一.Приложение на суперсплав в авиационни двигатели
Работен процес на турбинен двигател: Когато двигателят се стартира, въздухът навлиза в компресора през входа, под налягане е и навлиза в горивната камера, смесва се с горивото, изпускано от дюзата за впръскване на гориво, образува еднородна смес и бързо се запалва и изгаря в горивна камера, произвежда газ с висока температура, протичащ през водача в турбината, а турбината се върти с висока скорост (нормалната скорост може да достигне 1100r/min) при висока температура и газов поток под високо налягане. Газът от турбината се изхвърля от опашната дюза, за да генерира тяга. Поради вибрации, ерозия на въздушния поток, особено центробежния ефект, причинен от въртенето, високотемпературните части на двигателя на самолета ще бъдат подложени на по-голямо напрежение, газът съдържа много кислород, водна пара и има корозивни газове като SO2, H2S , което ще играе роля в окисляването и корозията на части с висока температура. Независимо дали става дума за военен самолет, граждански самолет, в допълнение към структурните и функционални характеристики, но също така изисква безопасност и стабилност, така че модерните двигатели в допълнение към високото съотношение на тяга към тегло, висока температура, високо съотношение на налягане и други характеристики, има са строги изисквания за надеждност, издръжливост, поддръжка.
Суперсплавта има висока термична стабилност и термична якост и може да има добра устойчивост на корозия и устойчивост на окисление при високи температури. Това е основен ключов материал за производството на горещи крайни компоненти на авиационни турбинни двигатели, използвани главно в производството на горещи крайни компоненти на турбини, а именно диск на турбина, водеща лопатка на турбина, работна лопатка на турбина, горивна камера и компоненти за допълнително изгаряне. В съвременните усъвършенствани авиационни двигатели количеството суперсплавни материали възлиза на 40%-60% от общия двигател.
Горивната камера е зоната с най-висока работна температура на компонентите на двигателя и когато температурата на газа в горивната камера достигне 1500-2000 градуса C, температурата на сплавта на стената на камерата може да достигне 800 ~ 900 градуса C, а местната температурата може да достигне 1100 градуса C. Сплавта, използвана като горивна камера, е подложена на термичен стрес и сила на удар на газ, особено по време на излитане, ускорение и паркиране, а температурните промени са по-драстични. Поради циклично нагряване и охлаждане, горивната камера често се появява деформация, изкривяване и термична умора пукнатини по ръба.
През последните години повечето от суперсплавите, използвани в горивната камера, са укрепени с твърд разтвор сплави, които съдържат голям брой W, Mo, Nb и други укрепени с твърд разтвор елементи, устойчивост при висока температура, добро формоване и заваряване. Представителните марки са GH1140, GH3030, GH3039, GH3333, GH3018, GH3022, GH3044, GH3128, GH3170 и др.
Водещата лопатка е компонент, който регулира посоката на газовия поток от горивната камера, известен също като водач. Това е една от частите на турбинния двигател, която е подложена на голямо термично въздействие. Особено когато горивната камера не е равномерна и работата не е добра, водещата лопатка е подложена на по-голямо топлинно натоварване и работната температура на водещата лопатка на усъвършенствания турбинен двигател може да достигне 1100 градуса. Изкривяването, причинено от термично напрежение, пукнатини от термична умора, причинени от драстични температурни промени и локални изгаряния, са основните дефекти на направляващите остриета при работа.
Повечето от сплавите, използвани като водещи остриета, се произвеждат чрез процес на прецизно леене и към сплавите могат да се добавят повече W, Mo, Nb, Al, Ti и други елементи за укрепване на твърдия разтвор и укрепване при стареене, а съдържанието на C и B в сплавите също е по-висока от тази на деформирани високотемпературни сплави. Някои водещи остриета също са заварени директно от укрепени с възрастта листове. Усъвършенстваните авиационни двигатели използват предимно кухи ляти лопатки, които имат добър охлаждащ ефект и могат да повишат работната температура. Използването на вътрешна температура на сплавта на водещите лопатки може да достигне 000 ~ 1050 градуса, представителна сплав за прецизно леене K214, K233, K406, K417, K403, K409, K408, K423B и др.
С развитието на двигателя, за да се отговори на по-нататъшното повишаване на температурата на диска на турбината на двигателя, структурата на водещата лопатка също се промени и се опитват да бъдат приети GH5605 и GH5188. Заварената ламинирана структура на деформирания лист от суперсплав се използва като водещо острие.
Турбинните лопатки са най-тежките компоненти в авиационни двигатели с висока работна температура и голямо центробежно напрежение, вибрационно напрежение, топлинно напрежение и сила на ерозия на въздушния поток по време на въртене. Напрежението на опън на тялото на острието е около 140MPa, а средното напрежение на основата на острието е 280-560MPa. Температурата на тялото на острието и кореновата част е съответно около 650-980 градуса и 760 градуса. Температурата на входа на газа на усъвършенствания авиационен двигател е достигнала 1380 градуса, а тягата е достигнала 226 kN. Типично за GH4033, GH4037, GH4143, GH4049, GH4151, GH4118, GH4220 и т.н., може да се използва в 750-950 степен. При разработването на нови машини и модифицирането на стари машини, леярската суперсплав се използва за производството на турбинни лопатки. Типични степени на леярски сплави са K403, K417, K417G, K418, K403, K405, K4002 и така нататък.
Турбинният диск представлява най-голямата маса в компонентите на авиационния двигател, като единичната маса е повече от 50 кг, а единичната маса на големия турбинен диск достига стотици килограми. В студиото за турбинни дискове общата температура на джантата може да достигне 550-650 градуса C, докато температурата в центъра на колелото е само около 300 градуса C, а температурната разлика на целия диск на турбината е много голяма. Поради това се генерира голямо радиално топлинно напрежение. Лопатките на турбината се въртят с висока скорост по време на нормално въртене и носят голяма центробежна сила. Напрежението върху зъбната част на шипа е по-сложно, включително напрежение на опън и напрежение на усукване, които образуват голямо напрежение и умора при нисък цикъл по време на стартиране и спиране.
Деформирани суперсплави за турбинни дискове, един вид са суперсплави на основата на желязо-никел, типичните класове на сплави са GH2132, GH2135, GH2901, GH4761 и т.н., работната температура е под 650 градуса; Друг вид суперсплав на базата на никел, типичната марка GH4196, GH4133, GH4133B, GH4033A, GH4698 и т.н., използвайки температура може да достигне 700 ^ 800 градуса.
2. Приложение на суперсплав в ракетен двигател
Ракетата носител е превозно средство за изпращане на различни космически кораби в космическа орбита, супер сплавта в космическото поле се използва главно в ракетен двигател носител на тяга. Фигура 2 е схематична диаграма на ракетен двигател с течно гориво и неговата структура, която трансформира реагентите (горивата) в резервоара за гориво или превозното средство във високоскоростни струи за генериране на тяга. Както може да се види от фигура (b), въздушният поток в дюзата на ракетния двигател достига 2500 m/s, а температурата достига 1350 градуса.
Суперсплавите за ракетни двигатели могат да се използват по принцип със сплави за авиационни турбинни двигатели, но в сравнение с авиационните двигатели, материалите за ракетни двигатели имат някои нови характеристики:
Деформираните суперсплави на базата на никел обикновено добавят 10%-25% Cr елемент, за да се гарантира, че сплавта има добра устойчивост на окислителна корозия, така че сплавта на базата на никел всъщност е Ni-Cr като матрица. В допълнение, някои сплави добавят елементите Co(15%-20%),Mo (около 15%) или W (около 11%) в Ni-Cr твърд разтвор, за да образуват тройна система деформирана суперсплав с Ni-Cr -Co,Ni-Cr-Mo,Ni-Cr-W като матрица, съответно. Таблица 6 показва марките, химичния състав и работните температури на деформирани суперсплави на базата на никел, които обикновено се използват в Китай. Фигура 6 показва тенденцията на развитие на приложението на суперсплав върху турбинни лопатки и плочи.
Базираната на кобалт деформационна суперсплав е основно базирана на тройната система Co-Ni-Cr и съдържа W, Mo, Nb, Ta и други укрепващи елементи в твърд разтвор и карбидообразуващи елементи. В сравнение с деформирани суперсплави на базата на никел, степента на работно втвърдяване е по-голяма и качеството на повърхността на частите след формоване е по-добро, но в процеса на формоване обикновено се изискват повече времена за нагряване при гореща обработка или междинни времена за отгряване при студена деформация и изисква се и тонаж на оборудването за формоване на обработка. Деформираните суперсплави на базата на кобалт имат висока якост и отлична устойчивост на термична умора, термична корозия и устойчивост на износване, когато са по-високи от 980 градуса. Въпреки това деформираните суперсплави на основата на кобалт имат карбид като основна укрепваща фаза и им липсва хомогенна укрепваща фаза, а тяхната трайна якост е по-ниска от тази на деформираните суперсплави на базата на никел в ниски и средни температурни диапазони. Таблица 9 изброява високотемпературните механични свойства на типичните деформирани суперсплави на основата на кобалт.