高温合金は耐熱合金とも呼ばれます。マトリックスの構造により、材料は鉄系、ニッケル系、クロム系の3つに分類されます。生産方式に応じて、変形超合金と鋳造超合金に分けられます。
航空宇宙分野では欠かせない原料です。これは、航空宇宙および航空製造エンジンの高温部分の重要な材料です。主に燃焼室、タービンブレード、ガイドブレード、コンプレッサーとタービンディスク、タービンケース、その他の部品の製造に使用されます。使用温度範囲は600℃～1200℃です。応力や環境条件は使用する部品によって異なります。合金の機械的、物理的、化学的特性には厳しい要件があります。これはエンジンの性能、信頼性、寿命の決定的な要素です。したがって、超合金は先進国の航空宇宙および国防分野における重要な研究プロジェクトの 1 つです。
超合金の主な用途は次のとおりです。
1. 燃焼室用高温合金
航空タービン エンジンの燃焼室 (火炎管とも呼ばれる) は、重要な高温部品の 1 つです。燃焼室内では燃料の微粒化、オイルとガスの混合などが行われるため、燃焼室内の最高温度は1500℃～2000℃、燃焼室内の壁温度は1100℃に達することがあります。同時に熱ストレスやガスストレスにも耐えます。高い推力/重量比を備えたほとんどのエンジンは、長さが短く熱容量が大きい環状燃焼室を使用しています。燃焼室内の最高温度は2000℃に達し、ガス膜または蒸気冷却後の壁温度は1150℃に達します。さまざまな部品間に大きな温度勾配があると熱応力が発生し、動作状態が変化すると熱応力が急激に上昇および下降します。熱衝撃や熱疲労荷重を受け、歪みやクラックなどが発生します。一般に、燃焼室は板状合金で作られており、特定部品の使用条件に応じて技術的要件は次のように要約されます。高温の合金とガスの使用条件下で一定の耐酸化性と耐ガス腐食性を備えています。一定の瞬間強度と耐久強度、熱疲労性能、および低い膨張係数を備えています。加工、成形、接続を確実にするのに十分な可塑性と溶接能力を備えています。熱サイクル下でも優れた組織安定性を備えており、耐用年数内で信頼性の高い動作を保証します。
ａ． MA956合金多孔質積層体
初期段階では、多孔質積層体は、写真撮影、エッチング、溝加工、パンチングを行った後、拡散接合によって HS-188 合金シートから作られていました。内層は設計要件に応じて理想的な冷却チャネルにすることができます。この構造の冷却では、従来のフィルム冷却の冷却ガスの 30% しか必要とせず、エンジンの熱サイクル効率が向上し、燃焼室材料の実際の熱支持能力が低下し、重量が軽減され、推力重量が増加します。比率。実用化にはまだキーテクノロジーを突破する必要があるのが現状です。 MA956で作られた多孔質積層体は、米国が導入した新世代の燃焼室材料であり、1300℃で使用可能です。
b.燃焼室へのセラミック複合材料の適用
米国は 1971 年からガス タービンにセラミックスを使用する可能性を検証し始めました。1983 年に、米国の先端材料の開発に携わるいくつかのグループが、先端航空機に使用されるガス タービンの一連の性能指標を策定しました。これらの指標は次のとおりです。タービン入口温度を 2200 ℃まで上昇させます。化学計算の燃焼状態で動作します。これらの部品に適用される密度を 8g/cm3 から 5g/cm3 に減らします。コンポーネントの冷却を中止します。これらの要件を満たすために、単相セラミックに加えて、グラファイト、金属マトリックス、セラミックマトリックス複合材料、金属間化合物などの材料が研究されています。セラミックマトリックス複合材料 (CMC) には次の利点があります。
セラミックス材料はニッケル基合金に比べて膨張率が非常に小さく、コーティングが剥がれやすいです。中間金属フェルトを使用してセラミック複合材料を作成すると、燃焼室材料の開発の方向性である剥離の欠陥を克服できます。この材料は10%〜20%の冷却空気で使用でき、メタルバック絶縁の温度はわずか約800℃であり、耐熱温度は発散冷却やフィルム冷却の温度よりもはるかに低くなります。 V2500エンジンには鋳造超合金B1900+セラミックコーティング保護タイルが使用されており、開発の方向性はB1900（セラミックコーティング付き）タイルをSiCベース複合材または抗酸化C/C複合材に置き換えることです。セラミックマトリックス複合材は推力重量比15～20のエンジン燃焼室の開発材料であり、使用温度は1538℃～1650℃である。火炎管、浮き壁、アフターバーナーなどに使用されます。
2. タービン用高温合金
航空エンジンのタービンブレードは、航空エンジン内で最も厳しい温度負荷と最悪の作業環境にさらされる部品の 1 つです。高温下では非常に大きく複雑な応力に耐える必要があるため、材料要件は非常に厳しくなります。航空エンジンのタービンブレード用の超合金は次のように分類されます。
a.ガイド用高温合金
デフレクターは、タービン エンジンの部品の中で最も熱の影響を受ける部品の 1 つです。燃焼室内に不均一燃焼が発生すると、初段ガイドベーンの加熱負荷が大きくなり、ガイドベーンが損傷する主な原因となります。使用温度はタービンブレードより約100℃高いです。違いは、静的な部品には機械的負荷がかからないことです。通常、急激な温度変化により熱応力や歪み、熱疲労亀裂や局部焼けが発生しやすくなります。ガイドベーン合金は、十分な高温強度、永久クリープ性能および良好な熱疲労性能、高い耐酸化性および熱腐食性能、熱応力および耐振動性、曲げ変形能力、良好な鋳造プロセス成形性能および溶接性、そしてコーティング保護性能。
現在、高い推力/重量比を備えた最先端のエンジンでは中空鋳造ブレードが使用されており、方向性単結晶ニッケル基超合金が選択されています。推力重量比の高いエンジンは1650℃～1930℃の高温になるため、断熱コーティングで保護する必要があります。冷却およびコーティング保護条件下でのブレード合金の使用温度は 1100 ℃を超えており、将来的にはガイドブレード材料の温度密度コストに対する新たなより高い要件が提示されます。
b.タービンブレード用超合金
タービンブレードは、航空エンジンの重要な熱を運ぶ回転部品です。使用温度はガイドブレードに比べて50℃～100℃低いです。回転時の遠心応力、振動応力、熱応力、気流洗掘等の影響が大きく、作業条件は劣悪です。高い推力/重量比を備えたエンジンのホットエンドコンポーネントの耐用年数は 2000 時間以上です。したがって、タービンブレード合金は、使用温度での高い耐クリープ性と破断強度、高および低サイクル疲労、冷間および熱間疲労、十分な可塑性および衝撃靱性、およびノッチ感受性などの優れた高温および中温度の包括的特性を備えていなければなりません。高い耐酸化性と耐食性。熱伝導率が良く、線膨張係数が低い。優れた鋳造プロセス性能。長期にわたる構造安定性、使用温度での TCP 相の析出なし。適用された合金は 4 つの段階を経ます。変形合金の用途には、GH4033、GH4143、GH4118 などが含まれます。鋳造合金の用途には、K403、K417、K418、K405、一方向凝固金DZ4、DZ22、単結晶合金DD3、DD8、PW1484などがあり、現在、第3世代の単結晶合金まで発展しています。中国の単結晶合金 DD3 と DD8 は、それぞれ中国のタービン、ターボファン エンジン、ヘリコプター、船舶用エンジンに使用されています。
3. タービンディスク用高温合金
タービン ディスクは、タービン エンジンの中で最も応力がかかる回転軸受部品です。推力重量比8と10のエンジンのホイールフランジの使用温度は650℃と750℃に達し、ホイール中心の温度は約300℃と温度差が大きくなります。正転時はブレードを高速回転させ、最大の遠心力、熱応力、振動応力に耐えます。それぞれのスタートとストップはサイクル、ホイールセンターです。スロート、溝の底、およびリムはすべて、異なる複合応力に耐えます。合金には最高の降伏強度、衝撃靱性があり、使用温度でノッチ感受性がないことが要求されます。線膨張係数が低い。一定の耐酸化性と耐腐食性。良好な切断性能。
4. 航空宇宙用超合金
液体ロケットエンジンの超合金は、推力室の燃焼室の燃料噴射パネルとして使用されます。タービンポンプのエルボ、フランジ、グラファイト舵ファスナーなど。液体ロケットエンジンの高温合金は、推力室の燃料室インジェクターパネルとして使用されます。タービンポンプのエルボ、フランジ、グラファイトラダーファスナーなど。タービンローター、シャフト、シャフトスリーブ、ファスナーなどの重要な軸受部品の材質としてGH4169が使用されています。
アメリカの液体ロケットエンジンのタービンローターの材料には、主に吸気管、タービンブレード、ディスクが含まれます。 GH1131 合金は主に中国で使用されており、タービンブレードは使用温度に依存します。インコネル x、Alloy713c、Astroloy、Mar-M246 を連続して使用する必要があります。ホイールディスク材質はインコネル718、ワスパロイ等。一体型タービンはGH4169、GH4141が主に使用され、エンジンシャフトにはGH2038Aが使用されます。