一.Påføring av superlegering i flymotor
Turbinmotorens arbeidsflyt: Når motoren startes, kommer luften inn i kompressoren ved innløpet, settes under trykk og går inn i forbrenningskammeret, blandes med drivstoffet som slippes ut av drivstoffinnsprøytningsdysen, danner en jevn blanding og antennes raskt og brennes i brennkammer, produserer høytemperaturgass som strømmer gjennom føringen inn i turbinen, og turbinen roterer med høy hastighet (normal hastighet kan nå 1100r/min) under høytemperatur- og høytrykksgassstrømmen. Gassen fra turbinen drives ut av haledysen for å generere skyvekraft. På grunn av vibrasjon, luftstrømerosjon, spesielt sentrifugaleffekten forårsaket av rotasjon, vil høytemperaturdelene av flymotoren bli utsatt for større stress, gass inneholder mye oksygen, vanndamp, og det er etsende gasser som SO2,H2S , som vil spille en rolle i oksidasjon og korrosjon av høytemperaturdeler. Enten det er et militært fly, sivile fly, i tillegg til strukturell og funksjonell ytelse, men krever også sikkerhet og stabilitet, så moderne motorer i tillegg til høyt skyvekraft-til-vekt-forhold, høy temperatur, høyt trykkforhold og annen ytelse, er det er strenge krav til pålitelighet, holdbarhet og vedlikehold.
Superlegering har høy termisk stabilitet og termisk styrke, og kan ha god korrosjonsbestandighet og oksidasjonsmotstand ved høye temperaturer. Det er et essensielt nøkkelmateriale for produksjon av varmekomponenter til luftfartsturbinmotorer, hovedsakelig brukt i produksjon av turbinkomponenter, nemlig turbinskive, turbinstyreblad, turbinarbeidsblad, forbrenningskammer og etterbrennerkomponenter. I moderne avanserte flymotorer utgjør mengden superlegeringsmaterialer 40 %-60 % av den totale motoren.
Forbrenningskammeret er det høyeste arbeidstemperaturområdet til motorkomponentene, og når gasstemperaturen i forbrenningskammeret når 1500-2000 grader C, kan temperaturen på kammervegglegeringen nå 800 ~ 900 grader C, og den lokale temperaturen kan nå 1100 grader C. Legeringen som brukes som forbrenningskammer utsettes for termisk stress og gassstøt, spesielt under start, akselerasjon og parkering, og temperaturendringene er mer drastiske. På grunn av syklisk oppvarming og kjøling, ser brennkammeret ofte deformasjoner, vridninger og termiske utmattelsessprekker i kanten.
De siste årene har de fleste superlegeringene som er brukt i forbrenningskammeret, solide løsningsforsterkede legeringer, som inneholder et stort antall W,Mo,Nb og andre solid løsningsforsterkede elementer, høytemperaturstyrke, god formings- og sveiseytelse. De representative merkene er GH1140, GH3030, GH3039, GH3333, GH3018, GH3022, GH3044, GH3128, GH3170 og så videre.
Styrebladet er en komponent som justerer retningen på gassstrømmen fra forbrenningskammeret, også kjent som guiden. Det er en av delene på turbinmotoren som utsettes for store termiske påvirkninger. Spesielt når forbrenningskammeret ikke er jevnt og driften ikke er god, utsettes styrebladet for større varmebelastning, og driftstemperaturen til styrebladet til den avanserte turbinmotoren kan nå 1100 grader. Forvrengning forårsaket av termisk stress, termiske utmattelsessprekker forårsaket av drastiske temperaturendringer og lokale brannskader er hovedfeilene til styrebladene i drift.
De fleste av legeringene som brukes som ledeblad er produsert ved presisjonsstøpeprosesser, og mer W, Mo,Nb,Al,Ti og andre solide løsningsforsterkende og aldringsforsterkende elementer kan tilsettes legeringene, og innholdet av C og B i legeringene er også høyere enn for deformerte høytemperaturlegeringer. Noen styreblad er også sveiset direkte fra aldersforsterkede plater. Avanserte flymotorer bruker stort sett hule støpte blader, som har god kjøleeffekt og kan øke driftstemperaturen. Bruken av husholdningsskovlelegeringstemperaturen kan nå 000 ~ 1050 grader, representativ K214 presisjonsstøpelegering, K233, K406, K417, K403, K409, K408, K423B, etc.
Med utviklingen av motoren, for å møte den ytterligere økningen av motorens turbinskivetemperatur, har strukturen til styrebladet også endret seg, og GH5605 og GH5188 er forsøkt tatt i bruk. Den sveisede laminerte strukturen til den deformerte superlegeringsplaten brukes som styreblad.
Turbinblader er de mest alvorlige komponentene i flymotorer med høy arbeidstemperatur og stor sentrifugalspenning, vibrasjonsspenning, termisk stress og luftstrømserosjonskraft under rotasjon. Strekkspenningen til bladkroppen er omtrent 140 MPa, og den gjennomsnittlige spenningen til bladroten er 280-560MPa. Temperaturen på bladkroppen og rotdelen er henholdsvis omtrent 650-980 grader og 760 grader. Gassinnløpstemperaturen til den avanserte flymotoren har nådd 1380 grader og skyvekraften har nådd 226kN. Typisk for GH4033, GH4037 GH4143, GH4049, GH4151, GH4118, GH4220 osv., kan brukes i 750-950 grad. I utviklingen av nye maskiner og modifikasjon av gamle maskiner, brukes støping av superlegering til å produsere turbinblader. Typiske kvaliteter av støpelegeringer er K403, K417, K417G, K418, K403, K405, K4002 og så videre.
Turbinskiven står for den største massen i flymotorkomponentene, med enkeltmassen på mer enn 50 kg, og enkeltmassen til den store turbinskiven når hundrevis av kilo. I turbinskivestudioet kan den generelle felgtemperaturen nå 550-650 grader C, mens hjulsentertemperaturen kun er ca 300 grader C, og temperaturforskjellen på hele turbinskiven er veldig stor. Derfor genereres en stor radiell termisk spenning. Turbinbladene roterer med høy hastighet under normal rotasjon og har stor sentrifugalkraft. Spenningen på tenndelen er mer kompleks, inkludert strekkspenning og torsjonsspenning, som danner høy belastning og lav syklustretthet under start og stopp.
Deformerte superlegeringer for turbinskiver, en type er jern-nikkelbaserte superlegeringer, typiske legeringskvaliteter er GH2132, GH2135, GH2901, GH4761, etc., driftstemperaturen er under 650 grader; En annen type nikkelbasert superlegering, den typiske merkevaren GH4196, GH4133, GH4133B, GH4033A, GH4698 etc., ved bruk av temperatur kan nå 700 ^ 800 grader.
2. Anvendelse av superlegering i rakettmotor
Carrier rakett er et kjøretøy for å sende en rekke romfartøyer i rombane, superlegering i romfeltet brukes hovedsakelig i skyvebærerrakettmotorer. Figur 2 er et skjematisk diagram av rakettmotoren med flytende brensel og dens struktur, som forvandler reaktantene (drivmidlene) i drivmiddelreservoaret eller kjøretøyet til høyhastighets jetfly for å generere skyvekraft. Som det fremgår av figur (b), når luftstrømmen ved dysen til rakettmotoren 2500m/s og temperaturen er så høy som 1350 grader.
Rakettmotor-superlegeringer kan i prinsippet brukes med legeringer av luftfartsturbinmotorer, men sammenlignet med luftfartsmotorer har rakettmotormaterialer noen nye egenskaper:
Nikkelbaserte deformerte superlegeringer tilsetter vanligvis 10 %-25 % Cr-element for å sikre at legeringen har god oksidativ korrosjonsmotstand, så den nikkelbaserte legeringen er faktisk Ni-Cr som matrisen. I tillegg tilsetter noen legeringer elementene Co(15%-20%),Mo (ca. 15%) eller W (ca. 11%) i Ni-Cr fast løsning for å danne en ternær systemdeformert superlegering med Ni-Cr -Co,Ni-Cr-Mo,Ni-Cr-W som henholdsvis matrisen. Tabell 6 viser merker, kjemiske sammensetninger og driftstemperaturer for nikkelbaserte deformerte superlegeringer som vanligvis brukes i Kina. Figur 6 viser utviklingstrenden for påføring av superlegering på turbinblader og plater.
Den koboltbaserte deformasjonssuperlegeringen er i hovedsak basert på det ternære Co-Ni-Cr-systemet, og inneholder W,Mo,Nb,Ta og andre solid løsningsforsterkende elementer og karbiddannende elementer. Sammenlignet med nikkelbaserte deformerte superlegeringer er arbeidsherdehastigheten større, og overflatekvaliteten på delene etter forming er bedre, men i formingsprosessen kreves det vanligvis mer varmebearbeidingstider eller kalddeformasjonsmellomglødetider, og tonnasje av bearbeidingsformingsutstyret er også nødvendig. Koboltbaserte deformerte superlegeringer har høy styrke og utmerket termisk utmattelsesmotstand, termisk korrosjon og slitestyrke når de er høyere enn 980 grader. Imidlertid har koboltbaserte deformerte superlegeringer karbid som hovedforsterkningsfase og mangler en homogen forsterkningsfase, og deres holdbarhet er lavere enn nikkelbaserte deformerte superlegeringer i lave og middels temperaturområder. Tabell 9 viser de høytemperaturmekaniske egenskapene til typiske koboltbaserte deformerte superlegeringer.