Toepassing van hogetemperatuurlegeringen in de lucht- en ruimtevaartindustrie
Superlegeringen kunnen op basis van hun matrixstructuur in drie groepen worden verdeeld: ijzergebaseerd, nikkelgebaseerd en chroomgebaseerd.
Volgens de productiewijze kan het worden onderverdeeld in vervormingssuperlegering en gegoten superlegering. Het is een onmisbare grondstof in de lucht- en ruimtevaart. Het is een belangrijk materiaal voor de hogetemperatuuronderdelen van lucht- en ruimtevaartmotoren. Wordt voornamelijk gebruikt voor de productie van verbrandingskamers, turbinebladen, geleidebladen, compressor- en turbineschijven, turbinebehuizingen en andere onderdelen. De werktemperatuur varieert van 600 graden C tot 1200 graden C. De mechanische en omgevingsomstandigheden variëren met de gebruikte onderdelen. De mechanische, fysieke en chemische eigenschappen van de legering zijn strikt vereist, wat de prestaties van de motor zijn, de doorslaggevende factor voor betrouwbaarheid en levensduur. Daarom is superlegering een van de belangrijkste onderzoeksprojecten op het gebied van lucht- en ruimtevaart en nationale defensie in ontwikkelde landen.
Toepassingen van legeringen met hoge temperaturen
1. Hoge-temperatuurlegeringen voor verbrandingskamers
De verbrandingskamer van een vliegtuigmotorturbine (ook bekend als de vlambuis) is een van de belangrijkste componenten voor hoge temperaturen. Door processen zoals brandstofverneveling en olie-gasmenging die in de verbrandingskamer plaatsvinden, kunnen temperaturen oplopen tot wel 1500 tot 2000 graden, met wandtemperaturen tot 1100 graden. Bovendien moet de kamer bestand zijn tegen thermische en gasspanningen. Motoren met een hoge stuwkracht-gewichtsverhouding gebruiken vaak ringvormige verbrandingskamers, die korter zijn en een hogere thermische intensiteit hebben; in deze kamers kunnen temperaturen oplopen tot 2000 graden, met wandtemperaturen van 1150 graden na filmkoeling of dampverdampingskoeling. De aanzienlijke temperatuurgradiënten tussen verschillende gebieden creëren thermische spanningen, wat resulteert in vervormingen, scheuren en andere storingen als gevolg van thermische schokken en thermische vermoeidheidsbelastingen. Meestal worden verbrandingskamers gemaakt van plaatlegeringen en de technische vereisten voor specifieke componenten omvatten: weerstand tegen oxidatie en gascorrosie onder hoge temperatuuromstandigheden; voldoende tijdelijke en langetermijnsterkte, thermische vermoeidheidsprestaties en lage uitzettingscoëfficiënten; voldoende plasticiteit en lasbaarheid om verwerkbaarheid en verbindingen te garanderen; en goede microstructurele stabiliteit onder thermische cycli om een betrouwbare werking gedurende hun levensduur te garanderen.
1)MA956 legering poreuze laagplaten
Vroege poreuze laagplaten werden gemaakt van dunne HS-188 legeringsplaten, verwerkt door middel van fotografie, corrosie-etsen en perforatie, gevolgd door diffusiebinding. De interne lagen kunnen worden ontworpen om ideale koelkanalen te creëren. Deze structuur zorgt voor een vermindering van de koelgasvereisten tot 30% van die nodig voor traditionele filmkoeling, waardoor de thermische cyclusefficiëntie van de motor wordt verbeterd en de werkelijke warmtebelasting op verbrandingskamermaterialen wordt verminderd, waardoor het gewicht wordt verlicht en de stuwkracht-gewichtsverhouding wordt vergroot. Momenteel zijn er nog steeds technologische doorbraken nodig voor praktisch gebruik. De MA956 poreuze laagplaat, een nieuwe generatie verbrandingskamermateriaal uit de VS, kan worden gebruikt bij temperaturen van 1300 graden.
2) Keramische matrixcomposieten in verbrandingskamers
De VS begonnen in 1971 met het testen van de haalbaarheid van keramiek voor gasturbines. In 1983 hadden verschillende groepen die zich bezighielden met de ontwikkeling van geavanceerde materialen prestatiemetingen vastgesteld voor gasturbines die in geavanceerde vliegtuigen werden gebruikt, waaronder het verhogen van de inlaattemperaturen van de turbine tot 2200 graden, het werken onder chemisch berekende verbrandingsomstandigheden, het verlagen van de componentdichtheid van 8 g/cm³ tot 5 g/cm³ en het elimineren van koeling voor deze componenten. De bestudeerde materialen omvatten niet alleen eenfasekeramiek, maar ook grafiet, metaalmatrix en keramische matrixcomposieten, evenals intermetallische verbindingen. Keramische matrixcomposieten (CMC's) bieden verschillende voordelen: hun thermische uitzettingscoëfficiënten zijn veel lager dan die van op nikkel gebaseerde legeringen en coatings hebben de neiging om gemakkelijk te pellen. Het creëren van CMC's met tussenliggende metalen matten kan problemen met pellen overwinnen en vertegenwoordigt een richting voor de ontwikkeling van verbrandingskamermaterialen. Dergelijke materialen kunnen werken met slechts 10% tot 20% koellucht, wat resulteert in metalen rugtemperaturen van ongeveer 800 graden, aanzienlijk lager dan die van divergente koeling en filmkoeling. De V2500-motor gebruikt gegoten hogetemperatuurlegering B1900 met keramisch gecoate beschermende tegels, en de ontwikkelingsrichting is om B1900 (met keramische coating) tegels te vervangen door SiC-gebaseerde composieten of oxidatiebestendige C/C-composieten. CMC's zijn de materialen voor verbrandingskamers in motoren met stuwkracht-gewichtsverhoudingen van 15 tot 20, werkend bij temperaturen van 1538 graden tot 1650 graden, gebruikt voor vlambuizen, zwevende wandpanelen en naverbranderverbrandingskamers.
2. Hogetemperatuurlegeringen voor turbinesecties
Turbinebladen van vliegtuigmotoren behoren tot de componenten die de zwaarste temperatuurbelastingen en zware bedrijfsomstandigheden ervaren. Ze moeten bestand zijn tegen aanzienlijke en complexe spanningen bij hoge temperaturen, wat leidt tot zeer strenge materiaalvereisten. Hoogtemperatuurlegeringen voor turbinebladen kunnen als volgt worden geclassificeerd:
1) Hogetemperatuurlegeringen voor stators
Stators behoren tot de componenten in een turbinemotor die de meeste thermische schokken ervaren. Wanneer er ongelijkmatige verbranding optreedt in de verbrandingskamer, ondergaan de statorbladen van de eerste fase aanzienlijke thermische belastingen, wat een primaire oorzaak is van statorfalen. Hun bedrijfstemperaturen zijn doorgaans ongeveer 100 graden hoger dan die van turbinebladen, maar het zijn statische componenten en ervaren minder mechanische belasting. Ze zijn echter gevoelig voor thermische spanningen die kunnen leiden tot vervorming, thermische vermoeidheidsscheuren en plaatselijke verbranding. De legeringen die worden gebruikt voor statorbladen moeten de volgende kenmerken bezitten: voldoende sterkte bij hoge temperaturen, duurzaamheid tegen kruip, goede thermische vermoeidheidsprestaties, hoge oxidatie- en thermische corrosiebestendigheid, weerstand tegen thermische spanningen en trillingen, buigvervormingsmogelijkheden, goede gietbaarheid en coatingbeschermingsprestaties.
Momenteel gebruiken geavanceerde motoren met hoge stuwkracht vaak holle gegoten schoepen die zijn gemaakt van directionele of enkelvoudige kristal nikkelgebaseerde hogetemperatuurlegeringen. Motoren met hoge stuwkracht werken bij temperaturen van 1650 graden tot 1930 graden, waardoor het gebruik van thermische barrièrecoatings noodzakelijk is. Onder koel- en coatingbeschermingsomstandigheden overschrijdt de bedrijfstemperatuur van schoeplegeringen 1100 graden, waardoor nieuwe en hogere eisen worden gesteld aan temperatuur, dichtheid en kosten voor toekomstige statorbladmaterialen.
2) Hogetemperatuurlegeringen voor turbinebladen
Turbinebladen zijn kritische roterende componenten in vliegtuigmotoren, met bedrijfstemperaturen die 50 tot 100 graden lager zijn dan die van statorbladen. Tijdens de rotatie ervaren ze aanzienlijke centrifugale spanning, trillingsspanning, thermische spanning en luchtstroomerosie, terwijl ze onder zware omstandigheden werken. Motoren met hoge stuwkracht vereisen dat de levensduur van thermische eindcomponenten meer dan 2000 uur bedraagt. Daarom moeten turbinebladlegeringen een hoge kruipweerstand en een lange termijn breuksterkte vertonen bij bedrijfstemperaturen, uitstekende hoge- en gemiddelde temperatuurprestaties, inclusief hoge en lage cyclusvermoeidheid, thermische vermoeidheid, voldoende plasticiteit en slagvastheid, evenals een hoge oxidatie- en corrosiebestendigheid. Ze moeten een goede thermische geleidbaarheid en een zo laag mogelijke lineaire uitzettingscoëfficiënt hebben, goed gietbaar zijn en een lange termijn microstructurele stabiliteit zonder TCP-faseprecipitatie bij bedrijfstemperaturen. De gebruikte legeringen zijn geëvolueerd door vier fasen: gesmede legeringen zoals GH4033, GH4143 en GH4118; gegoten legeringen zoals K403, K417, K418 en K405; directionele stollingslegeringen zoals DZ4 en DZ22; en monokristallegeringen zoals DD3, DD8 en PW1484. De ontwikkeling heeft nu de derde generatie monokristallegeringen bereikt. In China worden monokristallegeringen DD3 en DD8 gebruikt in turbines, turbofanmotoren, helikopters en scheepsmotoren.
3) Hogetemperatuurlegeringen voor turbineschijven
De turbineschijf is het roterende lastdragende onderdeel dat de hoogste spanning ervaart in turbinemotoren. Voor motoren met stuwkracht-gewichtsverhoudingen van 8 en 10 bereikt de randtemperatuur 650 graden en 750 graden, terwijl de naaftemperatuur ongeveer 300 graden is, wat resulteert in aanzienlijke temperatuurverschillen. Tijdens normale rotatie drijft de schijf de bladen aan met hoge snelheden, waarbij maximale centrifugale, thermische en trillingsspanningen worden doorstaan. Elke start en uitschakeling vertegenwoordigt een cyclus, waarbij de naaf, keel, groefbodem en rand allemaal verschillende samengestelde spanningen ervaren. De gebruikte legeringen moeten de hoogste vloeigrens, slagvastheid en geen kerfgevoeligheid bij bedrijfstemperaturen, lage lineaire uitzettingscoëfficiënten, bepaalde oxidatie- en corrosiebestendigheid en goede bewerkbaarheid vertonen.
4) Hogetemperatuurlegeringen voor toepassingen in de lucht- en ruimtevaart
In vloeibare raketmotoren worden hogetemperatuurlegeringen gebruikt voor verbrandingskamerinjectorpanelen, turbinepompbochten, flenzen, grafietvinbevestigingen en meer. In de stuwkamer dienen hogetemperatuurlegeringen als brandstofinjectorpaneel, met turbinepompbochten, flenzen en grafietvinbevestigingen die ook van deze materialen zijn gemaakt. De Chinese YF73- en YF75-motoren maken gebruik van GH3030-legeringsdraad die in een gaas is geweven, dat vervolgens wordt gerold en gesinterd tot poreuze, divergente koelpanelen voor verbrandingskamerinjectoren. Turbinerotoren begonnen met het gebruik van GH1040 en GH2038A, later overgaand op GH4169 door integraal smeden, waarbij de schijf werd bewerkt en de bladen elektrolytisch werden verwerkt om problemen met overmatige vervorming tijdens langdurige tests met GH1040 te overwinnen. Vergelijking van de prestaties van GH1040 en GH4169 toont aan dat de materiaalvereisten voor turbinerotoren in langeafstandsraketmotoren voldoen aan de normen van 800 graden bij 398 MPa gedurende 20 minuten; GH4169 kan stabiele microstructurele prestaties bereiken gedurende 30 minuten, terwijl GH1040 slechts 294 MPa kan handhaven gedurende 6 minuten bij 800 graden, en niet voldoet aan de operationele vereisten. Met name van -253 graden tot kamertemperatuur neemt de sterkte van GH4169 toe met 392 MPa tot 400 MPa, met minimale verandering in plasticiteit en goede slagvastheid bij lage temperaturen. Daarom wordt GH4169 gebruikt voor kritische dragende componenten zoals turbinerotoren, assen en bevestigingsmiddelen.
In Amerikaanse vloeibare raketmotoren omvatten turbinerotormaterialen het inlaatspruitstuk, turbinebladen en schijven. China gebruikt voornamelijk GH1131-legeringen voor turbinebladen, variërend met de bedrijfstemperatuur, waarbij achtereenvolgens Inconel x, Alloy 713C, Astroloy en Mar-M246 worden toegepast; schijfmaterialen omvatten Inconel 718 en Waspaloy, waarbij China voornamelijk GH4169 en GH4141 gebruikt voor integrale turbines en GH2038A voor motorassen.