La aleación de alta temperatura también se llama aleación resistente al calor. Según la estructura de la matriz, los materiales se pueden dividir en tres categorías: a base de hierro, a base de níquel y a base de cromo. Según el modo de producción, se puede dividir en superaleación deformada y superaleación fundida.
Es una materia prima indispensable en el campo aeroespacial. Es el material clave para la parte de alta temperatura de los motores de fabricación aeroespacial y de aviación. Se utiliza principalmente para la fabricación de cámaras de combustión, álabes de turbina, álabes guía, compresores y discos de turbina, carcasas de turbina y otras piezas. El rango de temperatura de servicio es de 600 ℃ - 1200 ℃. El estrés y las condiciones ambientales varían según las piezas utilizadas. Existen requisitos estrictos para las propiedades mecánicas, físicas y químicas de la aleación. Es el factor decisivo para el rendimiento, la fiabilidad y la vida útil del motor. Por lo tanto, la superaleación es uno de los proyectos de investigación clave en los campos de la aeroespacial y la defensa nacional en los países desarrollados.
Las principales aplicaciones de las superaleaciones son:
1. Aleación de alta temperatura para cámara de combustión.
La cámara de combustión (también conocida como tubo de llama) del motor de turbina de aviación es uno de los componentes clave de alta temperatura. Dado que la atomización del combustible, la mezcla de petróleo y gas y otros procesos se llevan a cabo en la cámara de combustión, la temperatura máxima en la cámara de combustión puede alcanzar 1500 ℃ - 2000 ℃, y la temperatura de la pared en la cámara de combustión puede alcanzar 1100 ℃. Al mismo tiempo, también soporta tensiones térmicas y de gases. La mayoría de los motores con una alta relación empuje/peso utilizan cámaras de combustión anulares, que tienen una longitud corta y una alta capacidad calorífica. La temperatura máxima en la cámara de combustión alcanza los 2000 ℃ y la temperatura de la pared alcanza los 1150 ℃ después del enfriamiento con película de gas o vapor. Los grandes gradientes de temperatura entre varias piezas generarán estrés térmico, que aumentará y disminuirá bruscamente cuando cambie el estado de funcionamiento. El material estará sujeto a choques térmicos y cargas de fatiga térmica, y habrá distorsiones, grietas y otras fallas. Generalmente, la cámara de combustión está hecha de láminas de aleación y los requisitos técnicos se resumen a continuación de acuerdo con las condiciones de servicio de piezas específicas: tiene cierta resistencia a la oxidación y a la corrosión por gas en las condiciones de uso de aleación y gas a alta temperatura; Tiene cierta resistencia instantánea y de resistencia, rendimiento ante la fatiga térmica y bajo coeficiente de expansión; Tiene suficiente plasticidad y capacidad de soldadura para asegurar el procesamiento, conformado y conexión; Tiene buena estabilidad organizacional bajo el ciclo térmico para garantizar un funcionamiento confiable dentro de la vida útil.
a. Laminado poroso de aleación MA956
En la etapa inicial, el laminado poroso se fabricó con una lámina de aleación HS-188 mediante unión por difusión después de fotografiarlo, grabarlo, ranurarlo y perforarlo. La capa interior se puede convertir en un canal de refrigeración ideal según los requisitos de diseño. Este enfriamiento de estructura solo necesita el 30% del gas de enfriamiento del enfriamiento de película tradicional, lo que puede mejorar la eficiencia del ciclo térmico del motor, reducir la capacidad de carga térmica real del material de la cámara de combustión, reducir el peso y aumentar el peso de empuje. relación. En la actualidad, todavía es necesario superar la tecnología clave antes de que pueda ponerse en práctica. El laminado poroso hecho de MA956 es una nueva generación de material para cámaras de combustión introducido en los Estados Unidos y que se puede utilizar a 1300 ℃.
b. Aplicación de composites cerámicos en cámara de combustión.
Estados Unidos ha comenzado a verificar la viabilidad del uso de cerámica para turbinas de gas desde 1971. En 1983, algunos grupos dedicados al desarrollo de materiales avanzados en Estados Unidos formularon una serie de indicadores de rendimiento para turbinas de gas utilizadas en aviones avanzados. Estos indicadores son: aumentar la temperatura de entrada de la turbina a 2200 ℃; Operar bajo el estado de combustión del cálculo químico; Reducir la densidad aplicada a estas piezas de 8 g/cm3 a 5 g/cm3; Cancelar el enfriamiento de los componentes. Para cumplir con estos requisitos, los materiales estudiados incluyen grafito, matriz metálica, compuestos de matriz cerámica y compuestos intermetálicos además de cerámicas monofásicas. Los composites de matriz cerámica (CMC) tienen las siguientes ventajas:
El coeficiente de expansión del material cerámico es mucho menor que el de la aleación a base de níquel y el recubrimiento es fácil de desprender. La fabricación de compuestos cerámicos con fieltro metálico intermedio puede superar el defecto de la descamación, que es la dirección de desarrollo de los materiales de las cámaras de combustión. Este material se puede usar con 10% - 20% de aire de enfriamiento, y la temperatura del aislamiento posterior de metal es solo de aproximadamente 800 ℃, y la temperatura que soporta el calor es mucho más baja que la del enfriamiento divergente y el enfriamiento de la película. En el motor V2500 se utiliza una loseta protectora de superaleación fundida B1900+con revestimiento cerámico, y la dirección del desarrollo es reemplazar la loseta B1900 (con revestimiento cerámico) por un compuesto a base de SiC o un compuesto C/C antioxidante. El compuesto de matriz cerámica es el material de desarrollo de la cámara de combustión del motor con una relación de peso de empuje de 15-20 y su temperatura de servicio es de 1538 ℃ - 1650 ℃. Se utiliza para tubos de llama, paredes flotantes y postquemadores.
2. Aleación de alta temperatura para turbina.
El álabe de la turbina de un motor de avión es uno de los componentes que soporta la carga de temperatura más severa y el peor entorno de trabajo en el motor de avión. Tiene que soportar tensiones muy grandes y complejas a altas temperaturas, por lo que sus requisitos de material son muy estrictos. Las superaleaciones para álabes de turbinas de motores de aviación se dividen en:
a.Aleación de alta temperatura para guía
El deflector es una de las partes del motor de turbina que más se ve afectada por el calor. Cuando se produce una combustión desigual en la cámara de combustión, la carga de calentamiento de la paleta guía de la primera etapa es grande, lo cual es la razón principal del daño de la paleta guía. Su temperatura de servicio es aproximadamente 100 ℃ más alta que la del álabe de la turbina. La diferencia es que las partes estáticas no están sujetas a carga mecánica. Por lo general, es fácil causar tensión térmica, distorsión, grietas por fatiga térmica y quemaduras locales causadas por cambios rápidos de temperatura. La aleación de la paleta guía deberá tener las siguientes propiedades: suficiente resistencia a altas temperaturas, rendimiento de fluencia permanente y buen rendimiento de fatiga térmica, alta resistencia a la oxidación y corrosión térmica, resistencia al estrés térmico y a la vibración, capacidad de deformación por flexión, buen rendimiento de moldeo en el proceso de fundición y soldabilidad. y rendimiento de protección del recubrimiento.
En la actualidad, la mayoría de los motores avanzados con una alta relación empuje/peso utilizan palas huecas fundidas y se seleccionan superaleaciones direccionales y monocristalinas a base de níquel. El motor con alta relación empuje-peso tiene una temperatura alta de 1650 ℃ - 1930 ℃ y necesita estar protegido por un revestimiento de aislamiento térmico. La temperatura de servicio de la aleación de la hoja bajo condiciones de enfriamiento y protección del recubrimiento es de más de 1100 ℃, lo que plantea requisitos nuevos y más altos para el costo de densidad de temperatura del material de la hoja guía en el futuro.
b. Superaleaciones para álabes de turbinas.
Las palas de las turbinas son las principales piezas giratorias portadoras de calor de los motores aeronáuticos. Su temperatura de funcionamiento es 50 ℃ - 100 ℃ más baja que la de las hojas guía. Soportan una gran tensión centrífuga, tensión por vibración, tensión térmica, fricción del flujo de aire y otros efectos al girar, y las condiciones de trabajo son malas. La vida útil de los componentes del extremo caliente del motor con alta relación empuje/peso es de más de 2000 h. Por lo tanto, la aleación de la pala de turbina deberá tener alta resistencia a la fluencia y resistencia a la rotura a temperatura de servicio, buenas propiedades integrales a temperatura alta y media, tales como fatiga de ciclo alto y bajo, fatiga en frío y en caliente, suficiente plasticidad y tenacidad al impacto, y sensibilidad a las entallas; Alta resistencia a la oxidación y a la corrosión; Buena conductividad térmica y bajo coeficiente de expansión lineal; Buen rendimiento del proceso de fundición; Estabilidad estructural a largo plazo, sin precipitación de fase TCP a temperatura de servicio. La aleación aplicada pasa por cuatro etapas; Las aplicaciones de aleaciones deformadas incluyen GH4033, GH4143, GH4118, etc.; La aplicación de aleaciones de fundición incluye K403, K417, K418, K405, oro solidificado direccionalmente DZ4, DZ22, aleaciones monocristalinas DD3, DD8, PW1484, etc. En la actualidad, se ha desarrollado hasta la tercera generación de aleaciones monocristalinas. Las aleaciones de cristal único DD3 y DD8 de China se utilizan respectivamente en turbinas, motores turbofan, helicópteros y motores de barcos de China.
3. Aleación de alta temperatura para disco de turbina.
El disco de la turbina es la parte del cojinete giratorio más solicitada del motor de turbina. La temperatura de trabajo de la brida de la rueda del motor con una relación de peso de empuje de 8 y 10 alcanza los 650 ℃ y 750 ℃, y la temperatura del centro de la rueda es de aproximadamente 300 ℃, con una gran diferencia de temperatura. Durante la rotación normal, hace que la hoja gire a alta velocidad y soporta la fuerza centrífuga máxima, la tensión térmica y la tensión de vibración. Cada arranque y parada es un ciclo, centro de rueda. La garganta, el fondo de la ranura y el borde soportan tensiones compuestas diferentes. Se requiere que la aleación tenga el límite elástico más alto, la tenacidad al impacto y la ausencia de sensibilidad a las entalladuras a la temperatura de servicio; Coeficiente de expansión lineal bajo; Cierta resistencia a la oxidación y la corrosión; Buen rendimiento de corte.
4. Superaleación aeroespacial
La superaleación del motor de cohete líquido se utiliza como panel del inyector de combustible de la cámara de combustión en la cámara de empuje; Codo de bomba de turbina, brida, sujetador de timón de grafito, etc. La aleación de alta temperatura en el motor de cohete líquido se utiliza como panel del inyector de la cámara de combustible en la cámara de empuje; Codo de bomba de turbina, brida, sujetador de timón de grafito, etc. GH4169 se utiliza como material del rotor de la turbina, eje, manguito del eje, sujetador y otras partes importantes del cojinete.
Los materiales del rotor de la turbina del motor de cohete líquido estadounidense incluyen principalmente el tubo de admisión, el álabe de la turbina y el disco. La aleación GH1131 se utiliza principalmente en China y el álabe de la turbina depende de la temperatura de trabajo. Inconel x, Alloy713c, Astroloy y Mar-M246 deben usarse sucesivamente; Los materiales de los discos de las ruedas incluyen Inconel 718, Waspaloy, etc. Se utilizan principalmente turbinas integrales GH4169 y GH4141, y GH2038A se utiliza para el eje del motor.