Stop wysokotemperaturowy nazywany jest również stopem wytrzymałości cieplnej. Ze względu na strukturę matrycy materiały można podzielić na trzy kategorie: na bazie żelaza, na bazie niklu i na bazie chromu. Zgodnie z trybem produkcji można go podzielić na nadstop zdeformowany i nadstop odlewany.
Jest niezbędnym surowcem w przemyśle lotniczym. Jest to kluczowy materiał na wysokotemperaturowe części silników lotniczych i kosmicznych. Stosowany jest głównie do produkcji komory spalania, łopatki turbiny, łopatki prowadzącej, sprężarki i tarczy turbiny, obudowy turbiny i innych części. Zakres temperatur pracy wynosi 600 ℃ - 1200 ℃. Naprężenia i warunki środowiskowe różnią się w zależności od zastosowanych części. Istnieją rygorystyczne 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 obrony narodowej w krajach rozwiniętych.
Główne zastosowania nadstopów to:
1. Stop wysokotemperaturowy do komory spalania
Komora spalania (znana również jako rura płomieniowa) lotniczego silnika turbinowego jest jednym z kluczowych elementów wysokotemperaturowych. Ponieważ w komorze spalania zachodzą atomizacja paliwa, mieszanie oleju i gazu oraz inne procesy, maksymalna temperatura w komorze spalania może osiągnąć 1500 ℃ - 2000 ℃, a temperatura ścianki w komorze spalania może osiągnąć 1100 ℃. Jednocześnie jest narażony na naprężenia termiczne i naprężenia gazowe. Większość silników o wysokim stosunku ciągu do masy wykorzystuje pierścieniowe komory spalania, które mają krótką długość i dużą pojemność cieplną. Maksymalna temperatura w komorze spalania osiąga 2000℃, a temperatura ścianek po schłodzeniu warstwą gazową lub parą osiąga 1150℃. Duże gradienty temperatur pomiędzy różnymi częściami będą generować naprężenia termiczne, które będą gwałtownie rosnąć i spadać wraz ze zmianą stanu roboczego. Materiał będzie narażony na szok termiczny i obciążenie zmęczeniem cieplnym, co spowoduje odkształcenia, pęknięcia i inne wady. Ogólnie rzecz biorąc, komora spalania jest wykonana z blachy stopowej, a wymagania techniczne podsumowano w następujący sposób, zgodnie z warunkami pracy określonych części: ma ona 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 zdolność spawania, aby zapewnić przetwarzanie, formowanie i połączenie; Ma dobrą stabilność organizacyjną w cyklu termicznym, aby zapewnić niezawodne działanie w całym okresie użytkowania.
A. Porowaty laminat ze stopu MA956
Na wczesnym etapie porowaty laminat wykonano z blachy stopu HS-188 metodą spajania dyfuzyjnego po sfotografowaniu, wytrawieniu, rowkowaniu i wykrawaniu. Warstwa wewnętrzna może zostać przekształcona w idealny kanał chłodzący zgodnie z wymaganiami projektowymi. To chłodzenie konstrukcji wymaga jedynie 30% gazu chłodzącego w przypadku tradycyjnego chłodzenia warstwowego, co może poprawić wydajność cyklu cieplnego silnika, zmniejszyć rzeczywistą nośność cieplną materiału komory spalania, zmniejszyć ciężar i zwiększyć ciężar ciągu stosunek. Obecnie konieczne jest jeszcze przełamanie kluczowej technologii, zanim będzie można ją zastosować w praktyce. Porowaty laminat wykonany z MA956 to nowa generacja wprowadzonego przez Stany Zjednoczone materiału komory spalania, który może być stosowany w temperaturze 1300℃.
B. Zastosowanie kompozytów ceramicznych w komorze spalania
Stany Zjednoczone rozpoczęły weryfikację możliwości zastosowania ceramiki w turbinach gazowych od 1971 r. W 1983 r. niektóre grupy zajmujące się rozwojem zaawansowanych materiałów w Stanach Zjednoczonych sformułowały szereg wskaźników wydajności turbin gazowych stosowanych w zaawansowanych samolotach. Wskaźnikami tymi są: zwiększenie temperatury na wlocie turbiny do 2200℃; Działać w stanie spalania w obliczeniach chemicznych; Zmniejsz gęstość nałożoną na te części z 8 g/cm3 do 5 g/cm3; Anuluj chłodzenie komponentów. Aby spełnić te wymagania, badane materiały obejmują grafit, osnowę metalową, kompozyty o osnowie ceramicznej i związki międzymetaliczne, a także ceramikę jednofazową. Kompozyty z osnową ceramiczną (CMC) mają następujące zalety:
Współczynnik rozszerzalności materiału ceramicznego jest znacznie mniejszy niż stopu na bazie niklu, a powłoka jest łatwa do odklejenia. Wykonywanie kompozytów ceramicznych z pośrednim filcem metalowym pozwala przezwyciężyć wadę łuszczenia się, która jest kierunkiem rozwoju materiałów komory spalania. Materiał ten może być stosowany z 10% - 20% powietrza chłodzącego, a temperatura metalowej izolacji tylnej wynosi tylko około 800 ℃, a temperatura nośnika ciepła jest znacznie niższa niż w przypadku chłodzenia rozbieżnego i chłodzenia foliowego. W silniku V2500 zastosowano odlewaną płytkę ochronną z superstopu B1900 + powłoka ceramiczna, a kierunek rozwoju polega na zastąpieniu płytki B1900 (z powłoką ceramiczną) kompozytem na bazie SiC lub kompozytem C/C o działaniu antyutleniającym. Kompozyt z osnową ceramiczną jest materiałem rozwojowym komory spalania silnika o stosunku masy ciągu 15-20, a jego temperatura pracy wynosi 1538℃ - 1650℃. Stosowany jest do płomienicy, ściany pływającej i dopalacza.
2. Stop wysokotemperaturowy do turbiny
Łopatka turbiny silnika lotniczego jest jednym z elementów wytrzymujących największe obciążenie temperaturowe i najgorsze środowisko pracy w silniku lotniczym. Musi wytrzymywać bardzo duże i złożone naprężenia w wysokiej temperaturze, dlatego jego wymagania materiałowe są bardzo rygorystyczne. Nadstopy na łopatki turbin silników lotniczych dzielą się na:
a. Stop wysokotemperaturowy do prowadnicy
Deflektor jest jedną z części silnika turbinowego, na którą najbardziej wpływa ciepło. Gdy w komorze spalania dochodzi do nierównomiernego spalania, obciążenie grzewcze łopatki kierującej pierwszego stopnia jest duże, co jest główną przyczyną uszkodzenia łopatki kierującej. Jego temperatura pracy jest o około 100 ℃ wyższa niż temperatura łopatki turbiny. Różnica polega na tym, że części statyczne nie podlegają obciążeniom mechanicznym. Zwykle łatwo jest spowodować naprężenia termiczne, odkształcenia, pęknięcia zmęczeniowe cieplne i lokalne oparzenia spowodowane szybką zmianą temperatury. Stop z łopatkami kierującymi powinien mieć następujące właściwości: wystarczającą wytrzymałość w wysokiej temperaturze, trwałe pełzanie i dobrą odporność na zmęczenie cieplne, wysoką odporność na utlenianie i korozję termiczną, odporność na naprężenia termiczne i wibracje, zdolność do odkształcenia przy zginaniu, dobrą wydajność formowania w procesie odlewania i spawalność, i skuteczność ochrony powłoki.
Obecnie najbardziej zaawansowane silniki o wysokim stosunku ciągu do masy wykorzystują łopatki odlewane w środku, a wybierane są superstopy kierunkowe i monokrystaliczne na bazie niklu. Silnik o wysokim stosunku ciągu do masy wytrzymuje wysoką temperaturę 1650 ℃ - 1930 ℃ i wymaga zabezpieczenia powłoką termoizolacyjną. Temperatura pracy stopu ostrza w warunkach chłodzenia i ochrony powłoki wynosi ponad 1100 ℃, co stawia w przyszłości nowe i wyższe wymagania dotyczące kosztu gęstości temperaturowej materiału ostrza prowadzącego.
B. Nadstopy na łopatki turbin
Łopatki turbin są kluczowymi przenoszącymi ciepło częściami obrotowymi silników lotniczych. Ich temperatura pracy jest o 50 ℃ - 100 ℃ niższa niż ostrzy prowadzących. Wynoszą duże naprężenia odśrodkowe, naprężenia wibracyjne, naprężenia termiczne, szorowanie przepływu powietrza i inne efekty podczas obracania, a warunki pracy są złe. Żywotność gorących elementów silnika o wysokim stosunku ciągu do masy przekracza 2000 godzin. Dlatego stop łopatek turbiny powinien charakteryzować się wysoką odpornością na pełzanie i wytrzymałością na zerwanie w temperaturze roboczej, dobrymi, kompleksowymi właściwościami w wysokich i średnich temperaturach, takimi jak zmęczenie wysoko- i niskocyklowe, zmęczenie na zimno i na gorąco, wystarczająca plastyczność i udarność oraz wrażliwość na karb. Wysoka odporność na utlenianie i odporność na korozję; Dobra przewodność cieplna i niski współczynnik rozszerzalności liniowej; Dobra wydajność procesu odlewania; Długoterminowa stabilność strukturalna, brak wytrącania fazy TCP w temperaturze roboczej. Zastosowany stop przechodzi przez cztery etapy; Zastosowania odkształconych stopów obejmują GH4033, GH4143, GH4118 itp.; Zastosowanie stopu odlewniczego obejmuje K403, K417, K418, K405, kierunkowo zestalone złoto DZ4, DZ22, stop monokrystaliczny DD3, DD8, PW1484 itp. Obecnie rozwinął się do trzeciej generacji stopów monokrystalicznych. Chińskie stopy monokrystaliczne DD3 i DD8 są stosowane odpowiednio w chińskich turbinach, silnikach turbowentylatorowych, helikopterach i silnikach okrętowych.
3. Stop wysokotemperaturowy na tarczę turbiny
Tarcza turbiny jest najbardziej obciążoną wirującą częścią łożyska silnika turbinowego. Temperatura robocza obrzeża koła silnika o stosunku mas ciągu 8 i 10 sięga 650 ℃ i 750 ℃, a temperatura środka koła wynosi około 300 ℃, przy dużej różnicy temperatur. Podczas normalnego obrotu napędza ostrze do obracania się z dużą prędkością i wytrzymuje maksymalną siłę odśrodkową, naprężenia termiczne i naprężenia wibracyjne. Każdy start i przystanek to cykl, środek koła. Gardło, dno rowka i obręcz są poddawane różnym naprężeniom złożonym. Od stopu wymaga się najwyższej granicy plastyczności, udarności i braku wrażliwości na karb 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 służy jako panel wtryskiwaczy paliwa komory spalania w komorze ciągu; Kolano, kołnierz pompy turbinowej, grafitowe mocowanie steru itp. Stop wysokotemperaturowy w silniku rakietowym na ciecz jest stosowany jako panel wtryskiwaczy komory paliwowej w komorze ciągu; Kolano pompy turbinowej, kołnierz, grafitowe mocowanie steru itp. GH4169 jest stosowany jako materiał na wirnik turbiny, wał, tuleję wału, łącznik i inne ważne części łożysk.
Materiały wirnika turbiny amerykańskiego silnika rakietowego na ciecz obejmują głównie rurę wlotową, łopatkę turbiny i tarczę. Stop GH1131 jest najczęściej używany w Chinach, a łopatka turbiny zależy od temperatury roboczej. Inconel x, Alloy713c, Astroloy i Mar-M246 należy stosować kolejno; Materiały tarcz kół obejmują Inconel 718, Waspaloy itp. Najczęściej stosowane są turbiny integralne GH4169 i GH4141, a na wał silnika stosuje się GH2038A.