耐熱合金は耐熱強度合金とも呼ばれ、母材構造によって鉄基、ニッケル基、クロム基の3種類に分類されます。また、製造方法によって、変形超合金と鋳造超合金に分類されます。
航空宇宙分野において不可欠な原材料であり、航空宇宙・航空製造エンジンの高温部品の主要材料です。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、タービンディスク、タービンケースなどの部品の製造に使用されます。使用温度範囲は600℃～1200℃です。使用される部品によって応力や環境条件が異なります。合金の機械的、物理的、化学的特性には厳しい要求があり、エンジンの性能、信頼性、寿命を左右する重要な要素です。そのため、超合金は先進国における航空宇宙および国防分野の重要な研究プロジェクトの一つとなっています。
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。燃焼室では燃料の霧化、油とガスの混合などのプロセスが行われるため、燃焼室内の最高温度は1500℃～2000℃に達し、燃焼室内の壁温度は1100℃に達することがあります。同時に、熱応力とガス応力も発生します。高推力重量比のエンジンの多くは、長さが短く熱容量が大きい環状燃焼室を採用しています。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。各部品間の温度勾配が大きいと熱応力が発生し、動作状態が変化すると熱応力が急激に上昇または下降します。材料は熱衝撃や熱疲労負荷を受け、歪み、亀裂などの欠陥が発生します。一般的に、燃焼室は合金板で作られており、特定の部品の使用条件に応じて、技術要件は次のようにまとめられます。高温合金とガスを使用する条件下で、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、低い膨張係数を備えています。十分な可塑性と溶接性を備え、加工、成形、接続を確保します。熱サイクル下での組織安定性が良好で、耐用年数内での信頼性の高い動作を保証します。
a. MA956合金多孔質積層板
初期段階では、HS-188合金板を写真加工、エッチング、溝入れ、打ち抜き加工した後、拡散接合で多孔質積層板を製造していました。設計要件に応じて、内層を理想的な冷却通路とすることができます。この構造冷却は、従来のフィルム冷却の30%の冷却ガスしか必要とせず、エンジンの熱サイクル効率を向上させ、燃焼室材料の実際の耐熱容量を低減し、重量を軽減し、推力重量比を高めることができます。現在、実用化にはまだ鍵となる技術を突破する必要があります。MA956製の多孔質積層板は、米国が導入した新世代の燃焼室材料で、1300℃で使用できます。
b. 燃焼室におけるセラミック複合材料の応用
米国は1971年からガスタービンにセラミックを使用することの実現可能性を検証し始めました。1983年に、米国で先端材料の開発に携わるいくつかのグループが、先進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℃に上げる。化学計算の燃焼状態で運転する。これらの部品に適用される密度を8g / cm3から5g / cm3に下げる。部品の冷却をキャンセルする。これらの要件を満たすために、研究された材料には、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、金属間化合物が含まれます。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。
セラミック材料の膨張係数はニッケル基合金よりはるかに小さく、コーティングは剥がれやすい。中間金属フェルトでセラミック複合材を作ることで剥離の欠点を克服することができ、これが燃焼室材料の発展方向である。この材料は10％～20％の冷却空気で使用でき、金属背面断熱材の温度は約800℃に過ぎず、耐熱温度は発散冷却やフィルム冷却よりはるかに低い。鋳造超合金B1900+セラミックコーティング保護タイルはV2500エンジンに使用されており、開発方向はB1900（セラミックコーティング付き）タイルをSiC基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、推力重量比が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、浮壁、アフターバーナーなどに使われている。
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、航空エンジンの中で最も厳しい温度負荷と最悪の動作環境に耐える部品の一つです。高温下で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格です。航空エンジンのタービンブレードに使用される超合金は、以下の3種類に分類されます。
a.ガイド用高温合金
デフレクターは、タービンエンジン部品の中で熱の影響を最も受けやすい部品の一つです。燃焼室内で不均一な燃焼が発生すると、初段ガイドベーンの加熱負荷が大きく、これがガイドベーン損傷の主な原因となります。その使用温度はタービンブレードよりも約100℃高く、静的部品は機械的負荷を受けないことが大きな違いです。通常、急激な温度変化によって熱応力、歪み、熱疲労亀裂、局部的な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、永久クリープ性能と良好な熱疲労性能、高い耐酸化性と熱腐食性能、耐熱応力性と耐振動性、曲げ変形能力、良好な鋳造プロセス成形性能と溶接性、コーティング保護性能などの特性を備えていなければなりません。
現在、高推力重量比エンジンの主流は中空鋳造ブレードを採用し、方向性および単結晶ニッケル基超合金が選定されています。高推力重量比エンジンは1650℃～1930℃という高温となるため、断熱コーティングによる保護が必要です。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して新たな、より高い要求が提示されます。
b. タービンブレード用超合金
タービンブレードは、航空エンジンの主要な耐熱回転部品です。その動作温度はガイドブレードより50℃～100℃低く、回転時に遠心応力、振動応力、熱応力、気流による摩耗などの影響を大きく受け、作業条件も劣悪です。高推力/重量比のエンジンホットエンド部品の耐用年数は2000時間以上です。そのため、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、高低サイクル疲労、冷間疲労、熱間疲労、十分な塑性および衝撃靭性、ノッチ感度などの高温および中温総合特性を備えていなければなりません。耐酸化性と耐腐食性が高く、熱伝導率が良好で線膨張係数が低いです。鋳造プロセス性能が良好で、構造が長期にわたって安定しており、使用温度でTCP相が析出しません。適用される合金は4段階に分かれています。変形合金の用途には、GH4033、GH4143、GH4118などがあります。鋳造合金の用途としては、K403、K417、K418、K405、一方向凝固金DZ4、DZ22、単結晶合金DD3、DD8、PW1484などが挙げられます。現在、単結晶合金は第三世代に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を受ける回転軸受部品です。推力重量比が8と10のエンジンのホイールフランジの動作温度は650℃と750℃に達し、ホイール中心の温度は約300℃で、温度差が大きくなっています。通常の回転中は、ブレードを高速回転させ、最大の遠心力、熱応力、振動応力を負担します。起動と停止はそれぞれ1サイクルで、ホイール中心です。溝の喉部、溝底、縁部はすべて異なる複合応力を負担します。合金は、使用温度で最高の降伏強度、衝撃靭性、ノッチ感度がないことが求められます。線膨張係数が低く、一定の耐酸化性と耐腐食性があり、優れた切削性能を備えています。
4. 航空宇宙用超合金
液体ロケットエンジンの超合金は、推力室内の燃焼室の燃料インジェクターパネル、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に使用されます。液体ロケットエンジンの高温合金は、推力室内の燃料室インジェクターパネル、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に使用されます。GH4169は、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、その他の重要なベアリング部品の材料として使用されます。
アメリカの液体ロケットエンジンのタービンローター材料は、主に吸気管、タービンブレード、ディスクで構成されています。中国ではGH1131合金が主に使用されており、タービンブレードは作動温度に応じて異なります。インコネルX、Alloy713c、Astroloy、Mar-M246が順に使用されます。ホイールディスク材料には、インコネル718、Waspaloyなどが含まれます。一体型タービンにはGH4169とGH4141が主に使用され、エンジンシャフトにはGH2038Aが使用されています。