Применение жаропрочных сплавов в аэрокосмической промышленности
Суперсплавы можно разделить на три группы в зависимости от структуры матрицы: на основе железа, никеля и хрома.
В зависимости от способа производства его можно разделить на деформируемый суперсплав и литой суперсплав. Это незаменимое сырье в аэрокосмической области. Это ключевой материал для высокотемпературных деталей аэрокосмических и авиационных двигателей. В основном используется для изготовления камеры сгорания, турбинных лопаток, направляющих лопаток, дисков компрессора и турбины, корпуса турбины и других деталей. Диапазон рабочих температур составляет от 600 градусов по Цельсию до 1200 градусов по Цельсию. Механические и экологические условия меняются в зависимости от используемых деталей. Механические, физические и химические свойства сплава строго требуются, что является производительностью двигателя, решающим фактором надежности и срока службы. Поэтому суперсплав является одним из ключевых исследовательских проектов в области аэрокосмической промышленности и национальной обороны в развитых странах.
Применение жаропрочных сплавов
1. Жаропрочные сплавы для камер сгорания
Камера сгорания турбины авиационного двигателя (также известная как жаровая труба) является одним из ключевых высокотемпературных компонентов. Из-за таких процессов, как распыление топлива и смешивание масла с газом, происходящих в камере сгорания, температура может достигать 1500–2000 градусов, а температура стенок достигает 1100 градусов. Кроме того, камера должна выдерживать тепловые и газовые напряжения. Двигатели с высоким отношением тяги к весу часто используют кольцевые камеры сгорания, которые короче и имеют более высокую тепловую интенсивность; внутри этих камер температура может достигать 2000 градусов, а температура стенок составляет 1150 градусов после охлаждения пленкой или охлаждения испарением пара. Значительные температурные градиенты между различными областями создают тепловые напряжения, что приводит к деформациям, трещинам и другим отказам из-за теплового удара и термической усталости. Обычно камеры сгорания изготавливаются из пластинчатых сплавов, а технические требования к конкретным компонентам включают: устойчивость к окислению и газовой коррозии в условиях высоких температур; достаточная переходная и длительная прочность, характеристики термической усталости и низкие коэффициенты расширения; достаточная пластичность и свариваемость для обеспечения технологичности и соединений; а также хорошая микроструктурная стабильность при термоциклировании для гарантии надежной работы в течение всего срока службы.
1) Пористые пластины из сплава MA956
Ранние пластины пористого слоя изготавливались из тонких листов сплава HS-188, обработанных посредством фотографии, коррозионного травления и перфорации с последующей диффузионной сваркой. Внутренние слои могут быть спроектированы для создания идеальных каналов охлаждения. Такая структура позволяет снизить потребность в охлаждающем газе до 30% от необходимого для традиционного пленочного охлаждения, повышая эффективность теплового цикла двигателя и снижая фактическую тепловую нагрузку на материалы камеры сгорания, тем самым облегчая вес и увеличивая отношение тяги к весу. В настоящее время для практического использования все еще необходимы технологические прорывы. Пластина пористого слоя MA956, новое поколение материала камеры сгорания из США, может использоваться при температурах 1300 градусов.
2) Керамические матричные композиты в камерах сгорания
США начали тестировать возможность использования керамики для газовых турбин в 1971 году. К 1983 году различные группы, занимающиеся разработкой передовых материалов, установили показатели производительности для газовых турбин, используемых в современных самолетах, включая повышение температуры на входе в турбину до 2200 градусов, работу в химически рассчитанных условиях сгорания, снижение плотности компонентов с 8 г/см³ до 5 г/см³ и исключение охлаждения для этих компонентов. Изучаемые материалы включали не только однофазную керамику, но и графит, металлическую матрицу и композиты с керамической матрицей, а также интерметаллические соединения. Композиты с керамической матрицей (КМК) обладают рядом преимуществ: их коэффициенты теплового расширения намного ниже, чем у сплавов на основе никеля, а покрытия имеют тенденцию легко отслаиваться. Создание КМК с промежуточными металлическими матами может преодолеть проблемы отслаивания и представляет собой направление для разработки материалов для камер сгорания. Такие материалы могут работать всего с 10%-20% охлаждающего воздуха, что приводит к температурам задней части металла около 800 градусов, что значительно ниже, чем при расходящемся охлаждении и пленочном охлаждении. Двигатель V2500 использует литой высокотемпературный сплав B1900 с защитными плитками с керамическим покрытием, а направление развития - замена плиток B1900 (с керамическим покрытием) композитами на основе SiC или стойкими к окислению композитами C/C. CMC - это материалы для камер сгорания в двигателях с отношением тяги к массе от 15 до 20, работающих при температурах от 1538 до 1650 градусов, используемые для жаровых труб, плавающих панелей стенок и камер сгорания форсажной камеры.
2. Жаропрочные сплавы для секций турбин
Лопатки турбин авиационных двигателей относятся к компонентам, которые испытывают самые высокие температурные нагрузки и жесткие условия эксплуатации. Они должны выдерживать значительные и сложные напряжения при высоких температурах, что приводит к очень жестким требованиям к материалам. Жаропрочные сплавы для лопаток турбин можно классифицировать следующим образом:
1) Жаропрочные сплавы для статоров
Статоры относятся к числу компонентов турбинного двигателя, которые испытывают наибольший тепловой удар. Когда в камере сгорания происходит неравномерное сгорание, лопатки статора первой ступени выдерживают значительные тепловые нагрузки, которые являются основной причиной отказа статора. Их рабочие температуры обычно примерно на 100 градусов выше, чем у лопаток турбины, но они являются статическими компонентами и испытывают меньшую механическую нагрузку. Однако они подвержены термическим напряжениям, которые могут привести к деформации, трещинам от термической усталости и локальному возгоранию. Сплавы, используемые для лопаток статора, должны обладать следующими характеристиками: достаточная прочность при высоких температурах, стойкость к ползучести, хорошие характеристики термической усталости, высокая стойкость к окислению и термической коррозии, стойкость к термическим напряжениям и вибрациям, способность к изгибающей деформации, хорошая литейная способность и защитные свойства покрытия.
В настоящее время в современных двигателях большой тяги часто используются полые литые лопатки, изготовленные из направленных или монокристаллических никелевых высокотемпературных сплавов. Двигатели большой тяги работают при температурах, достигающих 1650 градусов до 1930 градусов, что требует использования термобарьерных покрытий. В условиях охлаждения и защиты покрытия рабочая температура сплавов лопаток превышает 1100 градусов, что предъявляет новые и более высокие требования к температуре, плотности и стоимости будущих материалов для лопаток статора.
2) Жаропрочные сплавы для рабочих лопаток турбин
Турбинные лопатки являются критически важными вращающимися компонентами в авиационных двигателях, рабочие температуры которых на 50–100 градусов ниже, чем у статорных лопаток. Во время вращения они испытывают значительное центробежное напряжение, вибрационное напряжение, термическое напряжение и эрозию воздушного потока, работая в жестких условиях. Двигатели большой тяги требуют, чтобы срок службы тепловых концевых компонентов превышал 2000 часов. Поэтому сплавы для турбинных лопаток должны демонстрировать высокое сопротивление ползучести и длительную прочность на излом при рабочих температурах, отличные высоко- и среднетемпературные характеристики, включая высоко- и низкоцикловую усталость, термическую усталость, достаточную пластичность и ударную вязкость, а также высокую стойкость к окислению и коррозии. Они должны иметь хорошую теплопроводность и как можно более низкий коэффициент линейного расширения, хорошую литейность и долговременную микроструктурную стабильность без выделения фазы TCP при рабочих температурах. Используемые сплавы прошли четыре стадии развития: деформируемые сплавы, такие как GH4033, GH4143 и GH4118; литые сплавы, такие как K403, K417, K418 и K405; сплавы направленной кристаллизации, такие как DZ4 и DZ22; и монокристаллические сплавы, такие как DD3, DD8 и PW1484. Развитие в настоящее время достигло третьего поколения монокристаллических сплавов. В Китае монокристаллические сплавы DD3 и DD8 используются в турбинах, турбовентиляторных двигателях, вертолетах и морских двигателях.
3) Жаропрочные сплавы для дисков турбин
Диск турбины — это вращающийся несущий нагрузку компонент, который испытывает наибольшую нагрузку в турбинных двигателях. Для двигателей с отношением тяги к массе 8 и 10 температура обода достигает 650 и 750 градусов, в то время как температура ступицы составляет около 300 градусов, что приводит к значительным перепадам температур. Во время нормального вращения диск приводит в движение лопатки на высоких скоростях, выдерживая максимальные центробежные, тепловые и вибрационные напряжения. Каждый запуск и выключение представляют собой цикл, при этом ступица, горловина, дно канавки и обод испытывают различные композитные напряжения. Используемые сплавы должны обладать наивысшим пределом текучести, ударной вязкостью и отсутствием чувствительности к надрезам при рабочих температурах, низкими коэффициентами линейного расширения, определенной стойкостью к окислению и коррозии, а также хорошей обрабатываемостью.
4) Жаропрочные сплавы для аэрокосмической промышленности
В жидкостных ракетных двигателях высокотемпературные сплавы используются для панелей инжекторов камеры сгорания, колен турбинного насоса, фланцев, крепежей графитовых ребер и многого другого. В камере тяги высокотемпературные сплавы служат в качестве панели топливного инжектора, а колена турбинного насоса, фланцы и крепежи графитовых ребер также изготавливаются из этих материалов. В китайских двигателях YF73 и YF75 используется проволока из сплава GH3030, сплетенная в сетку, которая затем прокатывается и спекается в пористые расходящиеся охлаждающие панели для инжекторов камеры сгорания. Турбинные роторы начали использовать GH1040 и GH2038A, позже перейдя на GH4169 посредством интегральной ковки, с диском, обработанным на станке, и лопатками, обработанными электролитически, чтобы преодолеть проблемы чрезмерной деформации во время длительных испытаний с GH1040. Сравнение характеристик GH1040 и GH4169 показывает, что требования к материалам для роторов турбин в двигателях ракет дальнего действия соответствуют стандартам 800 градусов при 398 МПа в течение 20 минут; GH4169 может достигать стабильных микроструктурных характеристик в течение 30 минут, в то время как GH1040 может поддерживать только 294 МПа в течение 6 минут при 800 градусах, не отвечая эксплуатационным требованиям. В частности, от -253 градуса до комнатной температуры прочность GH4169 увеличивается на 392 МПа до 400 МПа с минимальным изменением пластичности и хорошей ударной вязкостью при низких температурах. Поэтому GH4169 используется для критических несущих компонентов, таких как роторы турбин, валы и крепежные детали.
В жидкостных ракетных двигателях США материалы ротора турбины включают впускной коллектор, лопатки турбины и диски. Китай в основном использует сплавы GH1131 для лопаток турбины, изменяющиеся в зависимости от рабочей температуры, последовательно принимая Inconel x, Alloy 713C, Astroloy и Mar-M246; материалы дисков включают Inconel 718 и Waspaloy, при этом Китай в основном использует GH4169 и GH4141 для интегральных турбин и GH2038A для валов двигателя.