Легура високе температуре се назива и легура отпорна на топлоту. Према структури матрице, материјали се могу поделити у три категорије: на бази гвожђа, на бази никла и на бази хрома. Према начину производње, могу се поделити на деформисану суперлегуру и ливену суперлегуру.
То је неопходна сировина у ваздухопловству. Кључни је материјал за делове ваздухопловних и авијацијских мотора који раде на високим температурама. Углавном се користи за производњу комора за сагоревање, лопатица турбина, вођица лопатица, дискова компресора и турбина, кућишта турбина и других делова. Опсег радне температуре је од 600 ℃ до 1200 ℃. Напрезање и услови околине варирају у зависности од коришћених делова. Постоје строги захтеви за механичка, физичка и хемијска својства легуре. То је одлучујући фактор за перформансе, поузданост и век трајања мотора. Стога је суперлегура један од кључних истраживачких пројеката у области ваздухопловства и националне одбране у развијеним земљама.
Главне примене суперлегура су:
1. Легура отпорна на високе температуре за комору за сагоревање
Комора за сагоревање (позната и као пламена цев) авионског турбинског мотора једна је од кључних компоненти отпорних на високе температуре. Пошто се у комори за сагоревање одвијају распршивање горива, мешање уља и гаса и други процеси, максимална температура у комори за сагоревање може достићи 1500 ℃ - 2000 ℃, а температура зида у комори за сагоревање може достићи 1100 ℃. Истовремено, она такође подноси термичко напрезање и напрезање од гаса. Већина мотора са високим односом потиска и тежине користи прстенасте коморе за сагоревање, које су кратке дужине и високог топлотног капацитета. Максимална температура у комори за сагоревање достиже 2000 ℃, а температура зида достиже 1150 ℃ након хлађења гасним филмом или паром. Велики температурни градијенти између различитих делова генерисаће термичко напрезање, које ће нагло расти и падати када се промени радно стање. Материјал ће бити изложен термичком удару и термичком замору, а доћи ће до деформација, пукотина и других кварова. Генерално, комора за сагоревање је направљена од лима, а технички захтеви су сумирани на следећи начин у складу са условима рада одређених делова: има одређену отпорност на оксидацију и отпорност на корозију услед гаса под условима коришћења легуре и гаса на високим температурама; има одређену тренутну и издржљиву чврстоћу, перформансе термичког замора и низак коефицијент ширења; има довољну пластичност и способност заваривања да би се осигурала обрада, обликовање и спајање; има добру организациону стабилност под термичким циклусом како би се осигурао поуздан рад током животног века.
a. Порозни ламинат од легуре MA956
У раној фази, порозни ламинат је направљен од легуре HS-188 методом дифузионог спајања након фотографисања, гравирања, жлебљења и бушења. Унутрашњи слој може се претворити у идеалан канал за хлађење према захтевима дизајна. Овом структурном хлађењу је потребно само 30% расхладног гаса традиционалног филмског хлађења, што може побољшати ефикасност термичког циклуса мотора, смањити стварни топлотни капацитет материјала коморе за сагоревање, смањити тежину и повећати однос потиска и тежине. Тренутно је и даље потребно пробити кључну технологију пре него што се може применити у пракси. Порозни ламинат направљен од MA956 је нова генерација материјала за комору за сагоревање коју су увеле Сједињене Државе, а може се користити на 1300 ℃.
б. Примена керамичких композита у комори за сагоревање
Сједињене Америчке Државе су почеле да проверавају изводљивост употребе керамике за гасне турбине од 1971. године. Године 1983, неке групе које се баве развојем напредних материјала у Сједињеним Државама формулисале су низ индикатора перформанси за гасне турбине које се користе у напредним авионима. Ови индикатори су: повећање температуре на улазу турбине на 2200 ℃; рад у стању сагоревања хемијским прорачуном; смањење густине која се примењује на ове делове са 8 г/цм3 на 5 г/цм3; прекид хлађења компоненти. Да би се испунили ови захтеви, проучавани материјали укључују графит, металну матрицу, керамичке матрични композити и интерметална једињења поред једнофазне керамике. Керамички матрични композити (CMC) имају следеће предности:
Коефицијент ширења керамичког материјала је много мањи од коефицијента ширења легуре на бази никла, а премаз се лако љушти. Израда керамичких композита са средњим металним филцем може превазићи недостатак љуштења, што је правац развоја материјала коморе за сагоревање. Овај материјал се може користити са 10% - 20% ваздуха за хлађење, а температура металне задње изолације је само око 800 ℃, а температура преноса топлоте је далеко нижа него код дивергентног хлађења и филмског хлађења. Заштитна плочица од ливене суперлегуре B1900+керамичког премаза користи се у мотору V2500, а правац развоја је замена плочица B1900 (са керамичким премазом) композитом на бази SiC или антиоксидативним C/C композитом. Керамички матрични композит је развојни материјал коморе за сагоревање мотора са односом тежине потиска од 15-20, а његова радна температура је 1538 ℃ - 1650 ℃. Користи се за пламенске цеви, плутајуће зидове и накнадне горионике.
2. Легура отпорна на високе температуре за турбину
Лопатица турбине авионских мотора једна је од компоненти које подносе најтежа температурна оптерећења и најгоре радно окружење у авионском мотору. Мора да поднесе веома велика и сложена напрезања под високим температурама, тако да су захтеви за материјал веома строги. Суперлегуре за лопатице турбина авионских мотора деле се на:
а. Легура високе температуре за водилицу
Дефлектор је један од делова турбинског мотора који је највише погођен топлотом. Када дође до неравномерног сагоревања у комори за сагоревање, топлотно оптерећење водилице првог степена је велико, што је главни разлог за оштећење водилице. Њена радна температура је око 100 ℃ виша од температуре лопатице турбине. Разлика је у томе што статички делови нису изложени механичком оптерећењу. Обично је лако изазвати термичко напрезање, деформацију, пукотине услед термичког замора и локално опекотине узроковане брзим променама температуре. Легура водилице треба да има следећа својства: довољну чврстоћу на високим температурама, трајне перформансе пузања и добре перформансе термичког замора, високу отпорност на оксидацију и термичку корозију, отпорност на термичко напрезање и вибрације, способност савијања и деформације, добре перформансе у процесу ливења и заварљивост, као и перформансе заштите премаза.
Тренутно, већина напредних мотора са високим односом потиска и тежине користи шупље ливене лопатице, а бирају се усмерене и монокристалне суперлегуре на бази никла. Мотор са високим односом потиска и тежине има високу температуру од 1650 ℃ - 1930 ℃ и потребно га је заштитити термоизолационим премазом. Радна температура легуре лопатице у условима хлађења и заштите премаза је већа од 1100 ℃, што поставља нове и веће захтеве за трошкове густине температуре материјала вођице лопатице у будућности.
б. Суперлегуре за лопатице турбина
Лопатице турбина су кључни ротирајући делови авионских мотора који носе топлоту. Њихова радна температура је 50 ℃ - 100 ℃ нижа од водећих лопатица. Оне подносе велика центрифугална напрезања, вибрациона напрезања, термичка напрезања, трљање протока ваздуха и друге ефекте при ротацији, а радни услови су лоши. Век трајања врућих компоненти мотора са високим односом потиска и тежине је већи од 2000 сати. Стога, легура лопатица турбина мора имати високу отпорност на пузање и чврстоћу на ломљење на радној температури, добра свеобухватна својства на високим и средњим температурама, као што су замор при високим и ниским циклусима, замор при хладним и врућим условима, довољна пластичност и ударна жилавост, као и осетљивост на зарезе; високу отпорност на оксидацију и отпорност на корозију; добру топлотну проводљивост и низак коефицијент линеарног ширења; добре перформансе процеса ливења; дугорочну структурну стабилност, без таложења TCP фазе на радној температури. Примењена легура пролази кроз четири фазе; примене деформисаних легура укључују GH4033, GH4143, GH4118, итд.; Примена ливених легура обухвата K403, K417, K418, K405, усмерено очврснуто злато DZ4, DZ22, монокристалне легуре DD3, DD8, PW1484, итд. Тренутно је развила трећу генерацију монокристалних легура. Кинеске монокристалне легуре DD3 и DD8 се користе у кинеским турбинама, турбовентилаторским моторима, хеликоптерима и бродским моторима.
3. Легура отпорна на високе температуре за диск турбине
Турбински диск је најоптерећенији ротирајући део лежаја турбинског мотора. Радна температура прирубнице точка мотора са односом тежине потиска од 8 и 10 достиже 650 ℃ и 750 ℃, а температура средишта точка је око 300 ℃, са великом температурном разликом. Током нормалне ротације, покреће сечиво да се ротира великом брзином и подноси максималну центрифугалну силу, термичко напрезање и вибрационо напрезање. Свако покретање и заустављање је циклус, средиште точка. Грло, дно жлеба и обод подносе различита композитна напрезања. Од легуре се захтева да има највећу границу течења, ударну жилавост и осетљивост на зарезе на радној температури; низак коефицијент линеарног ширења; одређену отпорност на оксидацију и корозију; добре перформансе сечења.
4. Суперлегура за ваздухопловну индустрију
Суперлегура у ракетном мотору на течно гориво се користи као панел убризгавача горива у комори за сагоревање у потисној комори; колено турбинске пумпе, прирубница, графитни причвршћивач кормила итд. Легура високе температуре у ракетном мотору на течно гориво се користи као панел убризгавача горива у потисној комори; колено турбинске пумпе, прирубница, графитни причвршћивач кормила итд. GH4169 се користи као материјал ротора турбине, вратила, чауре вратила, причвршћивача и других важних делова лежаја.
Материјали ротора турбине америчких ракетних мотора на течно гориво углавном укључују усисну цев, лопатицу турбине и диск. Легура GH1131 се углавном користи у Кини, а лопатица турбине зависи од радне температуре. Inconel x, Alloy713c, Astroloy и Mar-M246 треба користити редом; материјали за дискове точкова укључују Inconel 718, Waspaloy итд. Углавном се користе интегралне турбине GH4169 и GH4141, а GH2038A се користи за вратило мотора.