Héich Temperatur Legierung gëtt och Hëtzt Kraaft Legierung genannt. No der Matrixstruktur kënnen d'Materialien an dräi Kategorien opgedeelt ginn: Eisen-baséiert Nickel-baséiert a Chrom-baséiert. No Produktioun Modus, kann et an deforméiert superalloy a Goss superalloy ënnerdeelt ginn.
Et ass en onverzichtbare Rohmaterial am Raumfaartfeld. Et ass d'Schlësselmaterial fir den Héichtemperaturen Deel vun Raumfaart- a Loftfaartfabrikatiounsmotoren. Et gëtt haaptsächlech fir d'Fabrikatioun vun der Verbrennungskammer, Turbinblade, Guideblade, Kompressor an Turbinscheif, Turbinkëscht an aner Deeler benotzt. D'Servicetemperaturberäich ass 600 ℃ - 1200 ℃. De Stress an d'Ëmweltbedingunge variéiere mat den Deeler déi benotzt ginn. Et gi strikt Ufuerderunge fir déi mechanesch, physesch a chemesch Eegeschafte vun der Legierung. Et ass den entscheedende Faktor fir d'Performance, d'Zouverlässegkeet an d'Liewen vum Motor. Dofir ass d'Superlegierung ee vun de Schlësselfuerschungsprojeten an de Beräicher vun der Raumfaart an der nationaler Verteidegung an den entwéckelte Länner.
D'Haaptapplikatioune vu Superlegierungen sinn:
1. Héichtemperatur Legierung fir Verbrennungskammer
D'Verbrennungskammer (och bekannt als Flamröhre) vum Fluchturbinemotor ass ee vun de Schlëssel Héichtemperaturkomponenten. Zënter Brennstoffatomiséierung, Ueleg- a Gasmëschung an aner Prozesser ginn an der Verbrennungskammer duerchgefouert, kann déi maximal Temperatur an der Verbrennungskammer 1500 ℃ - 2000 ℃ erreechen, an d'Mauertemperatur an der Verbrennungskammer kann 1100 ℃ erreechen. Zur selwechter Zäit huet et och thermesch Stress a Gasstress. Déi meescht Motore mat héije Schub / Gewiichtsverhältnis benotzen annular Verbrennungskammer, déi kuerz Längt an héich Hëtztkapazitéit hunn. Déi maximal Temperatur an der Verbrennungskammer erreecht 2000 ℃, an der Mauer Temperatur erreecht 1150 ℃ no Gas Film oder Damp Ofkillung. Grouss Temperaturgradienten tëscht verschiddenen Deeler generéieren thermesch Belaaschtung, déi staark eropgeet a falen wann den Aarbechtszoustand ännert. D'Material wäert thermesch Schock an thermesch Middegkeet Belaaschtung ginn, an et gëtt Verzerrung, Rëss an aner Feeler. Allgemeng ass d'Verbrennungskammer aus Blechlegierung gemaach, an d'technesch Ufuerderunge ginn no de Servicebedéngungen vun spezifeschen Deeler zesummegefaasst: et huet gewësse Oxidatiounsbeständegkeet a Gaskorrosiounsbeständegkeet ënner de Konditioune fir Héichtemperatur-Legierung a Gas ze benotzen; Et huet gewësse Momentaner an Ausdauer Kraaft, thermesch Middegkeet Leeschtung an niddereg Expansioun Koeffizient; Et huet genuch Plastizitéit a Schweißfäegkeet fir d'Veraarbechtung, d'Form an d'Verbindung ze garantéieren; Et huet gutt organisatoresch Stabilitéit ënner thermesche Zyklus fir zouverlässeg Operatioun am Service Liewen ze garantéieren.
a. MA956 Legierung poröse Laminat
Am fréie Stadium gouf de poröse Laminat aus HS-188 Legierungsplack duerch Diffusiounsverbindung gemaach nodeems se fotograféiert, geätzt, gegruewen a gepuncht goufen. Déi bannescht Schicht kann zu engem ideale Killkanal gemaach ginn no den Designfuerderunge. Dës Strukturkillung brauch nëmmen 30% vum Killgas vun der traditioneller Filmkühlung, wat d'thermesch Zyklus Effizienz vum Motor verbesseren kann, d'tatsächlech Wärmelagerkapazitéit vum Verbrennungskammermaterial reduzéieren, d'Gewiicht reduzéieren an d'Schubgewiicht erhéijen. Verhältnis. Am Moment ass et nach ëmmer néideg fir d'Schlësseltechnologie duerchzebriechen, ier se an de praktesche Gebrauch gesat ka ginn. De poröse Laminat aus MA956 ass eng nei Generatioun vu Verbrennungskammermaterial, dat vun den USA agefouert gëtt, wat bei 1300 ℃ benotzt ka ginn.
b. Uwendung vu Keramikkompositen an der Verbrennungskammer
D'USA hunn ugefaang d'Machbarkeet vun der Benotzung vu Keramik fir Gasturbinen zanter 1971 z'iwwerpréiwen 1971. 1983 hunn e puer Gruppen, déi an der Entwécklung vu fortgeschratt Materialien an den USA engagéiert sinn, eng Rei vu Performanceindikatoren formuléiert fir Gasturbinen, déi an fortgeschrattem Fliger benotzt ginn. Dës Indicateuren sinn: d'Turbine-Inlettemperatur op 2200 ℃ erhéijen; Bedreiwen ënner dem Verbrennungszoustand vun der chemescher Berechnung; Reduzéieren d'Dicht applizéiert op dës Deeler aus 8g / cm3 ze 5g / cm3; Ofkillung vun Komponenten annuléieren. Fir dës Ufuerderungen z'erreechen, enthalen d'Materialien, déi studéiert ginn, Graphit, Metallmatrix, Keramik Matrixkomposite an intermetallesche Verbindungen zousätzlech zu Single-Phase Keramik. Keramik Matrix Komposit (CMC) hunn déi folgend Virdeeler:
Den Expansiounskoeffizient vu Keramikmaterial ass vill méi kleng wéi dee vun der Néckel-baséiert Legierung, an d'Beschichtung ass einfach ze schielen. Keramik Composite mat Zwëschenmetallfilz ze maachen kann den Defekt vu Flaking iwwerwannen, wat d'Entwécklungsrichtung vu Verbrennungskammermaterialien ass. Dëst Material kann mat 10% - 20% Ofkillluft benotzt ginn, an d'Temperatur vun der Metall zréck Isolatioun ass nëmmen ongeféier 800 ℃, an d'Hëtztlagertemperatur ass vill méi niddereg wéi déi vun divergenter Ofkillung a Filmkühlen. Goss Superalloy B1900 + Keramik Beschichtung Schutz Fliesen gëtt am V2500 Motor benotzt, an d'Entwécklungsrichtung ass B1900 (mat Keramik Beschichtung) Fliesen mat SiC-baséiert Komposit oder Anti-Oxidatioun C / C Komposit ze ersetzen. Keramik Matrixentgasung ass d'Entwécklung Material vun Motor Verbrennungsmotor Chamber mat engem Schub Gewiicht Verhältnis vun 15-20, a seng Service Temperatur ass 1538 ℃ - 1650 ℃. Et gëtt benotzt fir Flamröhre, Schwämmmauer an Afterburner.
2. Héichtemperatur Legierung fir Turbine
Aero-Motor Turbineblad ass ee vun de Komponenten déi déi schwéierst Temperaturbelaaschtung an dat schlëmmst Aarbechtsëmfeld am Aero-Motor droen. Et muss ganz grouss a komplex Stress ënner héijer Temperatur droen, sou datt seng Materialfuerderunge ganz strikt sinn. D'Superlegierungen fir Aero-Motor Turbinblade ginn opgedeelt an:
a.High Temperatur Legierung fir Guide
Den Deflektor ass ee vun den Deeler vum Turbinmotor, déi am meeschte vun der Hëtzt beaflosst sinn. Wann ongläiche Verbrennung an der Verbrennungskammer geschitt ass, ass d'Heizlaascht vun der éischter Stuf Leedschnouer grouss, wat den Haaptgrond fir de Schued vun der Leedschnouer ass. Seng Servicetemperatur ass ongeféier 100 ℃ méi héich wéi déi vun der Turbinblad. Den Ënnerscheed ass datt déi statesch Deeler net ënner mechanescher Belaaschtung ënnerleien. Normalerweis ass et einfach thermesch Stress, Verzerrung, thermesch Middegkeet Rëss a lokal Verbrenne verursaacht duerch séier Temperatur änneren. D'Leidewandlegierung soll déi folgend Eegeschaften hunn: genuch héich Temperaturkraaft, permanent Kreepleistung a gutt thermesch Middegkeet Leeschtung, héich Oxidatiounsbeständegkeet an thermesch Korrosiounsleistung, thermesch Stress a Schwéngungsbeständegkeet, Béie Verformungsfäegkeet, gutt Gossprozessformleistung a Schweißbarkeet, an Beschichtung Schutz Leeschtung.
Am Moment, benotzen déi meescht fortgeschratt Motore mat héije Schub / Gewiicht Verhältnis huel Goss Blades, a Richtung an eenzel Kristallsglas produzéiert Néckel-baséiert Superlegierungen ausgewielt. De Motor mat engem héije Schub-Gewiicht Verhältnis huet eng héich Temperatur vun 1650 ℃ - 1930 ℃ a muss duerch thermesch Isolatioun Beschichtung geschützt ginn. D'Servicetemperatur vun der Bladelegierung ënner Ofkillungs- a Beschichtungsschutzbedéngungen ass méi wéi 1100 ℃, wat an Zukunft nei a méi héich Ufuerderunge fir d'Temperaturdichtkäschte vum Guide Bladematerial stellt.
b. Superlegierungen fir Turbinbladen
Turbinblades sinn déi wichtegst Hëtzt-lagerend rotéierend Deeler vun Aero-Motoren. Hir Operatioun Temperatur ass 50 ℃ - 100 ℃ manner wéi de Guide Blades. Si droen e groussen Zentrifugalstress, Schwéngungsstress, thermesche Stress, Loftflossschrauwen an aner Effekter beim Rotéieren, an d'Aarbechtskonditioune si schlecht. D'Liewensdauer vun den Hot End Komponente vum Motor mat héije Schub / Gewiicht Verhältnis ass méi wéi 2000h. Dofir, soll d'Turbine Blade durchgang héich Kreep Resistenz an Broch Kraaft bei Service Temperatur hunn, gutt héich a mëttel- Temperatur ëmfaassend Eegeschaften, wéi héich an niddereg Zyklus Middegkeet, kal a waarm Middegkeet, genuch Plastizitéit an Impakt Zähegkeet, an notch Empfindlechkeet; Héich Oxidatiounsbeständegkeet a Korrosiounsbeständegkeet; Gutt thermesch Konduktivitéit a niddereg Koeffizient vun der linearer Expansioun; Gutt Goss Prozess Leeschtung; Laangfristeg strukturell Stabilitéit, keng TCP Phase Nidderschlag bei Service Temperatur. Déi ugewandt Legierung geet duerch véier Etappen; Deforméiert Legierung Uwendungen enthalen GH4033, GH4143, GH4118, etc; D'Applikatioun vun Lous durchgang ëmfaasst K403, K417, K418, K405, directionally solidified Gold DZ4, DZ22, Single Kristallsglas produzéiert durchgang DD3, DD8, PW1484, etc. Am Moment, huet et zu der drëtter Generatioun vun Single Kristallsglas produzéiert Alliagen entwéckelt. China's Eenkristalllegierung DD3 an DD8 gi respektiv a China Turbinen, Turbofanmotoren, Helikopteren a Schëffsmotoren benotzt.
3. Héichtemperatur Legierung fir Turbinscheif
D'Turbinscheif ass dee betountste rotéierende Lagerdeel vum Turbinmotor. D'Aarbechtstemperatur vum Radflens vum Motor mat dem Schub Gewiichtsverhältnis vun 8 an 10 erreecht 650 ℃ an 750 ℃, an d'Temperatur vum Radzentrum ass ongeféier 300 ℃, mat engem groussen Temperaturdifferenz. Wärend der normaler Rotatioun dréit et d'Blade fir mat héijer Geschwindegkeet ze rotéieren an huet déi maximal Zentrifugalkraaft, thermesch Stress a Schwéngungsstress. All Start an Stop ass en Zyklus, Rad Zentrum. Den Hals, de Groove ënnen an de Felge droen all verschidde Kompositspannungen. D'Legierung ass erfuerderlech déi héchst Ausbezuelkraaft, Schlagzähegkeet a keng Notchempfindlechkeet bei der Servicetemperatur ze hunn; Niddereg linear Expansiounskoeffizient; Bestëmmte Oxidatioun a Korrosiounsbeständegkeet; Gutt Schneidleistung.
4. Loftfaart superalloy
D'Superlegierung am flëssege Rakéitemotor gëtt als Brennstoffinjektorpanel vun der Verbrennungskammer an der Schubkammer benotzt; Turbine Pompel Ellbog, Flange, GRAPHITE Rudder fastener, etc.. Héich Temperatur Legierung am flëssege Rakéitemotor gëtt als Brennstoffkammer Injektor Panel an Schubkammer benotzt; Turbine Pompel Ellbog, Flange, Grafit Rudder Befestigung, etc.. GH4169 gëtt als Material vum Turbinrotor, Schaft, Schafthülse, Befestigung an aner wichteg Lagerdeeler benotzt.
D'Turbinrotormaterialien vum amerikanesche flëssege Rakéitemotor enthalen haaptsächlech d'Aufnahme, d'Turbinblad an d'Scheif. GH1131 Legierung gëtt meeschtens a China benotzt, an d'Turbinblad hänkt vun der Aarbechtstemperatur of. Inconel x, Alloy713c, Astroloy an Mar-M246 soll successiv benotzt ginn; D'Rad disc Material ëmfaasst Inconel 718, Waspaloy, etc.. GH4169 an GH4141 integral Turbinen sinn meeschtens benotzt, an GH2038A fir de Motor Aarsch benotzt.