Обеспечение высокого качества литых заготовок современных сложнолегированных жаропрочных никелевых сплавов

Современные жаропрочные никелевые сплавы, предназначенные для работы в последних ступенях компрессоров, в турбинах авиационных и ракетных двигателей, а также в газотурбинных установках, являются одним из наиболее важных объектов применения, обеспечивающих весьма высокие температурно-скоростные параметры полёта и одновременно энергетическую и экономическую эффективность в процессе эксплуатации в течение всего заданного ресурса.

Повышение жаропрочности никелевых сплавов последних поколений достигается наиболее высоким и одновременно оптимальным с позиций обеспечения условий отсутствия в структуре охрупчивающих ТПУ-соединений содержанием таких тугоплавких элементов, как вольфрам, молибден, ниобий, тантал, рений и др., в сравнении со сплавами предыдущих поколений.

Легирование литейных жаропрочных никелевых сплавов рением и рутением позволило заметно повысить характеристики их длительной прочности, однако при этом весьма важным является получение высококачественных шихтовых заготовок и отливок из них, что гарантирует стабильность структуры и свойств, высокую технологичность и выход годных отливок.

Создание самых современных высокоресурсных авиационных ГТД, а также стационарных ГТУ энергетического и газоперекачивающего назначения невозможно без применения в них лопаток с монокристаллической структурой. Наряду с высокими жаропрочными свойствами такие лопатки отличаются повышенной термостабильностью и более медленным темпом разупрочнения металла при эксплуатации, а также повышенной механической и термической усталостью. Такое уникальное сочетание различных свойств в монокристаллах позволяет их эффективно использовать, прежде всего, в перспективных ГТД в качестве материала лопаток турбины для работы в условиях сверхвысоких температур и напряжений.

В процессе проведения исследований, связанных с созданием двигателей 5-го поколения, разработано новое поколение сверхжаропрочных монокристаллических никелевых сплавов (безуглеродистых, рений- и рутенийсодержащих, интерметаллидных), способных работать при температуре газа 2000–2200 К, что на 100–150 К выше температуры газа в современных ГТД. Такое существенное повышение температуры газа в турбине особенно важно для создания новых авиационных двигателей, поскольку позволяет увеличить тягу двигателя на 15–20 % и ресурс его работы в 2–3 раза, а также скорость и дальность полёта самолёта, его грузоподъёмность.