一.Toepassing van superlegering in vliegtuigmotoren
Werkstroom van de turbinemotor: Wanneer de motor wordt gestart, komt de lucht via de inlaat de compressor binnen, wordt onder druk gezet en komt in de verbrandingskamer terecht, mengt zich met de brandstof die door het brandstofinjectiemondstuk wordt uitgestoten, vormt een uniform mengsel en wordt snel ontstoken en verbrand in de verbrandingskamer, produceert gas op hoge temperatuur dat door de geleider in de turbine stroomt, en de turbine roteert met hoge snelheid (de normale snelheid kan 1100 tpm bereiken) onder de gasstroom op hoge temperatuur en hoge druk. Het gas uit de turbine wordt uit het staartmondstuk verdreven om stuwkracht te genereren. Als gevolg van trillingen en erosie van de luchtstroom, vooral het centrifugale effect veroorzaakt door rotatie, zullen de hoge temperatuurdelen van de vliegtuigmotor aan grotere stress worden blootgesteld, gas bevat veel zuurstof, waterdamp en er zijn corrosieve gassen zoals SO2, H2S , dat een rol zal spelen bij oxidatie en corrosie van onderdelen op hoge temperatuur. Of het nu gaat om militaire vliegtuigen, civiele vliegtuigen, naast structurele en functionele prestaties, maar ook veiligheid en stabiliteit vereisen, dus moderne motoren naast een hoge stuwkracht-gewichtsverhouding, hoge temperatuur, hoge drukverhouding en andere prestaties, er zijn zijn strenge eisen op het gebied van betrouwbaarheid, duurzaamheid en onderhoudbaarheid.
Superlegering heeft een hoge thermische stabiliteit en thermische sterkte en kan een goede corrosieweerstand en oxidatieweerstand hebben bij hoge temperaturen. Het is een essentieel sleutelmateriaal voor de vervaardiging van hot-end-componenten van luchtvaartturbinemotoren, voornamelijk gebruikt bij de vervaardiging van turbine-hot-end-componenten, namelijk turbineschijf, turbinegeleidingsblad, turbinewerkblad, verbrandingskamer en naverbrandercomponenten. In moderne, geavanceerde vliegtuigmotoren is de hoeveelheid superlegeringsmaterialen verantwoordelijk voor 40%-60% van de totale motor.
De verbrandingskamer is het gebied met de hoogste werktemperatuur van de motoronderdelen, en wanneer de gastemperatuur in de verbrandingskamer 1500-2000 graden C bereikt, kan de temperatuur van de kamerwandlegering 800 ~ 900 graden C bereiken, en de lokale De temperatuur kan oplopen tot 1100 graden C. De legering die als verbrandingskamer wordt gebruikt, wordt blootgesteld aan thermische spanning en gasstootkracht, vooral tijdens het opstijgen, accelereren en parkeren, en de temperatuurveranderingen zijn drastischer. Als gevolg van cyclische verwarming en koeling verschijnen er vaak vervormingen, kromtrekken en thermische vermoeiingsscheuren in de verbrandingskamer aan de rand.
In de afgelopen jaren zijn de meeste superlegeringen die in de verbrandingskamer worden gebruikt, met vaste oplossing versterkte legeringen, die een groot aantal W, Mo, Nb en andere met vaste oplossing versterkte elementen, hoge temperatuursterkte, goede vorm- en lasprestaties bevatten. De representatieve merken zijn GH1140, GH3030, GH3039, GH3333, GH3018, GH3022, GH3044, GH3128, GH3170 enzovoort.
Het geleideblad is een onderdeel dat de richting van de gasstroom vanuit de verbrandingskamer aanpast, ook wel de geleider genoemd. Het is een van de onderdelen van de turbinemotor die wordt blootgesteld aan grote thermische impact. Vooral wanneer de verbrandingskamer niet uniform is en de werking niet goed is, wordt het geleidingsblad blootgesteld aan een grotere warmtebelasting en kan de bedrijfstemperatuur van het geleidingsblad van de geavanceerde turbinemotor 1100 graden bereiken. Vervorming veroorzaakt door thermische spanning, thermische vermoeidheidsscheuren veroorzaakt door drastische temperatuurveranderingen en lokale brandwonden zijn de belangrijkste defecten van geleidebladen tijdens bedrijf.
De meeste legeringen die als geleidebladen worden gebruikt, worden geproduceerd door middel van een precisiegietproces, en er kunnen meer W, Mo, Nb, Al, Ti en andere vaste oplossingsversterkende en verouderingsversterkende elementen aan de legeringen worden toegevoegd, en de inhoud van C en B in de legeringen zijn ook hoger dan die van vervormde hogetemperatuurlegeringen. Sommige geleidebladen worden ook rechtstreeks uit door veroudering versterkte platen gelast. Geavanceerde vliegtuigmotoren maken meestal gebruik van holle gegoten bladen, die een goed koeleffect hebben en de bedrijfstemperatuur kunnen verhogen. Het gebruik van de temperatuur van de binnenlandse leischoepenlegering kan 000 ~ 1050 graden bereiken, representatieve K214 precisiegietlegering, K233, K406, K417, K403, K409, K408, K423B, enz.
Met de ontwikkeling van de motor is, om tegemoet te komen aan de verdere stijging van de temperatuur van de turbineschijf van de motor, ook de structuur van het geleidingsblad veranderd en wordt geprobeerd de GH5605 en GH5188 te gebruiken. De gelaste gelamineerde structuur van de vervormde superlegeringsplaat wordt gebruikt als geleidingsblad.
Turbinebladen zijn de zwaarste componenten in vliegtuigmotoren met hoge werktemperaturen en grote centrifugale spanningen, trillingsspanningen, thermische spanningen en erosiekracht van de luchtstroom tijdens rotatie. De trekspanning van het bladlichaam is ongeveer 140 MPa, en de gemiddelde spanning van de bladwortel is 280-560 MPa. De temperatuur van het bladlichaam en het wortelgedeelte is respectievelijk ongeveer 650-980 graden en 760 graden. De gasinlaattemperatuur van de geavanceerde vliegtuigmotor heeft 1380 graden bereikt en de stuwkracht heeft 226 kN bereikt. Typisch voor GH4033, GH4037 GH4143, GH4049, GH4151, GH4118, GH4220 etc., kan worden gebruikt in 750-950 graden. Bij de ontwikkeling van nieuwe machines en de aanpassing van oude machines wordt het gieten van superlegeringen gebruikt om turbinebladen te vervaardigen. Typische soorten gietlegeringen zijn K403, K417, K417G, K418, K403, K405, K4002 enzovoort.
De turbineschijf is verantwoordelijk voor de grootste massa in de onderdelen van vliegtuigmotoren, met een enkele massa van meer dan 50 kg, en de enkele massa van de grote turbineschijf bereikt honderden kilogrammen. In de turbineschijfstudio kan de algemene velgtemperatuur 550-650 graden C bereiken, terwijl de temperatuur van het wielcentrum slechts ongeveer 300 graden C bedraagt, en het temperatuurverschil van de gehele turbineschijf erg groot is. Daarom wordt een grote radiale thermische spanning gegenereerd. De turbinebladen draaien tijdens normale rotatie met hoge snelheid en oefenen een grote centrifugale kracht uit. De spanning op het pentandgedeelte is complexer, inclusief trekspanning en torsiespanning, die tijdens het starten en stoppen een hoge spanning en lage cyclusvermoeidheid vormen.
Vervormde superlegeringen voor turbineschijven, één type is op ijzer-nikkel gebaseerde superlegeringen, typische legeringskwaliteiten zijn GH2132, GH2135, GH2901, GH4761, enz., De bedrijfstemperatuur is lager dan 650 graden; Een ander soort superlegering op nikkelbasis, het typische merk GH4196, GH4133, GH4133B, GH4033A, GH4698 enz., kan bij gebruik van een temperatuur 700 ^ 800 graden bereiken.
2. Toepassing van superlegering in raketmotoren
Draagraket is een voertuig om een verscheidenheid aan ruimtevaartuigen in een baan om de ruimte te sturen. Superlegeringen in de ruimte worden voornamelijk gebruikt in stuwkrachtraketmotoren. Figuur 2 is een schematisch diagram van de raketmotor met vloeibare brandstof en zijn structuur, die de reactanten (drijfgassen) in het stuwstofreservoir of voertuig omzet in hogesnelheidsstralen om stuwkracht te genereren. Zoals uit figuur (b) blijkt, bereikt de luchtstroom bij het mondstuk van de raketmotor een snelheid van 2500 m/s en is de temperatuur wel 1350 graden.
Superlegeringen voor raketmotoren kunnen in principe worden gebruikt met legeringen voor luchtvaartturbinemotoren, maar vergeleken met luchtvaartmotoren hebben raketmotormaterialen enkele nieuwe kenmerken:
Op nikkel gebaseerde vervormde superlegeringen voegen gewoonlijk 10%-25% Cr-element toe om ervoor te zorgen dat de legering een goede oxidatieve corrosieweerstand heeft, zodat de op nikkel gebaseerde legering feitelijk Ni-Cr als matrix is. Bovendien voegen sommige legeringen de elementen Co (15%-20%), Mo (ongeveer 15%) of W (ongeveer 11%) toe aan een vaste Ni-Cr-oplossing om een ternair systeem te vormen, vervormde superlegering met Ni-Cr -Co,Ni-Cr-Mo,Ni-Cr-W als respectievelijk de matrix. Tabel 6 toont de merken, chemische samenstellingen en bedrijfstemperaturen van op nikkel gebaseerde vervormde superlegeringen die gewoonlijk in China worden gebruikt. Figuur 6 toont de ontwikkelingstrend van de toepassing van superlegeringen op turbinebladen en schotels.
De op kobalt gebaseerde vervormingssuperlegering is in wezen gebaseerd op het ternaire Co-Ni-Cr-systeem en bevat W, Mo, Nb, Ta en andere versterkingselementen voor vaste oplossingen en carbidevormende elementen. Vergeleken met op nikkel gebaseerde vervormde superlegeringen is de hardingssnelheid groter en is de oppervlaktekwaliteit van de onderdelen na het vormen beter, maar tijdens het vormingsproces zijn over het algemeen langere warme werkverwarmingstijden of koude vervormingstussentijdse gloeitijden vereist, en de tonnage van de verwerkingsvormapparatuur is ook vereist. Op kobalt gebaseerde vervormde superlegeringen hebben een hoge sterkte en uitstekende thermische vermoeidheidsweerstand, thermische corrosie en slijtvastheid wanneer ze hoger zijn dan 980 graden. Op kobalt gebaseerde vervormde superlegeringen hebben echter carbide als de belangrijkste versterkingsfase en missen een homogene versterkingsfase, en hun duurzame sterkte is lager dan die van op nikkel gebaseerde vervormde superlegeringen bij lage en gemiddelde temperaturen. Tabel 9 geeft een overzicht van de mechanische eigenschappen bij hoge temperaturen van typische op kobalt gebaseerde vervormde superlegeringen.