高温合金专题报告：为高温而生(高温合金材料研究进展)
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高温合金专题报告：为高温而生
1.1.动力用高温合金-理论效率只与温度有关。
在卡诺循环中，当吸热量为Q1,放热量为Q2时，循环所作净功为W0Q1-Q2，根据卡诺循环的热熵曲线可得卡诺循环的热效率为：1-T2/T1。
喷口温度从1300K提升到1610K时，涡轮输出效率可从46.40%提升到51.60%。
这要求高温合金的升级换代，同时原来那些可以使用合金钢的零件，如压气机盘和叶片等，也需要使用高温合金。
中国是世界上最大的燃煤国，目前火电机组有相当多的部分为超高压、高压蒸汽参数机组。
而发展超临界和超超临界机组是提高煤炭利用率，降低环境污染的有效而经济的途径之一。
高温合金主要用作水堆蒸汽发生器传热管，元件格架和压紧弹簧以及高温气冷堆和部分快堆的过热器与再热器传热管等零部件。
对动力效率的追求，带来高温合金的不断发展，也带来高温合金需求的不断增加。
高温合金按合金的主要元素分为铁基高温合金、镍基。
镍基高温合金占比最高80%，铁基高温合金占14.3%，钴基高温合金占5.7%。
铁基高温合金使用温度较低（600850℃），一般用于发动机中工作温度较低的部位，如涡轮盘、机匣和轴等零件。
但铁基高温合金中温力学性能良好，与同类镍基合金相当或更优，加之价格便宜，热加工变形容易，所以铁基合金至今仍作为涡轮盘和涡轮叶片等材料在中温领域广泛使用。
镍基高温合金一般在600℃以上承受一定应力的条件下工作，它不但有良好的高温抗氧化和抗腐蚀能力，而且有较高的高温强度、蠕变强度和持久强度，以及良好的抗疲劳性能。
主要用于航天航空领域高温条件下工作的结构部件，如航空发动机的工作叶片、涡轮盘、燃烧室等。
镍基变形高温合金在发动机中主要用于涡轮盘和涡轮叶片，温度范围一般在650C-1000C。
镍基铸造高温合金在发动机中主要用于涡轮导向叶片，工作温度可达1100C以上，也可用于涡轮叶片，其所承温度低于相应导向叶片50-100C。
随着耐热合金工作温度越来越高，合金中的强化元素也越来越多，成分也越复杂，导致一些合金只能在铸态上使用，不能够热加工变形。
并且合金元素的增多使镍基合金凝固后成分偏析也严重，造成组织和性能的不均匀。
采用定向凝固工艺消除所有晶界的高温合金称为单晶高温合金。
晶界是金属内部各种畸变,缺陷和杂质聚集的地带，晶界在常温下强度高于晶体内部，但高温时易产生滑移。
当高温下晶界强度下降高于晶体内部时，金属强度会下降。
因此，采用定向凝固技术消除晶界，得到的单晶高温合金性能极好。
2.3.钴基高温合金：抗腐蚀等特殊领域前景广阔。
我国由于资源限制，目前研制了K40、GH188和L605等钴基合金，使用范围有限。
近年来，也涌现了许多新的钴基合金增材制造技术，如钴基激光增材制造技术、钴基电子束激光增材制造技术等。
增材制造技术是一种融合了计算机、材料和三维数字建模等内容的高新技术。
将增材制造技术和钴基高温合金实现有机结合，不仅能更便捷地制造出航空发动机中较为复杂的结构零部件，而且制造出的钴基高温合金零部件具有良好的耐热、耐磨和耐腐蚀性能。
由于涡轮理论效率仅与温度相关，要提升发动机推重比必须提升效率，要提升效率必须提升喷口温度。
两片一盘是指航空发动机中的涡轮叶片、导向器叶片及涡轮盘（加篦齿盘），是整个发动机中性能最高的部件，代表着高温合金的最高工艺和最高要求。
在发动机的高压涡轮中，涡轮叶片与导向叶片交错排列，一级导向器紧接燃烧室出口，导向叶片处于高温燃气流包围中，是发动机中温度最高的零件之一，最高温度可达1150C，温度高而且不均匀是其工作环境最重要的特点。
涡轮叶片尤其是一级涡轮叶片承受着由燃烧室经一级导向叶片流入的高温燃气的冲刷，温度要求也极高，最高温度可达1100C，同时处于复杂应力和腐蚀环境中工作。
涡轮盘是连接涡轮叶片和涡轮轴的部件，虽然温度要求比涡轮叶片和导向叶片稍低，但是综合性能要求更高。
材料须有强度高、疲劳性能优异、断裂韧性高、裂纹扩展速率低等优良性能。
3.1.叶片用高温合金：承温能力大幅提高。
目前我国在用的涡轮叶片单晶合金零件主要为DD403单晶实心涡轮工作叶片和DD406单晶高压涡轮空心工作叶片。
国外导向叶片除了定向柱晶，还采用了第一代和第二代单晶高温合金。
单晶高温合金消除了一切晶界，性能改善更加明显，使用温度较定向凝固柱晶合金提高约30C。
粉末高温合金涡轮盘是现代航空发动机的首选材料。
粉末合金晶粒细小，成分和性能均匀，目前涡轮盘已经发展到了第五代，粉末高温合金涡轮盘发展到第三代，发展趋势伴随着更高的蠕变强度，更低的疲劳裂纹扩展速率，和更长的热时寿命。
但是，粉末高温合金在制备过程中也会导致一定的缺陷，例如夹杂物、原始粉末晶粒边界碳化物和热油导孔洞等，严重的甚至会影响发动机的安全性，因此粉末高温合金的制备对缺陷控制的要求很高。
第一代涡喷发动机的核心材料是变形高温合金，核心材料工作温度650C，到第四代的涡扇发动机，核心材料工作温度已经达到了1200C，采用了单晶高温合金。
历代军机的换代一直伴随着发动机核心材料高温合金的升级。
对标亚洲地区重要空军力量驻日韩美军，若要形成局部对等战力，2025年中国空军或将全面升级，二代机全部淘汰，以四代机和五代机为主体，预计届时我国战斗机保有量或将达到2000台以上。
根据前瞻产业研究院发布的研究数据，目前发动机占军用飞机成本的25%，材料成本占发动机成本的50%，而高温合金占材料成本约35%。
按照十年服役期，每年新机200架，四代机，五代机各100架。
歼-10、歼-11、歼-15、歼16等四代机成本对标美军四代机成本；歼20等五代机成本对标美军五代机。
每年航空发动机的市场需求将达到50亿美元，带动的高温合金年均需求约为8.75亿美元。
高温合金材料研究进展
1、材料科学与工程前沿课程报告第二部分：高温合金专题学习报告学院：材料科学与工程学院专业：材料科学与工程姓名：XXXXX学号：XXXXX班级：XXXXX2012年11月19日高温合金材料研究进展摘要：本文主要是根据这学期在材料科学与工程前沿课上听了董建新教授讲关于高温合金相关的知识，然后通过调研，对国内外高温合金的研究发展现状有了一定的认识，本文主要介绍目前高温合金材料的研究进展和我校在相关方面的研究成果，并提出自己的见解，我国高温合金方面虽然有了很大的进步，但是和国际上的高温合金的研究还有差距，建立在仿制国外高温合金材料的基础上的创新并不是真正的创新，真正想要达到并超越国际水平，我们还有很长的路。
铸造镍基高温合金M963的显微组织研究
【摘要】：研究了经1650℃高温熔体处理后的铸造镍基高温合金M963在铸态和热处理态的显微组织,测定了其室温和高温拉伸性能。
结果表明,M963合金在铸态下具有良好的塑性,组织由固溶基体、析出相及分布在枝晶间的+共晶和细小骨架状MC碳化物组成;经1210℃35h空冷处理后,沿晶界、枝晶界析出方块状M6C碳化物,在晶内析出针状M6C碳化物,导致拉伸性能尤其是高温拉伸性能显著降低。
那么以上的内容就是关于高温合金专题报告：为高温而生的介绍了，高温合金材料研究进展是小编整理汇总而成，希望能给大家带来帮助。
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