液体火箭发动机中高温合金用于推力室作燃烧室喷注器面板;涡轮泵弯通,法兰盘,石墨舵紧固件等。液体火箭发动机中高温合金用于推力室做燃料室喷注器面板;涡轮泵弯通,法盘,石墨舵紧固件等。我国YF73和YF75采用GH3030合金丝编织网经18层重叠后再经轧制,烧结成多孔发散冷却面板制成燃烧室喷注面板。涡轮转子开始使用GH1040和GH2038A,后用GH4169整体锻造,轮盘机加工而成,叶片电解加工而成,克服了GH1040长试时变形过大问题。对比GH1040与GH4169合金性能可知,远程导弹发动机涡轮转子对材料的要求,在800℃398MPa20min符合要求为标准,GH4169可达30min组织性能稳定;GH1040则在800℃294MPa下只能保持6min,不能胜任使用要求。更有利:在-253℃至室温其强度增加392MPa-400MPa 塑性基本不变,低温冲击韧性较好。因此,GH4169用作涡轮转子,轴,轴套,紧固件等重要承力件的材料。
美国液体火箭发动机涡轮转子材料主要有进气管,涡轮叶片和轮盘。我国多采用GH1131合金,涡轮叶片依工作温度而定,先后应采用Inconelx、Alloy713c、Astroloy和Mar-M246;轮盘材料有Inconel718、Waspaloy等,我国多采用GH4169、GH4141整体涡轮,发动机轴用GH2038A。
导弹与运载火箭姿态控制的小型液体火箭,一般推力小(0.02N-2000N),脉冲起动数次数十万次,最小脉冲宽度几毫米秒,总工作时间5年-10年,要求可靠性高,其喷管延伸段采用辐射冷却的单层结构,结构简单,质量轻,燃烧温度高,推力室一般选用铌基合金NbHf10-1,为改善使用性能采用表面喷涂抗氧化涂层。使用温度1100℃-1600℃,通常采用液膜冷却保护燃烧室内壁。美国采用铼铱合金燃烧室+抗氧化涂层,可取消液膜冷却,性能明显提高,相继研制成功22N 66N 和445N姿态发动机燃烧室,投入使用后使卫星和飞船有效负荷增加20㎏—100㎏。
新一代运载火箭发动机需研制应用大幅度减轻结构重量的新型高温合金,用Ti—Al基合金代替部分镍基合金。用GH4169制造泵壳体和低膨胀合金。
随着航天航空事业的不断发展,为了满足各种飞行任务的需要,对于高温合金领域的材料提出了更高的要求。这就要求我们不断的向先进国家学习,并且通过自身不断的实践和创新,为我国国防科技发展贡献力量。
高温合金又叫热强合金。按基体组织材料可分为三类:铁基镍基和铬基。按生产方式可分为变形高温合金和铸造高温合金。
它是航空航天领域中不可或缺的原材。它是航天,航空制造发动机高温部分的关键材料。主要用于制造燃烧室,涡轮叶片,导向叶片,压气机与涡轮盘,涡轮机匣等部位。使用温度范围在600℃-1200℃,受力与环境条件随使用零件所在部分不同而异,对合金的力学,物理,化学性能有严格的要求,是发动机的性能,可靠性与寿命的决定性因素。因此高温合金是各发达国家航空航天,国防领域中的研究重点项目之一。
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