Visokotemperaturna zlitina se imenuje tudi toplotno trdna zlitina. Glede na strukturo matrice lahko materiale razdelimo v tri kategorije: na osnovi železa, niklja in kroma. Glede na način proizvodnje jih lahko razdelimo na deformirane superzlitine in lite superzlitine.
Je nepogrešljiva surovina v letalski in vesoljski industriji. Je ključni material za visokotemperaturne dele letalskih in vesoljskih motorjev. Uporablja se predvsem za izdelavo zgorevalnih komor, turbinskih lopatic, vodilnih lopatic, kompresorskih in turbinskih diskov, turbinskih ohišij in drugih delov. Delovno temperaturno območje je od 600 ℃ do 1200 ℃. Napetosti in okoljski pogoji se razlikujejo glede na uporabljene dele. Za mehanske, fizikalne in kemijske lastnosti zlitine veljajo stroge zahteve. Je odločilni dejavnik za delovanje, zanesljivost in življenjsko dobo motorja. Zato je superzlitina eden ključnih raziskovalnih projektov na področju letalstva in nacionalne obrambe v razvitih državah.
Glavne uporabe superzlitin so:
1. Visokotemperaturna zlitina za zgorevalno komoro
Zgorevalna komora (znana tudi kot plamenska cev) letalskega turbinskega motorja je ena ključnih visokotemperaturnih komponent. Ker se v zgorevalni komori izvajajo atomizacija goriva, mešanje olja in plina ter drugi procesi, lahko najvišja temperatura v zgorevalni komori doseže 1500 ℃ - 2000 ℃, temperatura sten v zgorevalni komori pa lahko doseže 1100 ℃. Hkrati je izpostavljena tudi toplotnim obremenitvam in obremenitvam zaradi plina. Večina motorjev z visokim razmerjem potiska in teže uporablja obročaste zgorevalne komore, ki so kratke in imajo visoko toplotno kapaciteto. Najvišja temperatura v zgorevalni komori doseže 2000 ℃, temperatura sten pa po hlajenju s plinskim filmom ali paro pa 1150 ℃. Veliki temperaturni gradienti med različnimi deli ustvarjajo toplotne obremenitve, ki se bodo ob spremembi delovnega stanja močno povečevale in padale. Material bo izpostavljen toplotnim udarcem in toplotni utrujenosti, lahko pa se pojavijo deformacije, razpoke in druge napake. Zgorevalna komora je običajno izdelana iz pločevine, tehnične zahteve pa so glede na pogoje uporabe posameznih delov povzete na naslednji način: ima določeno odpornost proti oksidaciji in koroziji zaradi plina v pogojih uporabe visokotemperaturne zlitine in plina; ima določeno takojšnjo in vzdržljivostno trdnost, odpornost proti toplotni utrujenosti in nizek koeficient raztezanja; ima dovolj plastičnosti in varilnih sposobnosti za zagotavljanje obdelave, oblikovanja in povezovanja; ima dobro organizacijsko stabilnost pri toplotnih ciklih za zagotavljanje zanesljivega delovanja v celotni življenjski dobi.
a. Porozni laminat iz zlitine MA956
V zgodnji fazi je bil porozni laminat izdelan iz pločevine iz zlitine HS-188 z difuzijskim lepljenjem po fotografiranju, jedkanju, žlebljenju in luknjanju. Notranja plast se lahko v skladu z zahtevami zasnove spremeni v idealen hladilni kanal. To strukturno hlajenje potrebuje le 30 % hladilnega plina tradicionalnega filmskega hlajenja, kar lahko izboljša učinkovitost toplotnega cikla motorja, zmanjša dejansko toplotno nosilnost materiala zgorevalne komore, zmanjša težo in poveča razmerje potiska in teže. Trenutno je še vedno treba prebiti ključno tehnologijo, preden jo lahko uporabimo v praksi. Porozni laminat iz MA956 je nova generacija materiala za zgorevalne komore, ki so jo uvedle Združene države Amerike in se lahko uporablja pri 1300 ℃.
b. Uporaba keramičnih kompozitov v zgorevalni komori
Združene države Amerike so začele preverjati izvedljivost uporabe keramike za plinske turbine že od leta 1971. Leta 1983 so nekatere skupine, ki se ukvarjajo z razvojem naprednih materialov v Združenih državah Amerike, oblikovale vrsto kazalnikov delovanja za plinske turbine, ki se uporabljajo v naprednih letalih. Ti kazalniki so: povečanje temperature na vhodu turbine na 2200 ℃; delovanje v stanju zgorevanja po kemijskem izračunu; zmanjšanje gostote, ki se nanaša na te dele, z 8 g/cm3 na 5 g/cm3; odprava hlajenja komponent. Da bi izpolnili te zahteve, so bili med preučevanimi materiali poleg enofazne keramike tudi grafit, kovinska matrica, keramični matrični kompoziti in intermetalne spojine. Keramični matrični kompoziti (CMC) imajo naslednje prednosti:
Koeficient raztezanja keramičnega materiala je veliko manjši kot pri zlitini na osnovi niklja, prevleka pa se zlahka lušči. Izdelava keramičnih kompozitov z vmesno kovinsko filcem lahko premaga težavo luščenja, kar je smer razvoja materialov za zgorevalne komore. Ta material se lahko uporablja z 10 % - 20 % hladilnega zraka, temperatura kovinske zadnje izolacije pa je le približno 800 ℃, temperatura prenosa toplote pa je veliko nižja kot pri divergentnem hlajenju in filmskem hlajenju. V motorju V2500 se uporablja zaščitna ploščica iz lite superzlitine B1900 + keramični premaz, smer razvoja pa je zamenjava ploščic B1900 (s keramično prevleko) s kompozitom na osnovi SiC ali antioksidacijskim kompozitom C/C. Keramični matrični kompozit je razvojni material za zgorevalno komoro motorja z razmerjem potiska in teže 15-20, njegova delovna temperatura pa je 1538 ℃ - 1650 ℃. Uporablja se za plamenske cevi, plavajoče stene in naknadno zgorevanje.
2. Visokotemperaturna zlitina za turbino
Lopatica letalskih turbin je ena od komponent letalskega motorja, ki je izpostavljena največjim temperaturnim obremenitvam in najslabšemu delovnemu okolju. Prenašati mora zelo velike in kompleksne obremenitve pri visoki temperaturi, zato so zahteve glede materiala zelo stroge. Superzlitine za lopatice letalskih turbin se delijo na:
a.Visokotemperaturna zlitina za vodilo
Deflektor je eden od delov turbinskega motorja, ki so najbolj izpostavljeni toploti. Ko v zgorevalni komori pride do neenakomernega zgorevanja, je toplotna obremenitev vodilne lopatice prve stopnje velika, kar je glavni razlog za poškodbe vodilne lopatice. Njena delovna temperatura je približno 100 ℃ višja od temperature lopatice turbine. Razlika je v tem, da statični deli niso izpostavljeni mehanskim obremenitvam. Običajno lahko zaradi hitrih temperaturnih sprememb zlahka pride do toplotnih obremenitev, deformacij, razpok zaradi toplotne utrujenosti in lokalnih opeklin. Zlitina vodilne lopatice mora imeti naslednje lastnosti: zadostno visokotemperaturno trdnost, trajno odpornost proti lezenju in dobro odpornost proti toplotni utrujenosti, visoko odpornost proti oksidaciji in toplotni koroziji, odpornost proti toplotnim obremenitvam in vibracijam, sposobnost upogibne deformacije, dobro delovanje pri litju in varjenje ter zaščito premaza.
Trenutno večina naprednih motorjev z visokim razmerjem potiska in teže uporablja votle lite lopatice, pri čemer se izbirajo usmerjene in monokristalne superzlitine na osnovi niklja. Motor z visokim razmerjem potiska in teže ima visoko temperaturo od 1650 ℃ do 1930 ℃ in ga je treba zaščititi s toplotnoizolacijskim premazom. Delovna temperatura zlitine lopatic v pogojih hlajenja in zaščite premaza je več kot 1100 ℃, kar v prihodnosti postavlja nove in višje zahteve glede stroškovne gostote in gostote materiala vodilnih lopatic.
b. Superzlitine za lopatice turbin
Lopatice turbin so ključni vrtljivi deli letalskih motorjev, ki prenašajo toploto. Njihova delovna temperatura je za 50 ℃ - 100 ℃ nižja od vodilnih lopatic. Med vrtenjem prenašajo velike centrifugalne obremenitve, vibracijske obremenitve, toplotne obremenitve, drgnjenje zračnega toka in druge učinke, delovni pogoji pa so slabi. Življenjska doba vročih delov motorja z visokim razmerjem potiska in teže je več kot 2000 ur. Zato mora imeti zlitina lopatic turbin visoko odpornost proti lezenju in tržno trdnost pri delovni temperaturi, dobre kompleksne lastnosti pri visokih in srednjih temperaturah, kot so visoko- in nizkociklična utrujenost, hladna in vroča utrujenost, zadostna plastičnost in udarna žilavost ter občutljivost na zareze; visoko odpornost proti oksidaciji in koroziji; dobro toplotno prevodnost in nizek koeficient linearnega raztezanja; dobro delovanje procesa litja; dolgoročno strukturno stabilnost, brez izločanja faze TCP pri delovni temperaturi. Uporabljena zlitina gre skozi štiri faze; Deformirane zlitine se uporabljajo pri GH4033, GH4143, GH4118 itd.; Uporaba livarskih zlitin vključuje K403, K417, K418, K405, usmerjeno strjeno zlato DZ4, DZ22, monokristalne zlitine DD3, DD8, PW1484 itd. Trenutno se je razvila v tretjo generacijo monokristalnih zlitin. Kitajske monokristalne zlitine DD3 in DD8 se uporabljajo v kitajskih turbinah, turboventilatorskih motorjih, helikopterjih in ladijskih motorjih.
3. Visokotemperaturna zlitina za turbinski disk
Turbinski disk je najbolj obremenjeni vrtljivi ležajni del turbinskega motorja. Delovna temperatura prirobnice kolesa motorja z razmerjem potisne teže 8 in 10 doseže 650 ℃ in 750 ℃, temperatura središča kolesa pa je približno 300 ℃, z veliko temperaturno razliko. Med normalnim vrtenjem poganja rezilo, ki se vrti z veliko hitrostjo, in prenaša največjo centrifugalno silo, toplotne obremenitve in vibracijske obremenitve. Vsak zagon in zaustavitev je cikel središča kolesa. Grlo, dno utora in rob so vsi podvrženi različnim kompozitnim obremenitvam. Zlitina mora imeti najvišjo mejo tečenja, udarno žilavost in občutljivost na zareze pri delovni temperaturi; nizek koeficient linearnega raztezanja; določeno odpornost proti oksidaciji in koroziji; dobro rezalno zmogljivost.
4. Superzlitine za letalsko in vesoljsko industrijo
Superzlitina v raketnem motorju na tekoče gorivo se uporablja kot plošča vbrizgalnika goriva v zgorevalni komori v potisni komori; komolec turbinske črpalke, prirobnica, grafitni pritrdilni element krmila itd. Visokotemperaturna zlitina v raketnem motorju na tekoče gorivo se uporablja kot plošča vbrizgalnika goriva v potisni komori; komolec turbinske črpalke, prirobnica, grafitni pritrdilni element krmila itd. GH4169 se uporablja kot material za rotor turbine, gred, tulca gredi, pritrdilni element in druge pomembne dele ležajev.
Materiali rotorja turbine ameriških raketnih motorjev na tekoče gorivo vključujejo predvsem sesalno cev, lopatico turbine in disk. Na Kitajskem se večinoma uporablja zlitina GH1131, delovna temperatura lopatice turbine pa je odvisna od delovne temperature. Zaporedoma je treba uporabljati Inconel X, Alloy 713c, Astroloy in Mar-M246; materiali za kolutne diske vključujejo Inconel 718, Waspaloy itd. Večinoma se uporabljata integralni turbini GH4169 in GH4141, za gred motorja pa GH2038A.