一.Applicering av superlegering i flygmotorer
Turbinmotorns arbetsflöde: När motorn startas kommer luften in i kompressorn genom inloppet, trycksätts och kommer in i förbränningskammaren, blandas med bränslet som släpps ut från bränsleinsprutningsmunstycket, bildar en jämn blandning och antänds snabbt och förbränns i förbränningskammare, producerar högtemperaturgas som strömmar genom styrningen in i turbinen, och turbinen roterar med hög hastighet (den normala hastigheten kan nå 1100 r/min) under gasflödet med hög temperatur och högt tryck. Gasen från turbinen drivs ut från stjärtmunstycket för att generera dragkraft. På grund av vibrationer, luftflödeserosion, särskilt centrifugaleffekten orsakad av rotation, kommer flygmotorns högtemperaturdelar att utsättas för större stress, gas innehåller mycket syre, vattenånga och det finns korrosiva gaser som SO2, H2S , som kommer att spela en roll vid oxidation och korrosion av högtemperaturdelar. Oavsett om det är ett militärt flygplan, civila flygplan, förutom strukturella och funktionella prestanda, men också kräver säkerhet och stabilitet, så moderna motorer förutom högt dragkraft-till-vikt-förhållande, hög temperatur, högtrycksförhållande och annan prestanda, finns det är strikta krav på tillförlitlighet, hållbarhet och underhåll.
Superlegering har hög termisk stabilitet och termisk styrka och kan ha god korrosionsbeständighet och oxidationsbeständighet vid höga temperaturer. Det är ett väsentligt nyckelmaterial för tillverkning av heta komponenter i flygturbinmotorer, som huvudsakligen används vid tillverkning av turbinkomponenter, nämligen turbinskiva, turbinstyrblad, turbinarbetsblad, förbränningskammare och komponenter för efterbrännare. I moderna avancerade flygplansmotorer står mängden superlegeringsmaterial för 40 %-60 % av den totala motorn.
Förbränningskammaren är motorkomponenternas högsta arbetstemperaturområde, och när gastemperaturen i förbränningskammaren når 1500-2000 grader C, kan temperaturen på kammarväggslegeringen nå 800 ~ 900 grader C, och den lokala temperaturen kan nå 1100 grader C. Legeringen som används som förbränningskammare utsätts för termisk stress och gaspåverkan, speciellt under start, acceleration och parkering, och temperaturförändringarna är mer drastiska. På grund av cyklisk uppvärmning och kylning uppstår ofta förbränningskammaren deformation, skevhet och termiska utmattningssprickor i kanten.
Under de senaste åren är de flesta superlegeringar som används i förbränningskammaren solida lösningsförstärkta legeringar, som innehåller ett stort antal W,Mo,Nb och andra solid lösningsförstärkta element, högtemperaturhållfasthet, bra formnings- och svetsprestanda. De representativa varumärkena är GH1140, GH3030, GH3039, GH3333, GH3018, GH3022, GH3044, GH3128, GH3170 och så vidare.
Styrbladet är en komponent som justerar riktningen på gasflödet från förbränningskammaren, även känd som styrningen. Det är en av delarna på turbinmotorn som utsätts för stor termisk påverkan. Speciellt när förbränningskammaren inte är enhetlig och driften inte är bra, utsätts styrbladet för större värmebelastning och driftstemperaturen för styrbladet på den avancerade turbinmotorn kan nå 1100 grader. Förvrängning orsakad av termisk stress, termiska utmattningssprickor orsakade av drastiska temperaturförändringar och lokala brännskador är de största defekterna hos styrbladen i drift.
De flesta legeringar som används som styrblad tillverkas genom precisionsgjutningsprocesser, och mer W, Mo, Nb, Al, Ti och andra solida lösningsförstärkande och åldrande förstärkande element kan läggas till legeringarna, och innehållet av C och B i legeringarna är också högre än för deformerade högtemperaturlegeringar. Vissa styrblad är också svetsade direkt från åldersförstärkta plåtar. Avancerade flygmotorer använder för det mesta ihåliga gjutna blad, som har bra kyleffekt och kan öka servicetemperaturen. Användningen av inhemsk styrskovellegering kan nå 000 ~ 1050 grader, representativ K214 precisionsgjutlegering, K233, K406, K417, K403, K409, K408, K423B, etc.
Med utvecklingen av motorn, för att möta den ytterligare ökningen av motorturbinskivans temperatur, har strukturen på styrbladet också förändrats, och GH5605 och GH5188 har försökt antas. Den svetsade laminerade strukturen hos den deformerade superlegeringsplåten används som styrblad.
Turbinblad är de svåraste komponenterna i flygmotorer med hög arbetstemperatur och stor centrifugalpåkänning, vibrationspåkänning, termisk påkänning och luftflödeserosionskraft under rotation. Dragspänningen för bladkroppen är cirka 140 MPa, och den genomsnittliga spänningen för bladroten är 280-560MPa. Temperaturen på bladkroppen och rotdelen är cirka 650-980 grader respektive 760 grader. Gasinloppstemperaturen för den avancerade flygmotorn har nått 1380 grader och dragkraften har nått 226kN. Typiskt för GH4033, GH4037 GH4143, GH4049, GH4151, GH4118, GH4220 etc., kan användas i 750-950 grad. Vid utveckling av nya maskiner och modifiering av gamla maskiner används gjutsuperlegering för att tillverka turbinblad. Typiska kvaliteter av gjutlegeringar är K403, K417, K417G, K418, K403, K405, K4002 och så vidare.
Turbinskivan står för den största massan i flygmotorkomponenterna, med en enda massa på mer än 50 kg, och den stora turbinskivans enda massa når hundratals kilo. I turbinskivstudion kan den allmänna fälgtemperaturen nå 550-650 grader C, medan hjulets centrumtemperatur endast är cirka 300 grader C, och temperaturskillnaden på hela turbinskivan är mycket stor. Därför genereras en stor radiell termisk spänning. Turbinbladen roterar med hög hastighet under normal rotation och har stor centrifugalkraft. Spänningen på tapptandsdelen är mer komplex, inklusive dragpåkänning och vridpåkänning, som bildar en hög belastning och låg cykelutmattning under start och stopp.
Deformerade superlegeringar för turbinskivor, en typ är järn-nickelbaserade superlegeringar, typiska legeringskvaliteter är GH2132, GH2135, GH2901, GH4761, etc., driftstemperaturen är under 650 grader; En annan typ av nickelbaserad superlegering, det typiska märket GH4196, GH4133, GH4133B, GH4033A, GH4698 etc., kan använda temperaturen nå 700 ^ 800 grader.
2. Applicering av superlegering i raketmotor
Carrier raket är ett fordon för att skicka en mängd olika rymdfarkoster i rymden omloppsbana, superlegering i rymdfältet används främst i dragkraftsbärare raketmotor. Figur 2 är ett schematiskt diagram över raketmotorn med flytande bränsle och dess struktur, som omvandlar reaktanterna (drivmedlen) i drivmedelsbehållaren eller fordonet till höghastighetsstrålar för att generera dragkraft. Som framgår av figur (b) når luftflödet vid raketmotorns munstycke 2500m/s och temperaturen är så hög som 1350 grader.
Raketmotors superlegeringar kan användas i princip med flygturbinmotorlegeringar, men jämfört med flygmotorer har raketmotormaterial några nya egenskaper:
Nickelbaserade deformerade superlegeringar tillsätter vanligtvis 10 %-25 % Cr-element för att säkerställa att legeringen har god oxidativ korrosionsbeständighet, så den nickelbaserade legeringen är faktiskt Ni-Cr som matris. Dessutom tillsätter vissa legeringar elementen Co(15%-20%),Mo (cirka 15%) eller W (ca 11%) i Ni-Cr fast lösning för att bilda en ternärt system deformerad superlegering med Ni-Cr -Co,Ni-Cr-Mo, Ni-Cr-W som matrisen. Tabell 6 visar märken, kemiska sammansättningar och driftstemperaturer för nickelbaserade deformerade superlegeringar som vanligtvis används i Kina. Figur 6 visar utvecklingstrenden för applicering av superlegeringar på turbinblad och plattor.
Den koboltbaserade deformationssuperlegeringen är huvudsakligen baserad på det ternära Co-Ni-Cr-systemet och innehåller W,Mo,Nb,Ta och andra solid lösningsförstärkande element och karbidbildande element. Jämfört med nickelbaserade deformerade superlegeringar är arbetshärdningshastigheten högre, och ytkvaliteten på delarna efter formning är bättre, men i formningsprocessen krävs i allmänhet fler varmbearbetningstider eller mellanglödgningstider för kall deformation, och tonnage av bearbetningsformningsutrustningen krävs också. Koboltbaserade deformerade superlegeringar har hög hållfasthet och utmärkt termisk utmattningsbeständighet, termisk korrosion och slitstyrka när de är högre än 980 grader. Koboltbaserade deformerade superlegeringar har dock karbid som den huvudsakliga förstärkningsfasen och saknar en homogen förstärkningsfas, och deras hållbarhet är lägre än nickelbaserade deformerade superlegeringar i låga och medelhöga temperaturområden. Tabell 9 listar de mekaniska egenskaperna vid hög temperatur hos typiska koboltbaserade deformerade superlegeringar.