高溫合金按基體組織材料可分為三類：鐵基鎳基和鉻基。按生產(chǎn)方式可分為變形高溫合金和鑄造高溫合金。
它是航空航天領(lǐng)域中不可或缺的原材。它是航天，航空制造發(fā)動(dòng)機(jī)高溫部分的關(guān)鍵材料。主要用于制造燃燒室，渦輪葉片，導(dǎo)向葉片，壓氣機(jī)與渦輪盤(pán)，渦輪機(jī)匣等部位。使用溫度范圍在600℃-1200℃，受力與環(huán)境條件隨使用零件所在部分不同而異，對(duì)合金的力學(xué)，物理，化學(xué)性能有嚴(yán)格的要求，是發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，可靠性與壽命的決定性因素。因此高溫合金是各發(fā)達(dá)國(guó)家航空航天，國(guó)防領(lǐng)域中的研究重點(diǎn)項(xiàng)目之一。
高溫合金按基體組織材料可分為三類：鐵基鎳基和鉻基。按生產(chǎn)方式可分為變形高溫合金和鑄造高溫合金。
它是航空航天領(lǐng)域中不可或缺的原材。它是航天，航空制造發(fā)動(dòng)機(jī)高溫部分的關(guān)鍵材料。主要用于制造燃燒室，渦輪葉片，導(dǎo)向葉片，壓氣機(jī)與渦輪盤(pán)，渦輪機(jī)匣等部位。使用溫度范圍在600℃-1200℃，受力與環(huán)境條件隨使用零件所在部分不同而異，對(duì)合金的力學(xué)，物理，化學(xué)性能有嚴(yán)格的要求，是發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，可靠性與壽命的決定性因素。因此高溫合金是各發(fā)達(dá)國(guó)家航空航天，國(guó)防領(lǐng)域中的研究重點(diǎn)項(xiàng)目之一。
高溫合金應(yīng)用中主要有：
1.燃燒室用高溫合金
航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室(也稱火焰筒)是關(guān)鍵的高溫部件之一。由于燃油霧化，油氣混合等過(guò)程都是在燃燒室進(jìn)行的，因此燃燒室內(nèi)溫度最高可達(dá)1500℃-2000℃，燃燒室內(nèi)壁溫度達(dá)1100℃，同時(shí)還要承受熱應(yīng)力和燃?xì)鈶?yīng)力。高推重比發(fā)動(dòng)機(jī)多采用環(huán)形燃燒室，其長(zhǎng)度短，容熱強(qiáng)度高，燃燒室內(nèi)最高溫溫度達(dá)2000℃，采用氣膜或汽蒸發(fā)式冷卻后室壁溫度達(dá)到1150℃。各部位間有較大的溫度梯度會(huì)產(chǎn)生熱應(yīng)力，工作狀態(tài)改變時(shí)會(huì)急劇升降，材料受熱沖擊和熱疲勞負(fù)荷，出現(xiàn)擾曲變形，裂紋等故障。通常燃燒室采用板材合金制造,按具體零件使用條件提出各項(xiàng)技術(shù)要求概括如下：使用高溫合金和燃?xì)鈼l件下具有一定的抗氧化，抗燃?xì)飧g能力;具有一定瞬時(shí)和持久強(qiáng)度，熱疲勞性能，較低的膨脹系數(shù);具有足夠的塑性，焊接性保證加工成形與連接;在熱循環(huán)下有良好的組織穩(wěn)定性，保證壽命期內(nèi)可靠工作。
1)MA956合金多孔層板
多孔層板早期使用HS-188合金薄板經(jīng)照相，腐蝕刻槽和打孔后用擴(kuò)散連接制成。內(nèi)層可按設(shè)計(jì)要求制成理想的冷卻通道，這種結(jié)構(gòu)冷卻只需要傳統(tǒng)氣膜冷卻的30%冷卻氣體，可提高發(fā)動(dòng)機(jī)熱循環(huán)效率，降低燃燒室材料的實(shí)際承熱量，減輕重量，增大推重比。目前仍有突破技術(shù)關(guān)鍵才能進(jìn)入實(shí)際使用。采用MA956制作多孔層板是美國(guó)推出的新一代燃燒室材料，可在1300℃使用。
2)陶瓷復(fù)合材料在燃燒室的應(yīng)用
美國(guó)從1971年就開(kāi)始了對(duì)陶瓷用于燃?xì)鉁u輪機(jī)的可行性驗(yàn)證。1983年，美國(guó)一些從事高級(jí)材料開(kāi)發(fā)的團(tuán)體曾制訂了一系列先進(jìn)飛機(jī)所用燃?xì)廨啓C(jī)的性能指標(biāo)，這些指標(biāo)是：把渦輪進(jìn)口溫度提高到2200℃;在化學(xué)計(jì)算的燃燒狀態(tài)下運(yùn)行;將應(yīng)用于這些部件的密度從8g/cm3減少至5g/cm3;取消部件的冷卻。為滿足這些要求，研究的材料除了單相陶瓷外，還有石墨、金屬基和陶瓷基復(fù)合材料以及金屬間化合物。陶瓷基復(fù)合材料(CMC)具有如下優(yōu)勢(shì)：
陶瓷材料比鎳基合金膨脹系數(shù)小很多，涂層很容易剝落。制成帶中間金屬氈的陶瓷復(fù)合材料可以克服剝落的缺點(diǎn)，是燃燒室材料的發(fā)展方向。此種材料使用10%—20%冷卻空氣即可使用金屬背面隔熱后溫度只有800℃左右，承熱溫度遠(yuǎn)低于發(fā)散冷卻和氣膜冷卻。在V2500發(fā)動(dòng)機(jī)中使用的是鑄造高溫合金B(yǎng)1900+陶瓷涂層防護(hù)瓦片，發(fā)展的方向是用SiC基復(fù)合材料或抗氧化C/C復(fù)合材料代替B1900(帶陶瓷涂層)瓦片。陶瓷基復(fù)合材料是推重比15—20發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的發(fā)展材料，使用溫度1538℃-1650℃，用于火焰筒，浮壁片和加力燃燒室。
2.渦輪部分用高溫合金
航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片是航空發(fā)動(dòng)機(jī)中承受溫度載荷最劇烈和工作環(huán)境最惡劣的部件之一，在高溫下要承受很大很復(fù)雜的應(yīng)力，因此對(duì)其材料的要求十分嚴(yán)格。而航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片高溫合金又分為：
1)導(dǎo)向器用高溫合金
導(dǎo)向器是渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)受熱沖擊最大的零件之一。當(dāng)燃燒室出現(xiàn)燃燒不均勻，1級(jí)導(dǎo)向葉片受熱負(fù)荷很大，是造成導(dǎo)向葉片破壞的主要原因。其使用溫度比渦輪葉片大約高出100℃，區(qū)別是靜止件，所受機(jī)械負(fù)荷不大。通常容易發(fā)生熱應(yīng)力，引起的扭曲，溫度急劇變化引起的熱疲勞裂紋及局部燒傷。導(dǎo)向葉片合金應(yīng)具有如下性能：具有足夠的高溫強(qiáng)度，持久蠕性能及良好的熱疲勞性能，較高的抗氧化性和熱腐蝕性能，抗熱應(yīng)力和震動(dòng)，彎曲變形能力，良好的鑄造工藝成型性能和可焊性，涂層防護(hù)性能。
目前，高推重比的先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)多采用空心鑄造葉片，選定定向和單晶鎳基高溫合金。高推重比發(fā)動(dòng)機(jī)使用高溫達(dá)1650℃-1930℃，需要采用隔熱涂層防護(hù)。冷卻和涂層防護(hù)條件下葉片合金的使用溫度達(dá)1100℃以上，對(duì)未來(lái)導(dǎo)向葉片材料使用的溫度 密度 成本提出新的更高要求。
2)渦輪工作葉片用高溫合金
渦輪葉片，是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵承熱轉(zhuǎn)動(dòng)部件，工作溫度低于導(dǎo)向葉片50℃-100℃，轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)承受很大的離心應(yīng)力，振動(dòng)應(yīng)力，熱應(yīng)力，氣流沖刷等作用，工作時(shí)條件惡劣。高推重比發(fā)動(dòng)機(jī)要求熱端部件壽命大于2000h。因此，渦輪葉片合金在使用溫度下應(yīng)具有很高的抗蠕變和持久斷裂強(qiáng)度，很好的高，中溫綜合性能，如高，低循環(huán)疲勞，冷熱疲勞，足夠的塑性和沖擊韌性，抗缺口敏感性能;具有高的抗氧化性和腐蝕性能;良好的導(dǎo)熱性能，盡可能低的線膨脹系數(shù);良好的鑄造工藝性能;長(zhǎng)期的組織穩(wěn)定性能，使用溫度下無(wú)TCP相析出。應(yīng)用的合金經(jīng)歷4個(gè)階段;變形合金應(yīng)用有GH4033、GH4143、GH4118等;鑄造合金應(yīng)用有K403、K417、K418、K405，定向凝固金DZ4、DZ22，單晶合金DD3、DD8、PW1484等。目前已發(fā)展至第三代單晶合金。我國(guó)單晶合金DD3和DD8分別用在我國(guó)渦輪，渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)和直升機(jī)，艦載發(fā)動(dòng)機(jī)。
3.渦輪盤(pán)用高溫合金
渦輪盤(pán)是渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)受力最大的轉(zhuǎn)動(dòng)承力件。推重比8和10發(fā)動(dòng)機(jī)的輪緣使用溫度達(dá)到650℃和750℃，輪心溫度300℃左右，溫差大。在正常轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)帶動(dòng)葉片高速旋轉(zhuǎn)，承受最大的離心力，熱應(yīng)力，震動(dòng)應(yīng)力的綜合作用。每次啟動(dòng)，停車(chē)是一個(gè)循環(huán)，輪心。喉道，槽底，輪緣均承受不同的復(fù)合應(yīng)力。要求合金在使用溫度下具有最高的屈服強(qiáng)度，沖擊韌性，無(wú)缺口敏感;低的線膨脹系數(shù);一定的抗氧化，抗腐蝕性能;良好的切削加工性能。
4.航天用高溫合金
液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中高溫合金用于推力室作燃燒室噴注器面板;渦輪泵彎通，法蘭盤(pán)，石墨舵緊固件等。液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中高溫合金用于推力室做燃料室噴注器面板;渦輪泵彎通，法盤(pán)，石墨舵緊固件等。我國(guó)YF73和YF75采用GH3030合金絲編織網(wǎng)經(jīng)18層重疊后再經(jīng)軋制，燒結(jié)成多孔發(fā)散冷卻面板制成燃燒室噴注面板。渦輪轉(zhuǎn)子開(kāi)始使用GH1040和GH2038A，后用GH4169整體鍛造，輪盤(pán)機(jī)加工而成，葉片電解加工而成，克服了GH1040長(zhǎng)試時(shí)變形過(guò)大問(wèn)題。對(duì)比GH1040與GH4169合金性能可知，遠(yuǎn)程導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪轉(zhuǎn)子對(duì)材料的要求，在800℃398MPa20min符合要求為標(biāo)準(zhǔn)，GH4169可達(dá)30min組織性能穩(wěn)定;GH1040則在800℃294MPa下只能保持6min，不能勝任使用要求。更有利：在-253℃至室溫其強(qiáng)度增加392MPa-400MPa 塑性基本不變，低溫沖擊韌性較好。因此，GH4169用作渦輪轉(zhuǎn)子，軸，軸套，緊固件等重要承力件的材料。
美國(guó)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪轉(zhuǎn)子材料主要有進(jìn)氣管，渦輪葉片和輪盤(pán)。我國(guó)多采用GH1131合金，渦輪葉片依工作溫度而定，先后應(yīng)采用Inconelx、Alloy713c、Astroloy和Mar-M246;輪盤(pán)材料有Inconel718、Waspaloy等，我國(guó)多采用GH4169、GH4141整體渦輪，發(fā)動(dòng)機(jī)軸用GH2038A。
導(dǎo)彈與運(yùn)載火箭姿態(tài)控制的小型液體火箭，一般推力小(0.02N-2000N)，脈沖起動(dòng)數(shù)次數(shù)十萬(wàn)次，最小脈沖寬度幾毫米秒，總工作時(shí)間5年-10年，要求可靠性高，其噴管延伸段采用輻射冷卻的單層結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，質(zhì)量輕，燃燒溫度高，推力室一般選用鈮基合金NbHf10-1，為改善使用性能采用表面噴涂抗氧化涂層。使用溫度1100℃-1600℃，通常采用液膜冷卻保護(hù)燃燒室內(nèi)壁。美國(guó)采用錸銥合金燃燒室+抗氧化涂層，可取消液膜冷卻，性能明顯提高，相繼研制成功22N 66N 和445N姿態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室，投入使用后使衛(wèi)星和飛船有效負(fù)荷增加20㎏—100㎏。
新一代運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)需研制應(yīng)用大幅度減輕結(jié)構(gòu)重量的新型高溫合金，用Ti—Al基合金代替部分鎳基合金。用GH4169制造泵殼體和低膨脹合金。
隨著航天航空事業(yè)的不斷發(fā)展，為了滿足各種飛行任務(wù)的需要，對(duì)于高溫合金領(lǐng)域的材料提出了更高的要求。這就要求我們不斷的向先進(jìn)國(guó)家學(xué)習(xí)，并且通過(guò)自身不斷的實(shí)踐和創(chuàng)新，為我國(guó)國(guó)防科技發(fā)展貢獻(xiàn)力量。
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