一.کاربرد سوپرآلیاژ در موتورهای هوا
گردش کار موتور توربین: هنگامی که موتور راه اندازی می شود، هوا از طریق ورودی وارد کمپرسور می شود، تحت فشار قرار می گیرد و وارد محفظه احتراق می شود، با سوخت منتشر شده از نازل تزریق سوخت مخلوط می شود، مخلوط یکنواختی تشکیل می دهد و به سرعت مشتعل شده و در داخل محفظه می سوزد. محفظه احتراق، گازی با دمای بالا تولید می کند که از طریق راهنما به داخل توربین جریان می یابد، و توربین با سرعت بالا (سرعت معمولی می تواند به 1100r/min برسد) تحت دمای بالا و جریان گاز فشار بالا می چرخد. گاز توربین برای ایجاد نیروی رانش از نازل دم خارج می شود. به دلیل ارتعاش، فرسایش جریان هوا، به ویژه اثر گریز از مرکز ناشی از چرخش، قسمت های با دمای بالا موتور هواپیما تحت تنش بیشتری قرار می گیرند، گاز حاوی مقدار زیادی اکسیژن، بخار آب است و گازهای خورنده مانند SO2، H2S وجود دارد. که در اکسیداسیون و خوردگی قطعات با دمای بالا نقش خواهد داشت. این که آیا این یک هواپیمای نظامی است، هواپیمای غیر نظامی، علاوه بر عملکرد ساختاری و عملکردی، بلکه به ایمنی و پایداری نیز نیاز دارد، بنابراین موتورهای مدرن علاوه بر نسبت رانش به وزن بالا، دمای بالا، نسبت فشار بالا و سایر عملکردها، وجود دارد. الزامات قابلیت اطمینان، دوام، نگهداری دقیق است.
سوپرآلیاژ از پایداری حرارتی و استحکام حرارتی بالایی برخوردار است و در دماهای بالا می تواند مقاومت خوبی در برابر خوردگی و مقاومت در برابر اکسیداسیون داشته باشد. این یک ماده کلیدی ضروری برای ساخت اجزای داغ موتورهای توربین هوانوردی است که عمدتاً در ساخت اجزای انتهای داغ توربین، یعنی دیسک توربین، تیغه راهنمای توربین، تیغه کار توربین، محفظه احتراق و اجزای پس سوز استفاده می شود. در موتورهای هواپیمای پیشرفته مدرن، مقدار مواد سوپرآلیاژی 40%-60% از کل موتور را تشکیل می‌دهد.
محفظه احتراق بالاترین منطقه دمای کاری اجزای موتور است و هنگامی که دمای گاز در محفظه احتراق به 1500-2000 درجه سانتیگراد می رسد، دمای آلیاژ دیواره محفظه می تواند به 800 تا 900 درجه سانتیگراد برسد و دمای محلی دما می تواند به 1100 درجه سانتیگراد برسد. آلیاژ مورد استفاده به عنوان محفظه احتراق تحت فشار حرارتی و نیروی ضربه گاز، به ویژه در هنگام برخاستن، شتاب گیری و پارک قرار می گیرد و تغییرات دما شدیدتر است. به دلیل گرمایش و سرمایش چرخه ای، محفظه احتراق اغلب دچار تغییر شکل، تاب خوردگی و ترک های خستگی حرارتی در لبه می شود.
در سال‌های اخیر، اکثر سوپرآلیاژهای مورد استفاده در محفظه احتراق، آلیاژهای تقویت‌شده با محلول جامد هستند که حاوی تعداد زیادی W، Mo، Nb و سایر عناصر تقویت‌شده محلول جامد، استحکام دمای بالا، شکل‌دهی خوب و عملکرد جوشکاری هستند. برندهای نماینده GH1140، GH3030، GH3039، GH3333، GH3018، GH3022، GH3044، GH3128، GH3170 و غیره هستند.
تیغه راهنما جزئی است که جهت جریان گاز از محفظه احتراق را تنظیم می کند که به عنوان راهنما نیز شناخته می شود. این یکی از قطعات روی موتور توربین است که در معرض ضربه حرارتی زیادی قرار می گیرد. به خصوص هنگامی که محفظه احتراق یکنواخت نیست و عملکرد خوب نیست، تیغه راهنما تحت بار حرارتی بیشتری قرار می گیرد و دمای عملیاتی تیغه راهنمای موتور توربین پیشرفته می تواند به 1100 درجه برسد. اعوجاج ناشی از تنش حرارتی، ترک‌های خستگی حرارتی ناشی از تغییرات شدید دما و سوختگی‌های موضعی از عمده‌ترین عیوب تیغه‌های راهنما در عملکرد هستند.
بیشتر آلیاژهایی که به عنوان تیغه های راهنما استفاده می شوند با فرآیند ریخته گری دقیق تولید می شوند و می توان مقدار بیشتری W، Mo، Nb، Al، Ti و سایر عناصر تقویت کننده محلول جامد و تقویت کننده پیری را به آلیاژها اضافه کرد و محتوای C و B در آلیاژها نیز بالاتر از آلیاژهای تغییر شکل یافته با دمای بالا است. برخی از تیغه های راهنما نیز مستقیماً از ورق های مقاوم در برابر سن جوش داده می شوند. موتورهای هوای پیشرفته بیشتر از تیغه های توخالی استفاده می کنند که اثر خنک کنندگی خوبی دارند و می توانند دمای سرویس را افزایش دهند. استفاده از دمای آلیاژ پره راهنمای خانگی می تواند به 000 ~ 1050 درجه برسد، آلیاژ ریخته گری دقیق K214، K233، K406، K417، K403، K409، K408، K423B، و غیره.
با توسعه موتور، به منظور پاسخگویی به افزایش بیشتر دمای دیسک توربین موتور، ساختار تیغه راهنما نیز تغییر کرده است و سعی شده است GH5605 و GH5188 اتخاذ شود. ساختار لمینت جوش داده شده ورق سوپرآلیاژ تغییر شکل یافته به عنوان تیغه راهنما استفاده می شود.
پره های توربین شدیدترین اجزاء در موتورهای هوا با دمای کار بالا و تنش گریز از مرکز، تنش ارتعاشی، تنش حرارتی و نیروی فرسایش جریان هوا در حین چرخش هستند. تنش کششی بدنه تیغه حدود 140 مگاپاسکال است و متوسط تنش ریشه تیغه 280-560 مگاپاسکال است. دمای بدنه تیغه و قسمت ریشه به ترتیب حدود 650-980 درجه و 760 درجه است. دمای ورودی گاز موتور پیشرفته هوا به 1380 درجه و رانش به 226 کیلو نیوتن رسیده است. نمونه GH4033، GH4037 GH4143، GH4049، GH4151، GH4118، GH4220 و غیره، می تواند در درجه 750-950 استفاده شود. در توسعه ماشین‌های جدید و اصلاح ماشین‌های قدیمی، از سوپرآلیاژ ریخته‌گری برای ساخت پره‌های توربین استفاده می‌شود. گریدهای معمولی آلیاژهای ریخته گری K403، K417، K417G، K418، K403، K405، K4002 و غیره هستند.
دیسک توربین بیشترین جرم را در اجزای موتور هوا به خود اختصاص می دهد، با جرم منفرد بیش از 50 کیلوگرم، و جرم تک دیسک توربین بزرگ به صدها کیلوگرم می رسد. در استودیو دیسک توربین، دمای کلی رینگ می تواند به 550-650 درجه سانتیگراد برسد، در حالی که دمای مرکز چرخ فقط حدود 300 درجه سانتیگراد است، و اختلاف دمای کل دیسک توربین بسیار زیاد است. بنابراین، یک تنش حرارتی شعاعی بزرگ ایجاد می شود. پره های توربین در طول چرخش معمولی با سرعت بالا می چرخند و نیروی گریز از مرکز زیادی را تحمل می کنند. تنش روی قسمت تنون دندان پیچیده‌تر است، از جمله تنش کششی و تنش پیچشی که باعث ایجاد تنش زیاد و خستگی سیکل کم در هنگام شروع و توقف می‌شود.
سوپرآلیاژهای تغییر شکل یافته برای دیسک های توربین، یک نوع سوپرآلیاژهای مبتنی بر آهن نیکل است، نمرات آلیاژ معمولی GH2132، GH2135، GH2901، GH4761، و غیره، دمای عملیاتی زیر 650 درجه است. نوع دیگری از سوپرآلیاژ مبتنی بر نیکل، نام تجاری معمولی GH4196، GH4133، GH4133B، GH4033A، GH4698 و غیره، با استفاده از دما می تواند به 700 ^ 800 درجه برسد.
2. کاربرد سوپر آلیاژ در موتور موشک
موشک حامل وسیله‌ای برای ارسال انواع فضاپیماها به مدار فضا است، سوپرآلیاژ در میدان فضایی عمدتاً در موتور موشک حامل رانش استفاده می‌شود. شکل 2 یک نمودار شماتیک از موتور موشک سوخت مایع و ساختار آن است که واکنش دهنده ها (موتورهای پیشران) در مخزن پیشران یا وسیله نقلیه را به جت های پرسرعت برای تولید نیروی رانش تبدیل می کند. همانطور که از شکل (ب) مشاهده می شود، جریان هوا در نازل موتور موشک به 2500 متر بر ثانیه می رسد و دما به 1350 درجه می رسد.
سوپرآلیاژهای موتور موشک را می توان در اصل با آلیاژهای موتورهای توربین هوانوردی استفاده کرد، اما در مقایسه با موتورهای هوانوردی، مواد موتور موشک دارای ویژگی های جدیدی هستند:
سوپرآلیاژهای تغییر شکل یافته مبتنی بر نیکل معمولاً 10%-25% عنصر کروم را اضافه می کنند تا اطمینان حاصل شود که آلیاژ دارای مقاومت خوردگی اکسیداتیو خوبی است، بنابراین آلیاژ مبتنی بر نیکل در واقع Ni-Cr به عنوان ماتریس است. علاوه بر این، برخی از آلیاژها عناصر Co(15%-20%)، Mo (حدود 15%) یا W (حدود 11%) را در محلول جامد Ni-Cr اضافه می کنند تا یک سوپرآلیاژ تغییر شکل سیستم سه تایی با Ni-Cr تشکیل شود. -Co، Ni-Cr-Mo، Ni-Cr-W به ترتیب به عنوان ماتریس. جدول 6 مارک ها، ترکیبات شیمیایی و دمای عملیاتی سوپرآلیاژهای تغییر شکل یافته مبتنی بر نیکل را نشان می دهد که معمولاً در چین استفاده می شود. شکل 6 روند توسعه کاربرد سوپرآلیاژ را بر روی پره ها و صفحات توربین نشان می دهد.
سوپرآلیاژ تغییر شکل مبتنی بر کبالت اساساً مبتنی بر سیستم سه تایی Co-Ni-Cr است و حاوی W، Mo، Nb، Ta و سایر عناصر تقویت کننده محلول جامد و عناصر تشکیل دهنده کاربید است. در مقایسه با سوپرآلیاژهای تغییر شکل یافته مبتنی بر نیکل، سرعت سخت شدن کار بیشتر است و کیفیت سطح قطعات پس از شکل‌دهی بهتر است، اما در فرآیند شکل‌دهی، معمولاً زمان‌های گرمایش کار گرم یا زمان‌های آنیل میانی تغییر شکل سرد بیشتر مورد نیاز است. تناژ تجهیزات شکل دهی پردازش نیز مورد نیاز است. سوپرآلیاژهای تغییر شکل یافته مبتنی بر کبالت دارای استحکام بالا و مقاومت در برابر خستگی حرارتی عالی، خوردگی حرارتی و مقاومت در برابر سایش زمانی هستند که بالاتر از 980 درجه باشند. با این حال، سوپرآلیاژهای تغییر شکل یافته مبتنی بر کبالت دارای کاربید به عنوان فاز تقویت کننده اصلی هستند و فاقد فاز تقویتی همگن هستند و استحکام بادوام آنها کمتر از سوپرآلیاژهای تغییر شکل یافته مبتنی بر نیکل در محدوده دمایی پایین و متوسط است. جدول 9 خواص مکانیکی دمای بالا سوپرآلیاژهای تغییر شکل یافته معمولی مبتنی بر کبالت را فهرست می کند.