a 1100 ℃, il che pone in futuro requisiti nuovi e più elevati per il costo della densità di temperatura del materiale della lama guida.
B. Superleghe per pale di turbine
Le pale delle turbine sono le parti rotanti principali dei motori aeronautici che trasportano il calore. La loro temperatura operativa è inferiore di 50 ℃ - 100 ℃ rispetto alle lame guida. Sopportano grandi sollecitazioni centrifughe, sollecitazioni vibrazionali, sollecitazioni termiche, abrasione del flusso d'aria e altri effetti durante la rotazione e le condizioni di lavoro sono sfavorevoli. La durata dei componenti hot end del motore con elevato rapporto spinta/peso è superiore a 2000 ore. Pertanto, la lega delle pale della turbina deve avere un'elevata resistenza allo scorrimento viscoso e alla rottura alla temperatura di servizio, buone proprietà globali alle alte e medie temperature, come fatica ad alto e basso numero di cicli, fatica a freddo e caldo, sufficiente plasticità e resilienza all'impatto e sensibilità all'intaglio; Elevata resistenza all'ossidazione e resistenza 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 servizio. La lega applicata attraversa quattro fasi; Le applicazioni di leghe deformate includono GH4033, GH4143, GH4118, ecc.; L'applicazione della lega di colata comprende K403, K417, K418, K405, oro solidificato direzionalmente DZ4, DZ22, lega monocristallina DD3, DD8, PW1484, ecc. Allo stato attuale, si è sviluppata fino alla terza generazione di leghe monocristalline. Le leghe cinesi monocristalline 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 di turbina
Il disco della turbina è la parte rotante più sollecitata del motore a turbina. La temperatura di esercizio della flangia della ruota del motore con il rapporto peso di spinta di 8 e 10 raggiunge 650 ℃ e 750 ℃, e la temperatura del centro della ruota è di circa 300 ℃, con una grande differenza di temperatura. Durante la rotazione normale, fa ruotare la lama ad alta velocità e sopporta la massima forza centrifuga, stress termico e vibrazioni. Ogni avvio e arresto è un ciclo, il centro della ruota. La gola, il fondo della scanalatura e il bordo sopportano tutti sollecitazioni composite diverse. La lega deve avere il massimo carico di snervamento, resistenza agli urti e nessuna sensibilità all'intaglio alla temperatura di servizio; 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 liquido viene utilizzata come pannello dell'iniettore di carburante della camera di combustione nella camera di spinta; Gomito della pompa della turbina, flangia, dispositivo di fissaggio del timone in grafite, ecc. La lega ad alta temperatura nel motore a razzo liquido viene utilizzata come pannello dell'iniettore della camera del carburante nella camera di spinta; Gomito della pompa della turbina, flangia, dispositivo di fissaggio del timone in grafite, ecc. GH4169 viene utilizzato come materiale del rotore della turbina, dell'albero, del manicotto dell'albero, del dispositivo di fissaggio e di altre parti importanti dei cuscinetti.
I materiali del rotore della turbina del motore a razzo liquido americano comprendono principalmente il tubo di aspirazione, la pala della turbina e il disco. La lega GH1131 è utilizzata principalmente in Cina e la pala della turbina dipende dalla temperatura di lavoro. Inconel x, Alloy713c, Astroloy e Mar-M246 devono essere utilizzati successivamente; I materiali del disco della ruota includono Inconel 718, Waspaloy, ecc. Le turbine integrali GH4169 e GH4141 vengono utilizzate principalmente e GH2038A viene utilizzata per l'albero motore.