L'aliatge d'alta temperatura també s'anomena aliatge de resistència a la calor. Segons l'estructura de la matriu, els materials es poden dividir en tres categories: a base de ferro, a base de níquel i a base de crom. Segons el mode de producció, es poden dividir en superaliatge deformat i superaliatge fos.
És una matèria primera indispensable en el camp aeroespacial. És el material clau per a la part d'alta temperatura dels motors de fabricació aeroespacial i d'aviació. S'utilitza principalment per a la fabricació de cambres de combustió, pales de turbina, pales guia, compressors i discs de turbina, carcasses de turbina i altres peces. El rang de temperatura de servei és de 600 ℃ a 1200 ℃. La tensió i les condicions ambientals varien segons les peces utilitzades. Hi ha requisits estrictes per a les propietats mecàniques, físiques i químiques de l'aliatge. És el factor decisiu per al rendiment, la fiabilitat i la vida útil del motor. Per tant, el superaliatge és un dels projectes de recerca clau en els camps de l'aeroespacial i la defensa nacional als països desenvolupats.
Les principals aplicacions dels superaliatges són:
1. Aliatge d'alta temperatura per a la cambra de combustió
La cambra de combustió (també coneguda com a tub de flama) del motor de turbina d'aviació és un dels components clau d'alta temperatura. Com que l'atomització del combustible, la barreja d'oli i gas i altres processos es duen a terme a la cambra de combustió, la temperatura màxima a la cambra de combustió pot arribar als 1500 ℃ - 2000 ℃, i la temperatura de la paret a la cambra de combustió pot arribar als 1100 ℃. Al mateix temps, també suporta tensió tèrmica i tensió de gas. La majoria dels motors amb una alta relació empenyiment/pes utilitzen cambres de combustió anulars, que tenen una longitud curta i una alta capacitat calorífica. La temperatura màxima a la cambra de combustió arriba als 2000 ℃, i la temperatura de la paret arriba als 1150 ℃ després del refredament amb pel·lícula de gas o vapor. Els grans gradients de temperatura entre diverses parts generaran tensió tèrmica, que augmentarà i disminuirà bruscament quan canviï l'estat de treball. El material estarà subjecte a xoc tèrmic i càrrega de fatiga tèrmica, i hi haurà distorsions, esquerdes i altres defectes. Generalment, la cambra de combustió està feta d'aliatge de làmina, i els requisits tècnics es resumeixen de la següent manera segons les condicions de servei de les peces específiques: té una certa resistència a l'oxidació i a la corrosió del gas en condicions d'ús d'aliatges i gasos d'alta temperatura; Té una certa resistència instantània i de durada, rendiment de fatiga tèrmica i baix coeficient d'expansió; Té prou plasticitat i capacitat de soldadura per garantir el processament, la conformació i la connexió; Té una bona estabilitat organitzativa sota cicle tèrmic per garantir un funcionament fiable dins de la vida útil.
a. Laminat porós d'aliatge MA956
En la fase inicial, el laminat porós es va fabricar amb làmina d'aliatge HS-188 mitjançant unió per difusió després de ser fotografiat, gravat, ranurat i perforat. La capa interior es pot convertir en un canal de refrigeració ideal segons els requisits de disseny. Aquest refredament estructural només necessita un 30% del gas refrigerant del refredament de pel·lícula tradicional, cosa que pot millorar l'eficiència del cicle tèrmic del motor, reduir la capacitat real de suport de calor del material de la cambra de combustió, reduir el pes i augmentar la relació pes-empenta. Actualment, encara cal trencar la tecnologia clau abans que es pugui posar en pràctica. El laminat porós fet de MA956 és una nova generació de material de cambra de combustió introduït pels Estats Units, que es pot utilitzar a 1300 ℃.
b. Aplicació de compostos ceràmics a la cambra de combustió
Els Estats Units han començat a verificar la viabilitat de l'ús de ceràmica per a turbines de gas des del 1971. El 1983, alguns grups dedicats al desenvolupament de materials avançats als Estats Units van formular una sèrie d'indicadors de rendiment per a turbines de gas utilitzades en avions avançats. Aquests indicadors són: augmentar la temperatura d'entrada de la turbina a 2200 ℃; Operar sota l'estat de combustió del càlcul químic; Reduir la densitat aplicada a aquestes peces de 8 g/cm3 a 5 g/cm3; Cancel·lar el refredament dels components. Per tal de complir aquests requisits, els materials estudiats inclouen grafit, matriu metàl·lica, compostos de matriu ceràmica i compostos intermetàl·lics, a més de ceràmiques monofàsiques. Els compostos de matriu ceràmica (CMC) tenen els següents avantatges:
El coeficient d'expansió del material ceràmic és molt més petit que el de l'aliatge a base de níquel, i el recobriment és fàcil de pelar. La fabricació de compostos ceràmics amb feltre metàl·lic intermedi pot superar el defecte de descamació, que és la direcció de desenvolupament dels materials de la cambra de combustió. Aquest material es pot utilitzar amb un 10% - 20% d'aire de refrigeració, i la temperatura de l'aïllament posterior metàl·lic és de només uns 800 ℃, i la temperatura de suport de calor és molt inferior a la del refredament divergent i el refredament per pel·lícula. La rajola protectora de recobriment ceràmic de superaliatge fos B1900 + s'utilitza al motor V2500, i la direcció de desenvolupament és substituir la rajola B1900 (amb recobriment ceràmic) per un compost a base de SiC o un compost antioxidant C/C. El compost de matriu ceràmica és el material de desenvolupament de la cambra de combustió del motor amb una relació de pes d'empenta de 15-20, i la seva temperatura de servei és de 1538 ℃ - 1650 ℃. S'utilitza per a tubs de flama, parets flotants i postcombustidors.
2. Aliatge d'alta temperatura per a turbina
La pala de turbina d'un motor aeronàutic és un dels components que suporten la càrrega de temperatura més severa i el pitjor entorn de treball del motor aeronàutic. Ha de suportar tensions molt grans i complexes a altes temperatures, per la qual cosa els seus requisits de material són molt estrictes. Els superaliatges per a les pales de turbina de motors aeronàutics es divideixen en:
a. Aliatge d'alta temperatura per a la guia
El deflector és una de les parts del motor de turbina que més es veuen afectades per la calor. Quan es produeix una combustió desigual a la cambra de combustió, la càrrega de calefacció de l'àlep guia de la primera etapa és gran, que és la principal raó del dany de l'àlep guia. La seva temperatura de servei és uns 100 ℃ més alta que la de la pala de la turbina. La diferència és que les parts estàtiques no estan sotmeses a càrrega mecànica. Normalment, és fàcil causar tensions tèrmiques, distorsions, esquerdes per fatiga tèrmica i cremades locals causades per canvis ràpids de temperatura. L'aliatge de l'àlep guia ha de tenir les propietats següents: resistència suficient a altes temperatures, rendiment de fluència permanent i bon rendiment de fatiga tèrmica, alta resistència a l'oxidació i al rendiment de corrosió tèrmica, resistència a la tensió tèrmica i a les vibracions, capacitat de deformació per flexió, bon rendiment de modelat i soldabilitat del procés de fosa, i rendiment de protecció del recobriment.
Actualment, la majoria de motors avançats amb una alta relació empenyiment/pes utilitzen pales buides de fosa, i es seleccionen superaliatges direccionals i monocristallins basats en níquel. El motor amb una alta relació empenyiment-pes té una temperatura elevada de 1650 ℃ a 1930 ℃ i necessita ser protegit amb un recobriment d'aïllament tèrmic. La temperatura de servei de l'aliatge de les pales en condicions de refredament i protecció del recobriment és superior a 1100 ℃, cosa que planteja nous requisits més elevats pel que fa al cost de la densitat de temperatura del material de la paleta guia en el futur.
b. Superaliatges per a pales de turbina
Les pales de la turbina són les parts rotatives clau que porten calor dels motors aeronàutics. La seva temperatura de funcionament és entre 50 ℃ i 100 ℃ inferior a la de les pales guia. Suporten una gran tensió centrífuga, tensió de vibració, tensió tèrmica, desgast del flux d'aire i altres efectes quan giren, i les condicions de treball són deficients. La vida útil dels components de l'extrem calent del motor amb una alta relació empenyiment/pes és superior a 2000 h. Per tant, l'aliatge de les pales de la turbina ha de tenir una alta resistència a la fluència i resistència a la ruptura a temperatura de servei, bones propietats integrals a alta i mitjana temperatura, com ara fatiga de cicle alt i baix, fatiga en fred i calent, plasticitat i tenacitat a l'impacte suficients, i sensibilitat a l'osca; Alta resistència a l'oxidació i resistència a la corrosió; Bona conductivitat tèrmica i baix coeficient d'expansió lineal; Bon rendiment del procés de fosa; Estabilitat estructural a llarg termini, sense precipitació de fase TCP a temperatura de servei. L'aliatge aplicat passa per quatre etapes; Les aplicacions d'aliatges deformats inclouen GH4033, GH4143, GH4118, etc.; L'aplicació dels aliatges de fosa inclou K403, K417, K418, K405, or solidificat direccionalment DZ4, DZ22, aliatges monocristallins DD3, DD8, PW1484, etc. Actualment, ha desenvolupat fins a la tercera generació d'aliatges monocristallins. Els aliatges monocristallins DD3 i DD8 de la Xina s'utilitzen respectivament en turbines, motors turbofan, helicòpters i motors de vaixells de la Xina.
3. Aliatge d'alta temperatura per al disc de la turbina
El disc de la turbina és la part del coixinet giratori més sotmesa a esforços del motor de turbina. La temperatura de treball de la brida de la roda del motor amb una relació de pes d'empenta de 8 i 10 arriba als 650 ℃ i 750 ℃, i la temperatura del centre de la roda és d'uns 300 ℃, amb una gran diferència de temperatura. Durant la rotació normal, fa girar la pala a alta velocitat i suporta la màxima força centrífuga, tensió tèrmica i tensió de vibració. Cada inici i parada és un cicle, centre de la roda. La gola, el fons de la ranura i la vora suporten diferents tensions compostes. L'aliatge ha de tenir la màxima resistència al rendiment, la resistència a l'impacte i cap sensibilitat a l'osca a la temperatura de servei; baix coeficient d'expansió lineal; certa resistència a l'oxidació i la corrosió; bon rendiment de tall.
4. Superaliatge aeroespacial
El superaliatge del motor de coet líquid s'utilitza com a panell d'injector de combustible de la cambra de combustió a la cambra d'empenta; colze de la bomba de turbina, brida, fixació del timó de grafit, etc. L'aliatge d'alta temperatura del motor de coet líquid s'utilitza com a panell d'injector de la cambra de combustible a la cambra d'empenta; colze de la bomba de turbina, brida, fixació del timó de grafit, etc. El GH4169 s'utilitza com a material del rotor de la turbina, l'eix, el màniga de l'eix, la fixació i altres peces importants del rodament.
Els materials del rotor de la turbina del motor de coets líquids americà inclouen principalment el tub d'admissió, la pala de la turbina i el disc. L'aliatge GH1131 s'utilitza principalment a la Xina, i la pala de la turbina depèn de la temperatura de treball. S'han d'utilitzar successivament Inconel x, Alloy713c, Astroloy i Mar-M246; Els materials del disc de roda inclouen Inconel 718, Waspaloy, etc. Les turbines integrals GH4169 i GH4141 s'utilitzen principalment, i GH2038A s'utilitza per a l'eix del motor.