Stop wysokotemperaturowy nazywany jest również stopem żaroodpornym. Ze względu na strukturę osnowy, materiały można podzielić na trzy kategorie: na bazie żelaza, niklu i chromu. Ze względu na sposób produkcji, można je podzielić na nadstopy odkształcane i odlewane.
Jest to niezbędny surowiec w przemyśle lotniczym i kosmicznym. Jest kluczowym materiałem do produkcji wysokotemperaturowych części silników lotniczych i kosmicznych. Jest wykorzystywany głównie do produkcji komór spalania, łopatek turbin, łopatek prowadzących, tarcz sprężarek i turbin, obudów turbin i innych części. Zakres temperatur pracy wynosi 600–1200°C. Naprężenia i warunki środowiskowe różnią się w zależności od zastosowanych części. Istnieją surowe wymagania dotyczące właściwości mechanicznych, fizycznych i chemicznych stopu. Jest to czynnik decydujący o wydajności, niezawodności i żywotności silnika. Dlatego nadstop jest jednym z kluczowych projektów badawczych w dziedzinie lotnictwa i obronności w krajach rozwiniętych.
Główne zastosowania superstopów to:
1. Stop wysokotemperaturowy do komory spalania
Komora spalania (znana również jako rura płomieniowa) lotniczego silnika turbinowego jest jednym z kluczowych elementów wysokotemperaturowych. Ponieważ rozpylanie paliwa, mieszanie oleju z gazem i inne procesy odbywają się w komorze spalania, maksymalna temperatura w komorze spalania może osiągnąć 1500℃-2000℃, a temperatura ścianek komory spalania może osiągnąć 1100℃. Jednocześnie jest ona poddawana naprężeniom cieplnym i gazowym. Większość silników o wysokim stosunku ciągu do masy wykorzystuje pierścieniowe komory spalania, które charakteryzują się małą długością i dużą pojemnością cieplną. Maksymalna temperatura w komorze spalania osiąga 2000℃, a temperatura ścianek osiąga 1150℃ po schłodzeniu filmem gazowym lub parą. Duże gradienty temperatury między różnymi częściami generują naprężenia cieplne, które gwałtownie rosną i spadają wraz ze zmianą stanu roboczego. Materiał będzie narażony na szok termiczny i obciążenie zmęczeniowe, a także wystąpią odkształcenia, pęknięcia i inne wady. Komora spalania jest zazwyczaj wykonana z blachy stopowej, a wymagania techniczne, w zależności od warunków pracy poszczególnych części, podsumowano następująco: ma pewną odporność na utlenianie i korozję gazową w warunkach stosowania stopu wysokotemperaturowego i gazu; ma pewną wytrzymałość chwilową i wytrzymałościową, odporność na zmęczenie cieplne i niski współczynnik rozszerzalności; ma wystarczającą plastyczność i spawalność, aby zapewnić przetwarzanie, formowanie i łączenie; ma dobrą stabilność organizacyjną w cyklu cieplnym, aby zapewnić niezawodną pracę przez cały okres eksploatacji.
a. Porowaty laminat ze stopu MA956
We wczesnym etapie porowaty laminat został wykonany z blachy stopowej HS-188 metodą łączenia dyfuzyjnego, po uprzednim sfotografowaniu, wytrawieniu, żłobkowaniu i wykrojeniu. Warstwa wewnętrzna może zostać przekształcona w idealny kanał chłodzący, zgodnie z wymaganiami projektowymi. Chłodzenie tej struktury wymaga jedynie 30% gazu chłodzącego w porównaniu z tradycyjnym chłodzeniem foliowym, co może poprawić wydajność cyklu cieplnego silnika, zmniejszyć rzeczywistą nośność cieplną materiału komory spalania, zmniejszyć masę i zwiększyć stosunek ciągu do masy. Obecnie konieczne jest jeszcze udoskonalenie kluczowej technologii, aby mogła ona zostać wdrożona w praktyce. Porowaty laminat wykonany z MA956 to nowa generacja materiału komory spalania, wprowadzona przez Stany Zjednoczone, która może być używana w temperaturze 1300°C.
b. Zastosowanie kompozytów ceramicznych w komorze spalania
Stany Zjednoczone rozpoczęły weryfikację wykonalności zastosowania ceramiki w turbinach gazowych od 1971 roku. W 1983 roku niektóre grupy zajmujące się rozwojem zaawansowanych materiałów w Stanach Zjednoczonych opracowały szereg wskaźników wydajności dla turbin gazowych stosowanych w zaawansowanych samolotach. Wskaźniki te obejmują: zwiększenie temperatury wlotowej turbiny do 2200°C; pracę w stanie spalania zgodnym z obliczeniami chemicznymi; zmniejszenie gęstości materiału naniesionego na te części z 8 g/cm³ do 5 g/cm³; wyeliminowanie chłodzenia komponentów. Aby spełnić te wymagania, badane materiały obejmują grafit, osnowę metaliczną, kompozyty z osnową ceramiczną i związki międzymetaliczne, a także ceramikę jednofazową. Kompozyty z osnową ceramiczną (CMC) mają następujące zalety:
Współczynnik rozszerzalności cieplnej materiału ceramicznego jest znacznie niższy niż stopu na bazie niklu, a powłoka jest łatwa do złuszczania. Wytwarzanie kompozytów ceramicznych z pośrednim filcem metalowym pozwala przezwyciężyć wadę łuszczenia, która jest kierunkiem rozwoju materiałów do komór spalania. Materiał ten może być stosowany z chłodzeniem powietrza o stężeniu 10%-20%, a temperatura metalowej izolacji tylnej wynosi zaledwie około 800°C, a temperatura przenoszenia ciepła jest znacznie niższa niż w przypadku chłodzenia rozbieżnego i chłodzenia warstwowego. W silniku V2500 zastosowano płytkę ochronną z odlewanego nadstopu B1900 z powłoką ceramiczną, a kierunkiem rozwoju jest zastąpienie płytki B1900 (z powłoką ceramiczną) kompozytem na bazie SiC lub kompozytem antyoksydacyjnym C/C. Kompozyt z matrycą ceramiczną jest materiałem rozwojowym do komór spalania silnika o stosunku ciągu masowego 15-20 i temperaturze pracy 1538°C-1650°C. Jest stosowany do płomienic, ścianek pływających i dopalaczy.
2. Stop wysokotemperaturowy do turbin
Łopatka turbiny silnika lotniczego to jeden z elementów narażonych na największe obciążenia temperaturowe i najtrudniejsze warunki pracy w silniku lotniczym. Musi ona wytrzymywać bardzo duże i złożone naprężenia w wysokiej temperaturze, dlatego wymagania materiałowe są bardzo rygorystyczne. Nadstopy na łopatki turbin silników lotniczych dzielą się na:
a.Stop wysokotemperaturowy do prowadnic
Deflektor jest jedną z części silnika turbinowego najbardziej narażonych na działanie ciepła. Gdy w komorze spalania występuje nierównomierne spalanie, obciążenie cieplne łopatki kierowniczej pierwszego stopnia jest duże, co jest główną przyczyną jej uszkodzenia. Jej temperatura pracy jest o około 100°C wyższa niż łopatki turbiny. Różnica polega na tym, że części statyczne nie są narażone na obciążenia mechaniczne. Zazwyczaj łatwo jest spowodować naprężenia cieplne, odkształcenia, pęknięcia zmęczeniowe cieplne i lokalne przypalenia spowodowane szybkimi zmianami temperatury. Stop łopatki kierowniczej powinien mieć następujące właściwości: wystarczającą wytrzymałość w wysokich temperaturach, trwałe właściwości pełzania i dobre właściwości zmęczeniowe cieplne, wysoką odporność na utlenianie i korozję cieplną, odporność na naprężenia cieplne i wibracje, zdolność do odkształcania przy zginaniu, dobre właściwości formowania odlewów i spawalność oraz właściwości ochronne powłoki.
Obecnie większość zaawansowanych silników o wysokim stosunku ciągu do masy wykorzystuje łopatki odlewane z pustymi w środku łopatkami, a do ich produkcji wybierane są kierunkowe i monokrystaliczne superstopy niklu. Silnik o wysokim stosunku ciągu do masy charakteryzuje się wysoką temperaturą pracy, wynoszącą 1650–1930°C, i wymaga zabezpieczenia powłoką termoizolacyjną. Temperatura robocza stopu łopatki w warunkach chłodzenia i ochrony powłoką przekracza 1100°C, co stawia nowe, wyższe wymagania dotyczące gęstości temperaturowej materiału łopatki prowadzącej w przyszłości.
b. Superstopy na łopatki turbin
Łopatki turbiny są kluczowymi obrotowymi częściami silników lotniczych przenoszącymi ciepło. Ich temperatura robocza jest o 50 ℃ - 100 ℃ niższa niż łopatek prowadzących. Przenoszą duże naprężenia odśrodkowe, naprężenia wibracyjne, naprężenia termiczne, wycieranie strumieniem powietrza i inne efekty podczas obrotu, a warunki pracy są trudne. Żywotność elementów gorącego końca silnika o wysokim stosunku ciągu do masy wynosi ponad 2000 godzin. Dlatego stop łopatek turbiny powinien mieć wysoką odporność na pełzanie i wytrzymałość na pękanie w temperaturze roboczej, dobre kompleksowe właściwości w wysokiej i średniej temperaturze, takie jak zmęczenie wysoko- i niskocykliczne, zmęczenie na zimno i na gorąco, wystarczającą plastyczność i udarność oraz wrażliwość na karb; Wysoka odporność na utlenianie i odporność na korozję; Dobra przewodność cieplna i niski współczynnik rozszerzalności liniowej; Dobre właściwości procesu odlewania; Długotrwała stabilność strukturalna, brak wytrącania fazy TCP w temperaturze roboczej. Zastosowany stop przechodzi przez cztery etapy; Zastosowania stopów odkształcanych obejmują GH4033, GH4143, GH4118 itp.; Zastosowania stopów odlewniczych obejmują K403, K417, K418, K405, kierunkowo krzepnące złoto DZ4, DZ22, stop monokrystaliczny DD3, DD8, PW1484 itp. Obecnie opracowano trzecią generację stopów monokrystalicznych. Chińskie stopy monokrystaliczne DD3 i DD8 są stosowane odpowiednio w chińskich turbinach, silnikach turbowentylatorowych, śmigłowcach i silnikach okrętowych.
3. Stop wysokotemperaturowy na tarczę turbiny
Tarcza turbiny jest najbardziej obciążonym obrotowym elementem łożyska silnika turbinowego. Temperatura robocza kołnierza koła silnika przy stosunku masy ciągu 8 i 10 osiąga 650 ℃ i 750 ℃, a temperatura środka koła wynosi około 300 ℃, przy dużej różnicy temperatur. Podczas normalnego obrotu napędza łopatkę do obrotu z dużą prędkością i przenosi maksymalną siłę odśrodkową, naprężenia termiczne i naprężenia wibracyjne. Każdy start i zatrzymanie to cykl, środek koła. Gardło, dno rowka i obręcz przenoszą różne naprężenia kompozytowe. Stop musi mieć najwyższą granicę plastyczności, udarność i brak wrażliwości na karby w temperaturze roboczej; Niski współczynnik rozszerzalności liniowej; Pewna odporność na utlenianie i korozję; Dobra wydajność cięcia.
4. Nadstop lotniczy
Nadstop w silniku rakietowym na paliwo ciekłe jest stosowany jako panel wtryskiwacza paliwa komory spalania w komorze ciągu; kolanko pompy turbiny, kołnierz, grafitowy element mocujący ster kierunku itp. Stop wysokotemperaturowy w silniku rakietowym na paliwo ciekłe jest stosowany jako panel wtryskiwacza paliwa w komorze ciągu; kolanko pompy turbiny, kołnierz, grafitowy element mocujący ster kierunku itp. GH4169 jest stosowany jako materiał wirnika turbiny, wału, tulei wału, elementu mocującego i innych ważnych części łożysk.
Materiały wirnika turbiny amerykańskiego silnika rakietowego na paliwo ciekłe to głównie rura wlotowa, łopatka turbiny i tarcza. Stop GH1131 jest najczęściej stosowany w Chinach, a łopatka turbiny zależy od temperatury pracy. Stopy Inconel X, Alloy 713c, Astroloy i Mar-M246 powinny być stosowane kolejno. Materiały tarczy koła to Inconel 718, Waspaloy itp. Najczęściej stosuje się zintegrowane turbiny GH4169 i GH4141, a na wał silnika GH2038A.