一.超合金の航空エンジンへの応用
タービン エンジンのワークフロー: エンジンが始動すると、空気は入口からコンプレッサーに入り、加圧されて燃焼室に入り、燃料噴射ノズルから放出された燃料と混合して均一な混合気を形成し、内部ですぐに点火して燃焼します。燃焼室で発生する高温ガスはガイドを通ってタービンに流れ込み、タービンは高温高圧のガスの流れの下で高速回転します（常用回転数は1100r/minに達する場合もあります）。 タービンからのガスはテールノズルから噴出され、推力が発生します。 振動、気流の侵食、特に回転による遠心効果により、航空機エンジンの高温部分はより大きな応力にさらされ、ガスには酸素、水蒸気、SO2、H2Sなどの腐食性ガスが多く含まれます。 、高温部品の酸化と腐食に役割を果たします。 軍用機であれ、民間機であれ、構造的および機能的性能に加えて、安全性と安定性も必要とされるため、最新のエンジンには、高い推力重量比、高温、高圧比などの性能に加えて、信頼性、耐久性、保守性の厳しい要件があります。
超合金は高い熱安定性と熱強度を有し、高温での優れた耐食性と耐酸化性を備えています。 これは、航空タービンエンジンのホットエンド部品の製造に不可欠な主要材料であり、主にタービンディスク、タービンガイドブレード、タービン作業ブレード、燃焼室、アフターバーナー部品などのタービンホットエンド部品の製造に使用されます。 最新の高度な航空機エンジンでは、超合金材料の量がエンジン全体の 40%-60% を占めています。
燃焼室はエンジン部品の作動温度が最も高い領域であり、燃焼室内のガス温度が1500-2000℃に達すると、燃焼室壁の合金の温度は800〜900℃に達し、局部的な温度が上昇します。燃焼室として使用される合金は、特に離陸時、加速時、駐機時に熱応力とガス衝撃力を受け、温度変化はさらに激しくなります。 加熱と冷却が繰り返されるため、燃焼室には変形、反り、端部の熱疲労亀裂が発生することがよくあります。
近年、燃焼室で使用される超合金のほとんどは、W、Mo、Nb、その他の固溶強化元素を多く含む固溶強化合金であり、高温強度、良好な成形および溶接性能を備えています。 代表的なブランドは、GH1140、GH3030、GH3039、GH3333、GH3018、GH3022、GH3044、GH3128、GH3170などです。
ガイドブレードは燃焼室からのガスの流れの方向を調整する部品で、ガイドとも呼ばれます。 タービンエンジンの中でも熱影響の大きい部品の一つです。 特に燃焼室が均一でなく、動作が良好でない場合、ガイドブレードはより大きな熱負荷にさらされ、最新のタービンエンジンのガイドブレードの動作温度は1100度に達することがあります。 熱応力によって生じる歪み、急激な温度変化によって生じる熱疲労亀裂、および局所的な焼けは、動作中のガイドブレードの主な欠陥です。
ガイドブレードとして使用される合金のほとんどは精密鋳造プロセスで製造されており、W、Mo、Nb、Al、Ti、その他の固溶強化元素および時効強化元素を合金にさらに添加することができ、合金中のCおよびBの含有量は高くなります。この合金は、変形した高温合金よりも高い。 一部のガイドブレードは時効強化シートから直接溶接されています。 高度な航空エンジンは主に中空鋳造ブレードを使用しており、冷却効果が高く、使用温度が上昇する可能性があります。 国産ガイドベーン合金の使用温度は000〜1050度に達することができ、代表的なK214精密鋳造合金、K233、K406、K417、K403、K409、K408、K423Bなどです。
エンジンの発展に伴い、エンジンのタービンディスク温度のさらなる上昇に対応するため、ガイドブレードの構造も変更され、GH5605やGH5188の採用が試みられています。 変形した超合金シートの溶接積層構造をガイドブレードとして使用します。
タービンブレードは、高い作動温度と、回転中の大きな遠心応力、振動応力、熱応力、気流浸食力を伴う航空エンジンの最も過酷な部品です。 翼本体の引張応力は約140MPa、翼根元の平均応力は280-560MPaです。 刃の本体と根元部分の温度はそれぞれ約650-980度、760度です。 先進的な航空エンジンのガス入口温度は 1380 度に達し、推力は 226kN に達しました。 GH4033、GH4037 GH4143、GH4049、GH4151、GH4118、GH4220 などの代表的なものは、750-950 度で使用できます。 新しい機械の開発や古い機械の改造では、タービンブレードの製造に超合金の鋳造が使用されます。 鋳造合金の代表的なグレードは、K403、K417、K417G、K418、K403、K405、K4002などです。
タービンディスクは航空エンジン部品の中で最大の質量を占め、単体の質量は50kg以上、大型のタービンディスクの単体質量は数百kgに達します。 タービンディスク工房では、一般的なリム温度は 550-650 ℃に達することがありますが、ホイール中心温度はわずか約 300 ℃であり、タービンディスク全体の温度差は非常に大きくなります。 このため、径方向に大きな熱応力が発生する。 タービンブレードは正転時は高速回転し、大きな遠心力がかかります。 ほぞ歯部にかかる応力は引張応力やねじり応力などより複雑で、始動時と停止時に高応力かつ低サイクル疲労を形成します。
タービンディスク用の変形超合金、1 つのタイプは鉄ニッケルベースの超合金で、典型的な合金グレードは GH2132、GH2135、GH2901、GH4761 などで、動作温度は 650 度以下です。 別の種類のニッケル基超合金、典型的なブランド GH4196、GH4133、GH4133B、GH4033A、GH4698 など、使用温度は 700 ~ 800 度に達することができます。
2.超合金のロケットエンジンへの応用
キャリアロケットは、さまざまな宇宙船を宇宙軌道に送り込むための乗り物であり、宇宙分野の超合金は主に推力キャリアロケットエンジンに使用されています。 図2は液体燃料ロケットエンジンとその構造の模式図であり、推進剤タンクや機体内の反応物質（推進剤）を高速の噴流に変えて推力を発生させます。 図(b)から分かるように、ロケットエンジンのノズルでの空気の流れは2500m/sに達し、温度は1350度にも達します。
ロケット エンジンの超合金は、原則として航空タービン エンジンの合金と併用できますが、航空エンジンと比較して、ロケット エンジンの材料にはいくつかの新しい特性があります。
ニッケル基の変形超合金は通常、合金の良好な耐酸化腐食性を確保するために 10%-25% の Cr 元素を添加するため、ニッケル基合金は実際にはマトリックスとして Ni-Cr になります。 さらに、一部の合金は、Ni-Cr固溶体に元素Co(15%-20%)、Mo(約15%)、またはW(約11%)を添加して、Ni-Crを含む三元系変形超合金を形成します。マトリックスとしてそれぞれ -Co、Ni-Cr-Mo、Ni-Cr-W。 表 6 に、中国で一般的に使用されているニッケル基変形超合金の銘柄、化学組成、および使用温度を示します。 図6は、タービンブレードとプラッターへの超合金応用の開発傾向を示しています。
コバルトベースの変形超合金は基本的に Co-Ni-Cr 三元系に基づいており、W、Mo、Nb、Ta およびその他の固溶体強化元素と炭化物形成元素が含まれています。 ニッケル基変形超合金と比較して加工硬化率が大きく、成形後の部品の表面品質は良好ですが、一般に成形工程では熱間加工の加熱時間や冷間加工の中間焼鈍時間が長く必要となり、加工成形設備のトン数も必要です。 コバルト基変形超合金は強度が高く、980 度以上での耐熱疲労性、耐熱腐食性、耐摩耗性に優れています。 しかし、コバルト基変形超合金は炭化物を主な強化相とし、均一強化相を持たないため、低中温域での耐久強度はニッケル基変形超合金に比べて低くなります。 表 9 に、代表的なコバルト基変形超合金の高温機械的特性を示します。