Las aleaciones de alta temperatura también se denominan aleaciones resistentes 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 método de producción, se pueden clasificar en superaleaciones deformadas y superaleaciones fundidas.
Es una materia prima indispensable en el sector 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, discos de compresor y turbina, carcasas de turbinas y otras piezas. El rango de temperatura de servicio es de 600 ℃ a 1200 ℃. La tensión y las condiciones ambientales varían según las piezas utilizadas. Existen estrictos requisitos para las propiedades mecánicas, físicas y químicas de la aleación. Es un 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 aeroespacial y de 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 aceite y gas, y otros procesos se llevan a cabo en la cámara de combustión, la temperatura máxima en la cámara de combustión puede alcanzar los 1500 ℃ - 2000 ℃, y la temperatura de la pared en la cámara de combustión puede alcanzar los 1100 ℃. Al mismo tiempo, también soporta el estrés térmico y el estrés del gas. La mayoría de los motores con una alta relación empuje/peso utilizan cámaras de combustión anulares, que son cortas y alta capacidad térmica. La temperatura máxima en la cámara de combustión alcanza los 2000 ℃, y la temperatura de la pared alcanza los 1150 ℃ después del enfriamiento por película de gas o vapor. Grandes gradientes de temperatura entre varias partes generarán estrés térmico, que aumentará y disminuirá bruscamente cuando el estado de trabajo cambie. El material estará sujeto a choque térmico y carga de fatiga térmica, y habrá distorsión, grietas y otros defectos. Generalmente, la cámara de combustión está hecha de aleación de chapa, y los requisitos técnicos se resumen de la siguiente manera de acuerdo con las condiciones de servicio de piezas específicas: tiene cierta resistencia a la oxidación y resistencia a la corrosión del gas en las condiciones de uso de aleación y gas de alta temperatura; Tiene cierta resistencia instantánea y de resistencia, rendimiento de fatiga térmica y bajo coeficiente de expansión; Tiene suficiente plasticidad y capacidad de soldadura para garantizar el procesamiento, la formación y la conexión; Tiene buena estabilidad organizativa bajo el ciclo térmico para garantizar un funcionamiento confiable dentro de la vida útil.
a. Laminado poroso de aleación MA956
En una etapa inicial, el laminado poroso se fabricaba con láminas de aleación HS-188 mediante unión por difusión, tras ser fotografiado, grabado, ranurado y perforado. La capa interna puede convertirse en un canal de refrigeración ideal según los requisitos de diseño. Este sistema de refrigeración estructural solo requiere un 30 % del gas refrigerante del sistema de refrigeración por película tradicional, lo que mejora la eficiencia del ciclo térmico del motor, reduce la capacidad de carga térmica del material de la cámara de combustión, reduce el peso y aumenta la relación empuje-peso. Actualmente, aún es necesario desarrollar tecnologías clave para su aplicación práctica. El laminado poroso de MA956 es una nueva generación de material para cámaras de combustión introducido en Estados Unidos, que puede utilizarse a 1300 ℃.
b. Aplicación de compuestos cerámicos en cámaras de combustión.
Estados Unidos comenzó a verificar la viabilidad del uso de cerámica en turbinas de gas desde 1971. En 1983, algunos grupos estadounidenses dedicados al desarrollo de materiales avanzados formularon una serie de indicadores de rendimiento para turbinas de gas utilizadas en aeronaves avanzadas. Estos indicadores son: aumentar la temperatura de entrada de la turbina a 2200 °C; operar en el estado de combustión de cálculo químico; reducir la densidad aplicada a estas piezas de 8 g/cm³ a 5 g/cm³; y eliminar el enfriamiento de los componentes. Para cumplir estos requisitos, los materiales estudiados incluyen grafito, matriz metálica, compuestos de matriz cerámica y compuestos intermetálicos, además de cerámica monofásica. Los compuestos de matriz cerámica (CMC) presentan las siguientes ventajas:
El coeficiente de expansión del material cerámico es mucho menor que el de las aleaciones de níquel, y su recubrimiento se desprende con facilidad. La fabricación de compuestos cerámicos con fieltro metálico intermedio permite superar el problema del descascarillado, un problema común en los materiales para cámaras de combustión. Este material se puede utilizar con un 10%-20% de aire de refrigeración, y la temperatura del aislamiento posterior metálico es de tan solo unos 800 ℃, siendo la temperatura de almacenamiento de calor mucho menor que la del enfriamiento divergente y el enfriamiento por película. La placa protectora de superaleación fundida B1900 con recubrimiento cerámico se utiliza en el motor V2500, y el objetivo es sustituir la placa B1900 (con recubrimiento cerámico) por un compuesto a base de SiC o un compuesto antioxidante C/C. El compuesto de matriz cerámica es el material de desarrollo para cámaras de combustión de motores con una relación empuje-peso de 15-20 y una temperatura de servicio de 1538 ℃-1650 ℃. Se utiliza para tubos de llama, paredes flotantes y postcombustión.
2. Aleación de alta temperatura para turbinas.
Los álabes de turbina de motor aeronáutico son uno de los componentes que soportan las cargas de temperatura más severas y el peor entorno de trabajo. Deben soportar tensiones muy elevadas y complejas a altas temperaturas, por lo que sus requisitos de material son muy estrictos. Las superaleaciones para álabes de turbina de motor aeronáutico se dividen en:
a.Aleación de alta temperatura para guía.
El deflector es una de las partes del motor de turbina más afectadas por el calor. Cuando se produce una combustión irregular en la cámara de combustión, la carga de calentamiento del álabe guía de la primera etapa es alta, lo cual es la principal causa del daño del álabe 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 estrés térmico, distorsión, grietas por fatiga térmica y quemaduras locales causadas por cambios rápidos de temperatura. La aleación del álabe guía debe 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 rendimiento de corrosión térmica, resistencia al estrés térmico y a la vibración, capacidad de deformación por flexión, buen rendimiento de moldeo y soldabilidad del proceso de fundición, y rendimiento de protección del recubrimiento.
Actualmente, la mayoría de los motores avanzados con una alta relación empuje-peso utilizan álabes de fundición hueca, y se seleccionan superaleaciones direccionales y monocristalinas de níquel. El motor con una alta relación empuje-peso alcanza temperaturas de entre 1650 °C y 1930 °C y requiere protección con un revestimiento de aislamiento térmico. La temperatura de servicio de la aleación del álabes, en condiciones de refrigeración y protección con revestimiento, supera los 1100 °C, lo que plantea nuevos y más altos requisitos para el costo de la densidad de temperatura del material del álabes guía en el futuro.
b. Superaleaciones para álabes de turbinas
Español Los álabes de turbina son las piezas giratorias clave que soportan el calor de los motores aeronáuticos. Su temperatura de funcionamiento es de 50 ℃ a 100 ℃ inferior a la de los álabes guía. Soportan gran tensión centrífuga, tensión de vibración, tensión térmica, socavación del flujo de aire y otros efectos durante la rotación, y las condiciones de trabajo son deficientes. La vida útil de los componentes del extremo caliente del motor con una alta relación empuje/peso es más de 2000 h. Por lo tanto, la aleación del álabes de turbina debe tener alta resistencia a la fluencia y resistencia a la rotura a temperatura de servicio, buenas propiedades integrales de temperatura alta y media, como fatiga de ciclo alto y bajo, fatiga en frío y caliente, suficiente plasticidad y tenacidad al impacto, y sensibilidad a la entalla; Alta resistencia a la oxidación y resistencia 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 la fase TCP a temperatura de servicio. La aleación aplicada pasa por cuatro etapas; Las aplicaciones de aleación deformada incluyen GH4033, GH4143, GH4118, etc. Las aleaciones de fundición se utilizan en K403, K417, K418, K405, oro solidificado direccionalmente DZ4, DZ22, aleaciones monocristalinas DD3, DD8 y PW1484, entre otras. Actualmente, se han desarrollado hasta la tercera generación de aleaciones monocristalinas. Las aleaciones monocristalinas DD3 y DD8 de China se utilizan, respectivamente, en turbinas, motores de turbofán, helicópteros y motores de buques.
3. Aleación de alta temperatura para disco de turbina.
El disco de la turbina es la pieza de apoyo giratoria más sometida a tensiones en el motor de turbina. La temperatura de trabajo de la brida de la rueda del motor, con una relación empuje-peso de 8 y 10, alcanza los 650 ℃ y 750 ℃, mientras que la temperatura del centro de la rueda es de aproximadamente 300 ℃, con una gran diferencia de temperatura. Durante la rotación normal, impulsa la pala a alta velocidad y soporta la máxima fuerza centrífuga, tensión térmica y tensión por vibración. Cada arranque y parada es un ciclo, centro de la rueda. La garganta, el fondo de la ranura y el borde soportan diferentes tensiones compuestas. Se requiere que la aleación tenga el máximo límite elástico, tenacidad al impacto y ninguna sensibilidad a las entalladuras a la temperatura de servicio; bajo coeficiente de expansión lineal; cierta resistencia a la oxidación y la corrosión; buen rendimiento de corte.
4. Superaleación aeroespacial
La superaleación en el motor de cohete líquido se utiliza como panel de 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 de inyector de 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 piezas importantes de los cojinetes.
Los materiales del rotor de la turbina del motor cohete de propulsión líquida estadounidense incluyen principalmente el tubo de admisión, el álabe y el disco. La aleación GH1131 se utiliza principalmente en China, y el álabe de la turbina depende de la temperatura de trabajo. Se deben utilizar sucesivamente Inconel x, Alloy713c, Astroloy y Mar-M246. Los materiales del disco de la rueda incluyen Inconel 718, Waspaloy, etc. Se utilizan principalmente turbinas integrales GH4169 y GH4141, y GH2038A para el eje del motor.