Приложение на високотемпературна сплав в космическата индустрия
Суперсплавите могат да бъдат разделени на три групи според тяхната матрична структура: на основата на желязо, на основата на никел и на основата на хром.
Според начина на производство, той може да бъде разделен на деформационна суперсплав и лята суперсплав. Това е незаменима суровина в космическата сфера. Това е ключов материал за високотемпературните части на космическите и аеронавтическите двигатели. Използва се главно за производство на горивна камера, турбинни лопатки, водещи лопатки, компресор и турбинен диск, корпус на турбина и други части. Работната температура варира от 600 градуса C до 1200 градуса c. механичните условия и условията на околната среда варират в зависимост от използваните части. Механичните, физичните и химичните свойства на сплавта са строго задължителни, което е производителността на двигателя, решаващ фактор за надеждност и живот. Следователно суперсплавта е един от ключовите изследователски проекти в областта на космическата и националната отбрана в развитите страни.
Приложения на високотемпературни сплави
1. Високотемпературни сплави за горивни камери
Горивната камера на турбина на авиационен двигател (известна още като пламъчна тръба) е един от ключовите високотемпературни компоненти. Поради процеси като разпръскване на гориво и смесване на нефт-газ, протичащи в горивната камера, температурите могат да достигнат до 1500 градуса до 2000 градуса, като температурите на стените достигат 1100 градуса. Освен това камерата трябва да издържа на термични и газови напрежения. Двигателите с високо съотношение на тяга към тегло често използват пръстеновидни горивни камери, които са по-къси и имат по-висок топлинен интензитет; в тези камери температурите могат да достигнат 2000 градуса, с температури на стените от 1150 градуса след филмово охлаждане или охлаждане чрез изпаряване на пара. Значителните температурни градиенти между различните области създават термични напрежения, водещи до изкривявания, пукнатини и други повреди, дължащи се на термичен удар и натоварвания от термична умора. Обикновено горивните камери се изработват от пластинови сплави, а техническите изисквания за специфичните компоненти включват: устойчивост на окисление и газова корозия при условия на висока температура; достатъчна преходна и дългосрочна якост, характеристики на термична умора и ниски коефициенти на разширение; адекватна пластичност и заваряемост, за да се осигури обработваемост и връзки; и добра микроструктурна стабилност при термични цикли, за да се гарантира надеждна работа през целия им живот.
1) Плочи от порест слой от сплав MA956
Ранните плочи с порест слой са направени от тънки листове от сплав HS-188, обработени чрез фотография, корозионно ецване и перфорация, последвано от дифузионно свързване. Вътрешните слоеве могат да бъдат проектирани за създаване на идеални охлаждащи канали. Тази структура позволява намаляване на изискванията за охлаждащ газ до 30% от необходимото за традиционното филмово охлаждане, като подобрява ефективността на термичния цикъл на двигателя и намалява действителното топлинно натоварване върху материалите на горивната камера, като по този начин намалява теглото и увеличава съотношението тяга към тегло. Понастоящем все още са необходими технологични пробиви за практическа употреба. Плочата с порест слой MA956, ново поколение материал за горивна камера от САЩ, може да се използва при температури от 1300 градуса.
2) Композитни материали с керамична матрица в горивни камери
САЩ започнаха да тестват осъществимостта на керамиката за газови турбини през 1971 г. До 1983 г. различни групи, ангажирани в разработването на съвременни материали, установиха показатели за ефективността на газовите турбини, използвани в модерни самолети, включително повишаване на входните температури на турбината до 2200 градуса, работещи при химически изчислено изгаряне условия, намалявайки плътността на компонентите от 8 g/cm³ на 5 g/cm³ и елиминирайки охлаждането за тези компоненти. Изследваните материали включват не само еднофазна керамика, но и графит, метална матрица и композити с керамична матрица, както и интерметални съединения. Композитите с керамична матрица (CMC) предлагат няколко предимства: техните коефициенти на топлинно разширение са много по-ниски от тези на сплавите на основата на никел и покритията са склонни да се отлепват лесно. Създаването на CMC с междинни метални подложки може да преодолее проблемите с отлепването и представлява посока за разработване на материали за горивната камера. Такива материали могат да работят само с 10% до 20% охлаждащ въздух, което води до температури на металната задна част около 800 градуса, значително по-ниски от тези при дивергентно охлаждане и филмово охлаждане. Двигателят V2500 използва лята високотемпературна сплав B1900 със защитни плочки с керамично покритие, а посоката на развитие е да се заменят плочките B1900 (с керамично покритие) с композити на базата на SiC или устойчиви на окисляване C/C композити. CMC са материалите за горивни камери в двигатели със съотношение на тяга към тегло от 15 до 20, работещи при температури от 1538 градуса до 1650 градуса, използвани за пламъчни тръби, плаващи стенни панели и горивни камери за допълнително изгаряне.
2. Високотемпературни сплави за турбинни секции
Турбинните лопатки на авиационните двигатели са сред компонентите, които изпитват най-сериозни температурни натоварвания и тежки работни среди. Те трябва да издържат на значителни и сложни натоварвания при високи температури, което води до много строги изисквания към материалите. Високотемпературните сплави за турбинни лопатки могат да бъдат класифицирани, както следва:
1) Високотемпературни сплави за статори
Статорите са сред компонентите на турбинния двигател, които изпитват най-много топлинни удари. Когато възникне неравномерно горене в горивната камера, статорните лопатки на първа степен издържат на значителни топлинни натоварвания, които са основна причина за повреда на статора. Техните работни температури обикновено са около 100 градуса по-високи от тези на турбинните лопатки, но те са статични компоненти и изпитват по-малко механично натоварване. Те обаче са податливи на термични напрежения, които могат да доведат до изкривяване, пукнатини от термична умора и локално изгаряне. Сплавите, използвани за статорни лопатки, трябва да притежават следните характеристики: достатъчна якост при висока температура, издръжливост срещу пълзене, добри характеристики на термична умора, висока устойчивост на окисляване и термична корозия, устойчивост на термични напрежения и вибрации, способности за деформация на огъване, добра леярска способност и покритие производителност на защита.
Понастоящем усъвършенстваните двигатели с висока тяга често използват кухи ляти лопатки, направени от насочени или монокристални високотемпературни сплави на базата на никел. Двигателите с висока тяга работят при температури, достигащи 1650 градуса до 1930 градуса, което налага използването на термични бариерни покрития. При условия на охлаждане и защита на покритието, работната температура на сплавите на лопатките надвишава 1100 градуса, налагайки нови и по-високи изисквания за температура, плътност и цена върху бъдещите материали на лопатките на статора.
2) Високотемпературни сплави за работни лопатки на турбини
Турбинните лопатки са критични въртящи се компоненти в авиационни двигатели, с работни температури, които са с 50 градуса до 100 градуса по-ниски от тези на статорните лопатки. По време на въртене те изпитват значително центробежно напрежение, вибрационно напрежение, топлинно напрежение и ерозия на въздушния поток, работейки при тежки условия. Двигателите с висока тяга изискват животът на термичните крайни компоненти да надвишава 2000 часа. Следователно сплавите на турбинните лопатки трябва да показват висока устойчивост на пълзене и дългосрочна якост на счупване при работни температури, отлични характеристики при високи и средни температури, включително умора при висок и нисък цикъл, термична умора, достатъчна пластичност и якост на удар, както и висока устойчивост на окисляване и корозия. Те трябва да имат добра топлопроводимост и възможно най-нисък коефициент на линейно разширение, добра способност за отливане и дългосрочна микроструктурна стабилност без утаяване на TCP фаза при работни температури. Използваните сплави са еволюирали през четири етапа: ковани сплави като GH4033, GH4143 и GH4118; лети сплави като K403, K417, K418 и K405; сплави с насочено втвърдяване като DZ4 и DZ22; и монокристални сплави като DD3, DD8 и PW1484. Развитието вече достигна третото поколение монокристални сплави. В Китай монокристалните сплави DD3 и DD8 се използват в турбини, турбовентилаторни двигатели, хеликоптери и военноморски двигатели.
3) Високотемпературни сплави за турбинни дискове
Турбинният диск е въртящият се носещ компонент, който изпитва най-голямо напрежение в турбинните двигатели. За двигатели със съотношение на тяга към тегло от 8 и 10, температурата на джантата достига 650 градуса и 750 градуса, докато температурата на главината е около 300 градуса, което води до значителни температурни разлики. По време на нормално въртене дискът задвижва лопатките с високи скорости, издържайки на максимални центробежни, термични и вибрационни напрежения. Всяко стартиране и изключване представлява цикъл, като главината, гърлото, дъното на канала и ръбът изпитват различни комбинирани напрежения. Използваните сплави трябва да показват най-висока граница на провлачване, якост на удар и чувствителност без прорези при работни температури, ниски коефициенти на линейно разширение, определена устойчивост на окисление и корозия и добра обработваемост.
4) Високотемпературни сплави за аерокосмически приложения
В ракетните двигатели с течно гориво се използват високотемпературни сплави за инжекторни панели на горивната камера, колена на турбинни помпи, фланци, крепежни елементи от графитни ребра и др. В тяговата камера високотемпературните сплави служат като панел на горивния инжектор, с колена на турбинната помпа, фланци и крепежни елементи от графитни перки, също направени от тези материали. Китайските двигатели YF73 и YF75 използват тел от сплав GH3030, вплетена в мрежа, която след това се навива и синтерова в порести, разминаващи се охлаждащи панели за инжектори в горивната камера. Роторите на турбините започнаха да използват GH1040 и GH2038A, по-късно преминаха към GH4169 чрез интегрално коване, като дискът беше машинно обработен, а лопатките електролитно обработени, за да се преодолеят проблемите с прекомерната деформация по време на продължително тестване с GH1040. Сравнението на производителността на GH1040 и GH4169 показва, че материалните изисквания за турбинни ротори в ракетни двигатели с голям обсег се придържат към стандартите от 800 градуса при 398 MPa за 20 минути; GH4169 може да постигне стабилна микроструктурна производителност за 30 минути, докато GH1040 може да поддържа само 294 MPa за 6 минути при 800 градуса, като не отговаря на оперативните изисквания. По-специално, от -253 градуса до стайна температура, якостта на GH4169 се увеличава с 392 MPa до 400 MPa, с минимална промяна в пластичността и добра издръжливост на удар при ниска температура. Следователно GH4169 се използва за критични носещи компоненти като турбинни ротори, валове и крепежни елементи.
В американските ракетни двигатели с течно гориво материалите на ротора на турбината включват всмукателния колектор, лопатките на турбината и дисковете. Китай използва предимно сплави GH1131 за турбинни лопатки, вариращи в зависимост от работната температура, като последователно приема Inconel x, Alloy 713C, Astroloy и Mar-M246; дисковите материали включват Inconel 718 и Waspaloy, като Китай използва предимно GH4169 и GH4141 за интегрални турбини и GH2038A за двигателни валове.