Visokotemperaturna legura naziva se i toplinski otporna legura. Prema strukturi matrice, materijali se mogu podijeliti u tri kategorije: na bazi željeza, na bazi nikla i na bazi kroma. Prema načinu proizvodnje, mogu se podijeliti na deformiranu superleguru i lijevanu superleguru.
To je nezamjenjiva sirovina u zrakoplovnom području. Ključni je materijal za visokotemperaturne dijelove zrakoplovnih i zrakoplovnih motora. Uglavnom se koristi za izradu komore za izgaranje, lopatica turbina, vodećih lopatica, diskova kompresora i turbina, kućišta turbina i drugih dijelova. Raspon radne temperature je od 600 ℃ do 1200 ℃. Naprezanje i uvjeti okoline variraju ovisno o korištenim dijelovima. Postoje strogi zahtjevi za mehanička, fizikalna i kemijska svojstva legure. To je odlučujući faktor za performanse, pouzdanost i vijek trajanja motora. Stoga je superlegura jedan od ključnih istraživačkih projekata u području zrakoplovstva i nacionalne obrane u razvijenim zemljama.
Glavne primjene superlegura su:
1. Visokotemperaturna legura za komoru za izgaranje
Komora za izgaranje (također poznata kao plamena cijev) zrakoplovnog turbinskog motora jedna je od ključnih komponenti otpornih na visoke temperature. Budući da se u komori za izgaranje odvijaju atomizacija goriva, miješanje ulja i plina te drugi procesi, maksimalna temperatura u komori za izgaranje može doseći 1500 ℃ - 2000 ℃, a temperatura stijenke u komori za izgaranje može doseći 1100 ℃. Istovremeno, ona također podnosi toplinsko naprezanje i plinsko naprezanje. Većina motora s visokim omjerom potiska i težine koristi prstenaste komore za izgaranje, koje su kratke duljine i visokog toplinskog kapaciteta. Maksimalna temperatura u komori za izgaranje doseže 2000 ℃, a temperatura stijenke doseže 1150 ℃ nakon hlađenja plinskim filmom ili parom. Veliki temperaturni gradijenti između različitih dijelova generirat će toplinsko naprezanje, koje će naglo rasti i padati kada se radno stanje promijeni. Materijal će biti izložen toplinskom udaru i toplinskom opterećenju umorom, a doći će do izobličenja, pukotina i drugih nedostataka. Općenito, komora za izgaranje izrađena je od lima, a tehnički zahtjevi sažeti su kako slijedi prema uvjetima rada određenih dijelova: ima određenu otpornost na oksidaciju i otpornost na koroziju plinom pod uvjetima korištenja legure i plina na visokim temperaturama; ima određenu trenutnu i izdržljivu čvrstoću, otpornost na toplinski zamor i nizak koeficijent širenja; ima dovoljnu plastičnost i sposobnost zavarivanja kako bi se osigurala obrada, oblikovanje i spajanje; ima dobru organizacijsku stabilnost pod toplinskim ciklusom kako bi se osigurao pouzdan rad unutar životnog vijeka.
a. Porozni laminat od legure MA956
U ranoj fazi, porozni laminat je izrađen od legure HS-188 difuzijskim lijepljenjem nakon fotografiranja, jetkanja, utora i bušenja. Unutarnji sloj može se pretvoriti u idealan rashladni kanal prema zahtjevima dizajna. Ovo strukturno hlađenje zahtijeva samo 30% rashladnog plina tradicionalnog filmskog hlađenja, što može poboljšati učinkovitost toplinskog ciklusa motora, smanjiti stvarni toplinski kapacitet materijala komore za izgaranje, smanjiti težinu i povećati omjer potiska i težine. Trenutno je još uvijek potrebno probiti ključnu tehnologiju prije nego što se može staviti u praktičnu upotrebu. Porozni laminat izrađen od MA956 je nova generacija materijala za komoru za izgaranje koju su uvele Sjedinjene Države, a može se koristiti na 1300 ℃.
b. Primjena keramičkih kompozita u komori za izgaranje
Sjedinjene Države su od 1971. godine počele provjeravati izvedivost korištenja keramike za plinske turbine. Godine 1983. neke skupine koje se bave razvojem naprednih materijala u Sjedinjenim Državama formulirale su niz pokazatelja performansi za plinske turbine koje se koriste u naprednim zrakoplovima. Ti pokazatelji su: povećanje temperature ulaza turbine na 2200 ℃; rad u stanju izgaranja kemijskim izračunom; smanjenje gustoće primijenjene na ove dijelove s 8 g/cm3 na 5 g/cm3; ukidanje hlađenja komponenti. Kako bi se zadovoljili ovi zahtjevi, proučavani materijali uključuju grafit, metalnu matricu, keramičke matrične kompozite i intermetalne spojeve uz jednofaznu keramiku. Keramički matrični kompoziti (CMC) imaju sljedeće prednosti:
Koeficijent širenja keramičkog materijala mnogo je manji od onog kod legure na bazi nikla, a premaz se lako ljušti. Izrada keramičkih kompozita s među-metalnim filcom može prevladati nedostatak ljuštenja, što je smjer razvoja materijala za komoru za izgaranje. Ovaj materijal može se koristiti s 10% - 20% rashladnog zraka, a temperatura metalne stražnje izolacije je samo oko 800 ℃, a temperatura prijenosa topline je daleko niža od divergentnog hlađenja i hlađenja filmom. Zaštitna pločica od lijevane superlegure B1900+keramičkog premaza koristi se u motoru V2500, a smjer razvoja je zamjena pločica B1900 (s keramičkim premazom) kompozitom na bazi SiC ili antioksidacijskim C/C kompozitom. Keramički matrični kompozit je razvojni materijal za komoru za izgaranje motora s omjerom potisne težine od 15-20, a njegova radna temperatura je 1538 ℃ - 1650 ℃. Koristi se za plamenu cijev, plutajuću stijenku i naknadno izgaranje.
2. Visokotemperaturna legura za turbinu
Lopatica turbine zrakoplovnih motora jedna je od komponenti koje podnose najteža temperaturna opterećenja i najgore radno okruženje u zrakoplovnom motoru. Mora podnijeti vrlo velika i složena naprezanja pod visokim temperaturama, pa su zahtjevi za materijal vrlo strogi. Superlegure za lopatice turbina zrakoplovnih motora dijele se na:
a.Visokotemperaturna legura za vodilicu
Deflektor je jedan od dijelova turbinskog motora koji je najviše izložen toplinskom utjecaju. Kada se u komori za izgaranje dogodi neravnomjerno izgaranje, toplinsko opterećenje vodeće lopatice prvog stupnja je veliko, što je glavni razlog oštećenja vodeće lopatice. Njena radna temperatura je oko 100 ℃ viša od temperature lopatice turbine. Razlika je u tome što statički dijelovi nisu izloženi mehaničkom opterećenju. Obično je lako uzrokovati toplinsko naprezanje, izobličenje, pukotine uslijed toplinskog zamora i lokalno opekline uzrokovane brzom promjenom temperature. Legura vodeće lopatice mora imati sljedeća svojstva: dovoljnu čvrstoću na visokim temperaturama, trajnu otpornost na puzanje i dobru otpornost na toplinski zamor, visoku otpornost na oksidaciju i toplinsku koroziju, otpornost na toplinsko naprezanje i vibracije, sposobnost savijanja i deformacije, dobru otpornost na proces lijevanja i zavarivanje te zaštitu premaza.
Trenutno, većina naprednih motora s visokim omjerom potiska i težine koristi šuplje lijevane lopatice, a odabiru se usmjerene i monokristalne superlegure na bazi nikla. Motor s visokim omjerom potiska i težine ima visoku temperaturu od 1650 ℃ - 1930 ℃ i potrebno ga je zaštititi toplinskim izolacijskim premazom. Radna temperatura legure lopatice u uvjetima hlađenja i zaštite premaza je veća od 1100 ℃, što u budućnosti postavlja nove i veće zahtjeve za cijenu gustoće temperature materijala vodilice lopatice.
b. Superlegure za lopatice turbina
Lopatice turbina ključni su rotirajući dijelovi zrakoplovnih motora koji nose toplinu. Njihova radna temperatura je 50 ℃ - 100 ℃ niža od vodećih lopatica. Pri rotaciji podnose velika centrifugalna naprezanja, vibracijska naprezanja, toplinska naprezanja, ispiranja protoka zraka i druge učinke, a radni uvjeti su loši. Vijek trajanja komponenti vrućeg dijela motora s visokim omjerom potiska i težine je veći od 2000 sati. Stoga legura lopatica turbine mora imati visoku otpornost na puzanje i čvrstoću na lom na radnoj temperaturi, dobra sveobuhvatna svojstva na visokim i srednjim temperaturama, kao što su visokociklički i niskociklički zamor, hladno i toplo zamor, dovoljna plastičnost i udarna žilavost te osjetljivost na zareze; visoku otpornost na oksidaciju i koroziju; dobru toplinsku vodljivost i nizak koeficijent linearnog širenja; dobre performanse procesa lijevanja; dugotrajnu strukturnu stabilnost, bez taloženja TCP faze na radnoj temperaturi. Primijenjena legura prolazi kroz četiri faze; Primjene deformiranih legura uključuju GH4033, GH4143, GH4118 itd.; Primjena lijevnih legura uključuje K403, K417, K418, K405, usmjereno skrućeno zlato DZ4, DZ22, monokristalne legure DD3, DD8, PW1484 itd. Trenutno se razvila u treću generaciju monokristalnih legura. Kineske monokristalne legure DD3 i DD8 koriste se u kineskim turbinama, turboventilatorskim motorima, helikopterima i brodskim motorima.
3. Visokotemperaturna legura za disk turbine
Turbinski disk je najopterećeniji rotirajući ležajni dio turbinskog motora. Radna temperatura prirubnice kotača motora s omjerom potisne težine od 8 i 10 doseže 650 ℃ i 750 ℃, a temperatura središta kotača je oko 300 ℃, s velikom temperaturnom razlikom. Tijekom normalne rotacije, pokreće lopaticu da se okreće velikom brzinom i podnosi maksimalnu centrifugalnu silu, toplinsko naprezanje i vibracijsko naprezanje. Svako pokretanje i zaustavljanje je ciklus, središte kotača. Grlo, dno utora i rub nose različita kompozitna naprezanja. Od legure se traži da ima najveću granicu razvlačenja, udarnu žilavost i osjetljivost na zareze na radnoj temperaturi; Nizak koeficijent linearnog širenja; Određena otpornost na oksidaciju i koroziju; Dobre performanse rezanja.
4. Zrakoplovna superlegura
Superlegura u raketnom motoru na tekuće gorivo koristi se kao ploča ubrizgavača goriva u komori za izgaranje u potisnoj komori; koljeno turbinske pumpe, prirubnica, grafitni pričvršćivač kormila itd. Visokotemperaturna legura u raketnom motoru na tekuće gorivo koristi se kao ploča ubrizgavača goriva u komori za izgaranje u potisnoj komori; koljeno turbinske pumpe, prirubnica, grafitni pričvršćivač kormila itd. GH4169 koristi se kao materijal rotora turbine, osovine, čahure osovine, pričvršćivača i drugih važnih dijelova ležaja.
Materijali rotora turbine američkog raketnog motora na tekuće gorivo uglavnom uključuju usisnu cijev, lopaticu turbine i disk. U Kini se uglavnom koristi legura GH1131, a lopatica turbine ovisi o radnoj temperaturi. Inconel x, Alloy713c, Astroloy i Mar-M246 trebali bi se koristiti sukcesivno; materijali diska kotača uključuju Inconel 718, Waspaloy itd. Uglavnom se koriste integralne turbine GH4169 i GH4141, a GH2038A se koristi za osovinu motora.