一.Примена суперлегуре у авио моторима
Ток рада турбинског мотора: Када се мотор покрене, ваздух улази у компресор преко улаза, под притиском је и улази у комору за сагоревање, меша се са горивом које емитује млазница за убризгавање горива, формира једноличну мешавину и брзо се пали и сагорева у комора за сагоревање, производи високотемпературни гас који тече кроз водич у турбину, а турбина се ротира великом брзином (нормална брзина може да достигне 1100р/мин) под високом температуром и протоком гаса високог притиска. Гас из турбине се избацује из репне млазнице да би се створио потисак. Због вибрација, ерозије протока ваздуха, посебно центрифугалног ефекта изазваног ротацијом, високотемпературни делови мотора авиона биће изложени већем стресу, гас садржи много кисеоника, водене паре, а има и корозивних гасова као што су СО2,Х2С , који ће играти улогу у оксидацији и корозији високотемпературних делова. Било да се ради о војном авиону, цивилном авиону, поред структурних и функционалних перформанси, али захтевају и безбедност и стабилност, тако да савремени мотори поред високог односа потиска и тежине, високе температуре, високог притиска и других перформанси, постоје. су строги захтеви за поузданост, издржљивост, одржавање.
Суперлегура има високу термичку стабилност и топлотну чврстоћу и може имати добру отпорност на корозију и отпорност на оксидацију на високим температурама. То је суштински кључни материјал за производњу врућих компоненти ваздухопловних турбинских мотора, који се углавном користе у производњи турбинских компоненти, односно турбинског диска, водеће лопатице турбине, радне лопатице турбине, коморе за сагоревање и компоненти накнадног сагоревања. У савременим напредним моторима авиона, количина суперлегура материјала чини 40%-60% укупног мотора.
Комора за сагоревање је подручје највеће радне температуре компоненти мотора, а када температура гаса у комори за сагоревање достигне 1500-2000 степени Ц, температура легуре зида коморе може да достигне 800 ~ 900 степени Ц, а локална температура може да достигне 1100 степени Ц. Легура која се користи као комора за сагоревање је изложена термичком напрезању и сили удара гаса, посебно током полетања, убрзања и паркирања, а промене температуре су драстичније. Услед цикличног загревања и хлађења, у комори за сагоревање се често појављују деформације, савијање и пукотине од топлотног замора на ивици.
Последњих година, већина суперлегура које се користе у комори за сагоревање су легуре ојачане чврстим раствором, које садрже велики број В,Мо,Нб и других елемената ојачаних чврстим раствором, чврстоћу на високој температури, добре перформансе обликовања и заваривања. Репрезентативни брендови су ГХ1140, ГХ3030, ГХ3039, ГХ3333, ГХ3018, ГХ3022, ГХ3044, ГХ3128, ГХ3170 и тако даље.
Нож за вођење је компонента која подешава смер струјања гаса из коморе за сагоревање, такође позната као водилица. То је један од делова турбинског мотора који је изложен великом термичком удару. Нарочито када комора за сагоревање није уједначена и рад није добар, водећа лопатица је подвргнута већем топлотном оптерећењу, а радна температура водеће лопатице напредног турбинског мотора може да достигне 1100 степени. Изобличења изазвана термичким напрезањем, напрслине услед термичког замора изазване драстичним променама температуре и локалне опекотине су главни недостаци лопатица у раду.
Већина легура које се користе као сечива за вођење се производе поступком прецизног ливења, а више В, Мо, Нб, Ал, Ти и других елемената за ојачавање чврстог раствора и старење се може додати легурама, а садржај Ц и Б у легура је такође већа него код деформисаних легура на високим температурама. Неке водеће оштрице су такође заварене директно од лимова ојачаних старошћу. Напредни авио мотори углавном користе шупље ливене лопатице, које имају добар ефекат хлађења и могу повећати температуру рада. Употреба домаће температуре легуре водилице може да достигне 000 ~ 1050 степени, репрезентативна легура за прецизно ливење К214, К233, К406, К417, К403, К409, К408, К423Б, итд.
Са развојем мотора, како би се одговорило на даље повећање температуре турбинског диска мотора, променила се и структура водеће лопатице, а покушавају се усвојити ГХ5605 и ГХ5188. Заварена ламинирана структура деформисаног лима суперлегуре се користи као водећа оштрица.
Лопатице турбине су најтеже компоненте у авио-моторима са високом радном температуром и великим центрифугалним напрезањем, напрезањем од вибрација, термичким стресом и ерозијском силом протока ваздуха током ротације. Затезни напон тела сечива је око 140МПа, а просечни напон корена сечива је 280-560МПа. Температура тела сечива и дела корена је око 650-980 степени и 760 степени респективно. Улазна температура гаса напредног авио мотора достигла је 1380 степени, а потисак је достигао 226 кН. Типично за ГХ4033, ГХ4037 ГХ4143, ГХ4049, ГХ4151, ГХ4118, ГХ4220 итд., може се користити у 750-950 степену. У развоју нових машина и модификацији старих машина, ливена суперлегура се користи за производњу лопатица турбина. Типичне класе легура за ливење су К403, К417, К417Г, К418, К403, К405, К4002 и тако даље.
Турбински диск чини највећу масу у компонентама авио мотора, са појединачном масом већом од 50 кг, а појединачна маса великог турбинског диска достиже стотине килограма. У студију са турбинским дисковима, општа температура наплатка може да достигне 550-650 степени Ц, док је температура центра точка само око 300 степени Ц, а температурна разлика целог турбинског диска је веома велика. Због тога се ствара велики радијални топлотни напон. Лопатице турбине се ротирају великом брзином током нормалне ротације и носе велику центрифугалну силу. Напрезање на делу зуба чепа је сложеније, укључујући напрезање затезања и напрезање торзије, који формирају велики напон и низак замор циклуса током покретања и заустављања.
Деформисане суперлегуре за турбинске дискове, један тип су суперлегуре на бази гвожђа и никла, типични разреди легура су ГХ2132, ГХ2135, ГХ2901, ГХ4761, итд., Радна температура је испод 650 степени; Друга врста суперлегуре на бази никла, типичне марке ГХ4196, ГХ4133, ГХ4133Б, ГХ4033А, ГХ4698 итд., Користећи температуру, може досећи 700 ^ 800 степени.
2. Примена суперлегуре у ракетним моторима
Ракета носач је возило за слање разних свемирских летелица у свемирску орбиту, суперлегура у свемирском пољу се углавном користи у ракетном мотору са потиском. Слика 2 је шематски дијаграм ракетног мотора са течним горивом и његове структуре, који трансформише реактанте (погонске материје) у резервоару за гориво или возилу у млазнице велике брзине за стварање потиска. Као што се може видети са слике (б), проток ваздуха на млазници ракетног мотора достиже 2500м/с, а температура је чак 1350 степени.
Суперлегуре ракетних мотора се у принципу могу користити са легурама авио-турбинских мотора, али у поређењу са авионским моторима, материјали ракетних мотора имају неке нове карактеристике:
Деформисане суперлегуре на бази никла обично додају 10%-25% Цр елемента како би се осигурало да легура има добру отпорност на оксидативну корозију, тако да је легура на бази никла заправо Ни-Цр као матрица. Поред тога, неке легуре додају елементе Цо(15%-20%),Мо (око 15%) или В (око 11%) у Ни-Цр чврсти раствор да би формирале троструку деформисану суперлегуру са Ни-Цр -Цо,Ни-Цр-Мо,Ни-Цр-В као матрица, респективно. Табела 6 приказује брендове, хемијске саставе и радне температуре деформисаних суперлегура на бази никла које се обично користе у Кини. На слици 6 приказан је тренд развоја примене суперлегура на лопатицама и плочама турбина.
Деформациона суперлегура на бази кобалта је у суштини заснована на Цо-Ни-Цр тернарном систему и садржи В,Мо,Нб,Та и друге елементе за јачање чврстог раствора и елементе за формирање карбида. У поређењу са деформисаним суперлегурама на бази никла, брзина очвршћавања је већа, а квалитет површине делова након формирања је бољи, али у процесу формирања, обично је потребно више времена топлог радног загревања или средњег жарења код хладне деформације, а потребна је и тонажа опреме за прераду. Деформисане суперлегуре на бази кобалта имају високу чврстоћу и одличну отпорност на топлотни замор, топлотну корозију и отпорност на хабање када су веће од 980 степени. Међутим, деформисане суперлегура на бази кобалта имају карбид као главну фазу ојачања и немају хомогену фазу ојачања, а њихова издржљива чврстоћа је нижа од оне код деформисаних суперлегура на бази никла у опсегу ниских и средњих температура. Табела 9 наводи високотемпературна механичка својства типичних деформисаних суперлегура на бази кобалта.