Habang tumaas ang mga kinakailangan sa pagganap para sa sasakyang panghimpapawid para sa transportasyon, militar, produksyon at iba pang mga layunin, hindi na matugunan ng mga pinakaunang piston engine ang mga pangangailangan ng high-speed flight. Samakatuwid, mula noong 1950s, ang mga gas turbine engine ay unti-unting naging mainstream.
Noong 1928, itinuro ni Sir Frank Whittle ng United Kingdom sa kanyang tesis sa pagtatapos na "Future Development in Aircraft Design" habang nag-aaral sa akademya ng militar na sa ilalim ng teknikal na kaalaman sa panahong iyon, ang hinaharap na pag-unlad ng mga makina ng propeller ay hindi maaaring umangkop sa mga pangangailangan. ng mataas na altitude o bilis ng paglipad na higit sa 800km/h. Una niyang iminungkahi ang konsepto ng tinatawag na ngayon na jet engine (motor engine): ang naka-compress na hangin ay ibinibigay sa combustion chamber (combustion) sa pamamagitan ng isang tradisyonal na piston, at ang mataas na temperatura na gas na nabuo ay direktang ginagamit upang itulak ang paglipad, na maaaring maituturing na propeller engine kasama ang disenyo ng combustion chamber. Sa kasunod na pananaliksik, tinalikuran niya ang ideya ng paggamit ng mabigat at hindi mahusay na piston at iminungkahi ang paggamit ng turbine (turbine) upang magbigay ng naka-compress na hangin sa combustion chamber, at ang kapangyarihan ng turbine ay nakuha mula sa mataas na temperatura na maubos na gas. Noong 1930, nag-apply si Whittle para sa isang patent, at noong 1937, binuo niya ang unang centrifugal turbojet engine sa mundo, na opisyal na ginamit sa Gloster E.28/39 aircraft noong 1941. Simula noon, ang mga gas turbine engine ay nangibabaw sa kapangyarihan ng aviation at isang mahalagang simbolo ng siyentipiko at teknolohikal na antas ng industriya at komprehensibong pambansang lakas.
Ang mga makina ng sasakyang panghimpapawid ay maaaring nahahati sa apat na pangunahing uri ayon sa kanilang mga gamit at katangian ng istruktura: mga turbojet engine, turbofan engine, turboshaft engine, at turboprop engine:
Ang mga aviation gas turbine engine ay tinutukoy bilang mga turbojet engine, na siyang pinakaunang mga gas turbine engine na ginamit. Mula sa pananaw ng paraan ng pagbuo ng thrust, ang mga turbojet engine ang pinakasimple at pinakadirektang makina. Ang pangangatwiran ay umaasa sa puwersa ng reaksyon na nabuo ng high-speed injection ng vortex. Gayunpaman, ang high-speed airflow ay nag-aalis ng maraming init at kinetic energy sa parehong oras, na nagdudulot ng malaking pagkawala ng enerhiya.
Hinahati ng turbofan engine ang hangin na dumadaloy sa makina sa dalawang landas: ang inner duct at ang panlabas na duct, na nagpapataas ng kabuuang daloy ng hangin at binabawasan ang exhaust temperature at bilis ng inner duct airflow.
Ang mga turboshaft at turboprop engine ay hindi gumagawa ng thrust sa pamamagitan ng airflow injection, kaya ang temperatura at bilis ng tambutso ay lubhang nababawasan, ang thermal efficiency ay medyo mataas, at ang engine fuel consumption rate ay mababa, na angkop para sa long-range na sasakyang panghimpapawid. Ang bilis ng propeller sa pangkalahatan ay hindi nagbabago, at iba't ibang mga thrust ay nakuha sa pamamagitan ng pagsasaayos ng anggulo ng talim.
Ang propfan engine ay isang makina sa pagitan ng turboprop at turbofan engine. Maaari itong hatiin sa mga propfan engine na may ducted propeller case at propfan engine na walang ducted propeller case. Ang propfan engine ay ang pinaka-mapagkumpitensyang bagong energy-saving engine na angkop para sa subsonic na paglipad.
Ang mga makina ng civil aerospace ay dumaan sa higit sa kalahating siglo ng pag-unlad. Ang istraktura ng makina ay nagbago mula sa maagang centrifugal turbine engine hanggang sa single-rotor axial flow engine, mula sa twin-rotor turbojet engine hanggang sa mababang bypass ratio na turbofan engine, at pagkatapos ay sa high bypass ratio turbofan engine. Ang istraktura ay patuloy na na-optimize sa pagtugis ng kahusayan at pagiging maaasahan. Ang temperatura ng turbine inlet ay 1200-1300K lamang sa unang henerasyon ng mga turbojet engine noong 1940s at 1950s. Tumaas ito ng humigit-kumulang 200K sa bawat pag-upgrade ng sasakyang panghimpapawid. Pagsapit ng 1980s, umabot sa 1800-2000K[1] ang turbine inlet temperature ng ikaapat na henerasyong advanced fighter jet.
Ang prinsipyo ng centrifugal air compressor ay ang impeller ay nagtutulak sa gas upang paikutin sa mataas na bilis, upang ang gas ay bumubuo ng sentripugal na puwersa. Dahil sa pagpapalawak ng presyon ng daloy ng gas sa impeller, ang daloy ng rate at presyon ng gas pagkatapos na dumaan sa impeller ay nadagdagan, at ang naka-compress na hangin ay patuloy na ginagawa. Mayroon itong maikling sukat ng ehe at isang mataas na ratio ng presyon ng solong yugto. Ang Axialflow air compressor ay isang compressor kung saan ang daloy ng hangin ay karaniwang dumadaloy parallel sa axis ng umiikot na impeller. Ang axial flow compressor ay binubuo ng maraming yugto, ang bawat yugto ay naglalaman ng isang hilera ng rotor blades at isang kasunod na hilera ng stator blades. Ang rotor ay ang gumaganang blades at ang gulong, at ang stator ay ang gabay. Ang hangin ay unang pinabilis ng mga rotor blades, binabawasan ang bilis at pinipiga sa stator blade channel, at paulit-ulit sa multi-stage blades hanggang ang kabuuang ratio ng presyon ay umabot sa kinakailangang antas. Ang axial flow compressor ay may maliit na diameter, na maginhawa para sa multi-stage na paggamit ng tandem upang makakuha ng mas mataas na ratio ng presyon.
Karaniwang ginagamit ng mga Turbofan engine ang bypass ratio, engine pressure ratio, turbine inlet temperature, at fan pressure ratio bilang mga parameter ng disenyo:
Bypass ratio (BPR): Ang ratio ng masa ng gas na dumadaloy sa mga outlet duct sa masa ng gas na dumadaloy sa mga panloob na duct sa engine. Ang rotor sa harap ng isang turbojet engine ay karaniwang tinatawag na low-pressure compressor, at ang rotor sa harap ng isang turbofan engine ay karaniwang tinatawag na fan. Ang may presyon na gas na dumadaan sa low-pressure compressor ay dumadaan sa lahat ng bahagi ng turbojet engine; ang gas na dumadaan sa fan ay nahahati sa panloob at panlabas na mga duct. Mula nang lumitaw ang mga turbofan engine, ang BPR ay tumataas, at ang trend na ito ay partikular na nakikita sa mga civil turbofan engine.
Engine pressure ratio (EPR): Ang ratio ng kabuuang pressure sa nozzle outlet sa kabuuang pressure sa compressor inlet.
Turbine inlet emperature: Ang temperatura ng combustion chamber exhaust kapag ito ay pumasok sa turbine.
Fan compression ratio: Tinutukoy din bilang compression ratio, ang ratio ng gas pressure sa compressor outlet sa gas pressure sa inlet.
Dalawang kahusayan:
Thermal efficiency: Isang sukatan kung gaano kahusay ang pag-convert ng isang makina sa enerhiya ng init na nabuo sa pamamagitan ng pagkasunog sa mekanikal na enerhiya.
Propulsion efficiency: Isang sukat ng proporsyon ng mekanikal na enerhiya na nalilikha ng makina na ginagamit upang itulak ang sasakyang panghimpapawid.
Noong 1970s, ang Estados Unidos ang unang gumamit ng PWA1422 directional solidification blades sa mga makina ng sasakyang panghimpapawid ng militar at sibilyan.
Pagkatapos ng 1980s, ang thrust-to-weight ratio ng third-generation engine ay tumaas sa higit sa 8, at ang mga turbine blades ay nagsimulang gumamit ng unang henerasyong SX, PWA1480, RenéN4, CMSX-2 at DD3 ng China. Ang kapasidad na nagdadala ng temperatura nito ay 80K na mas mataas kaysa sa pinakamahusay na directional solidification casting high-temperature alloy na PWA1422. Mga kalamangan. Kaisa ng film cooling single-channel hollow technology, ang operating temperature ng turbine blades ay umabot sa 1600-1750K. .
Ang ika-apat na henerasyong turbofan engine ay gumagamit ng pangalawang henerasyong SXPWA1484, RenéN5, CMSX-4, at DD6. Sa pamamagitan ng pagdaragdag ng mga elemento ng Re at multi-channel na high-pressure air cooling technology, ang operating temperature ng turbine blades ay umabot sa 1800K-2000K. Sa 2000K at 100h Ang pangmatagalang lakas ay umabot sa 140MPa.
Ang ikatlong henerasyong SX na binuo pagkatapos ng 1990s ay kinabibilangan ng RenéN6, CMRX-10, at DD9, na may napakalinaw na mga pakinabang ng lakas ng creep kaysa sa pangalawang henerasyong SX. Sa ilalim ng proteksyon ng mga kumplikadong cooling channel at thermal barrier coatings, ang temperatura ng inlet ng turbine na kayang tiisin nito ay umabot sa 3000K. Ang intermetallic compound alloy na ginagamit sa mga blades ay umaabot sa 2200K, at ang 100h na pangmatagalang lakas ay umaabot sa 100MPa.
Kasalukuyang nasa ilalim ng pag-unlad ay ang ikaapat na henerasyong SX na kinakatawan ng MC-NG[4], TMS-138, atbp., at ang ikalimang henerasyong SX na kinakatawan ng TMS-162, atbp. Ang komposisyon nito ay nailalarawan sa pamamagitan ng pagdaragdag ng mga bagong elemento ng bihirang lupa tulad ng bilang Ru at Pt, na makabuluhang nagpapabuti sa pagganap ng high-temperature creep ng SX. Ang temperatura ng pagtatrabaho ng fifth-generation high-temperature alloy ay umabot sa 1150°C, na malapit sa theoretical limit operating temperature na 1226°C.
3.1 Mga katangian ng komposisyon at komposisyon ng bahagi ng mga solong kristal na superalloy na nakabatay sa nikel
Ayon sa uri ng mga elemento ng matrix, ang mga high-temperature na haluang metal ay maaaring nahahati sa iron-based, nickel-based, at cobalt-based, at higit pang nahahati sa casting, forging, at powder metallurgy macrostructures. Ang mga alloy na nakabase sa nikel ay may mas mahusay na pagganap sa mataas na temperatura kaysa sa iba pang dalawang uri ng mga haluang metal na may mataas na temperatura at maaaring gumana nang mahabang panahon sa malupit na mga kapaligiran na may mataas na temperatura.
Ang mga haluang metal na nakabatay sa nikel na may mataas na temperatura ay naglalaman ng hindi bababa sa 50% Ni. Ang kanilang istraktura ng FCC ay ginagawa silang lubos na katugma sa ilang mga elemento ng alloying. Ang bilang ng mga elemento ng alloying na idinagdag sa panahon ng proseso ng disenyo ay madalas na lumampas sa 10. Ang pagkakapareho ng mga idinagdag na elemento ng alloying ay inuri bilang mga sumusunod: (1) Ni, Co, Fe, Cr, Ru, Re, Mo, at W ay mga first-class na elemento , na nagsisilbing austenite stabilizing elements; (2) Ang Al, Ti, Ta, at Nb ay may mas malaking atomic radii, na nagtataguyod ng pagbuo ng mga yugto ng pagpapalakas tulad ng tambalang Ni3 (Al, Ti, Ta, Nb), at mga elemento ng pangalawang klase; (3) Ang B, C, at Zr ay mga elemento ng ikatlong klase. Ang kanilang atomic na sukat ay mas maliit kaysa sa Ni atoms, at sila ay madaling ihiwalay sa mga hangganan ng butil ng γ phase, na gumaganap ng isang papel sa pagpapalakas ng hangganan ng butil [14].
Ang mga phase ng nickel-based single crystal high-temperature alloy ay pangunahin: γ phase, γ' phase, carbide phase, at topological close-packed phase (TCP phase).
γ phase: Ang γ phase ay isang austenite phase na may kristal na istraktura ng FCC, na isang solidong solusyon na nabuo ng mga elemento tulad ng Cr, Mo, Co, W, at Re na natunaw sa nickel.
γ' phase: Ang γ' phase ay isang Ni3(Al, Ti) intermetallic compound ng FCC, na nabuo bilang precipitation phase at nagpapanatili ng isang tiyak na pagkakaugnay at mismatch sa matrix phase, at mayaman sa Al, Ti, Ta at iba pa elemento.
Carbide phase: Simula sa ikalawang henerasyon ng nickel-based SX, isang maliit na halaga ng C ang idinagdag, na nagreresulta sa paglitaw ng mga carbide. Ang isang maliit na halaga ng mga carbide ay nakakalat sa matrix, na nagpapabuti sa mataas na temperatura na pagganap ng haluang metal sa isang tiyak na lawak. Ito ay karaniwang nahahati sa tatlong uri: MC, M23C6, at M6C.
TCP phase: Sa kaso ng pagtanda ng serbisyo, ang mga sobrang refractory na elemento gaya ng Cr, Mo, W, at Re ay nagtataguyod ng pag-ulan ng TCP phase. Ang TCP ay karaniwang nabuo sa anyo ng isang plato. Ang istraktura ng plate ay may negatibong epekto sa ductility, creep, at fatigue properties. Ang TCP phase ay isa sa mga pinagmumulan ng crack ng creep rupture.
Mekanismo ng Pagpapalakas
Ang lakas ng mga superalloy na nakabatay sa nickel ay nagmumula sa pagsasama ng maraming mekanismo ng hardening, kabilang ang solid solution strengthening, precipitation strengthening, at heat treatment upang mapataas ang dislocation density at bumuo ng dislocation substructure upang magbigay ng pagpapalakas.
Ang solid solution hardening ay upang mapabuti ang pangunahing lakas sa pamamagitan ng pagdaragdag ng iba't ibang natutunaw na elemento, kabilang ang Cr, W, Co, Mo, Re, at Ru.
Ang magkakaibang atomic radii ay humahantong sa isang tiyak na antas ng atomic lattice distortion, na pumipigil sa paggalaw ng dislokasyon. Ang pagpapalakas ng solidong solusyon ay tumataas sa pagtaas ng pagkakaiba sa laki ng atom.
Ang pagpapalakas ng solidong solusyon ay mayroon ding epekto ng pagbabawas ng stacking fault energy (SFE), higit sa lahat ay pinipigilan ang dislocation cross slip, na siyang pangunahing mode ng pagpapapangit ng mga di-ideal na kristal sa mataas na temperatura.
Ang mga atomic cluster o short-range order microstructures ay isa pang mekanismo na tumutulong upang makakuha ng pagpapalakas sa pamamagitan ng solidong solusyon. Re atoms sa SX segregate sa tensile stress region ng dislocation core sa γ/γ' interface, na bumubuo ng "Cottrell atmosphere", na epektibong pumipigil sa dislocation movement at crack propagation. (Ang mga solute na atom ay puro sa tensile stress area ng mga dislokasyon ng gilid, binabawasan ang pagbaluktot ng sala-sala, bumubuo ng istraktura ng Coriolis gas, at gumagawa ng isang malakas na solidong epekto ng pagpapalakas ng solusyon. Tumataas ang epekto sa pagtaas ng konsentrasyon ng solute atom at pagtaas ng laki pagkakaiba)
Ang Re, W, Mo, Ru, Cr, at Co ay epektibong nagpapalakas sa yugto ng γ. Ang solidong pagpapalakas ng solusyon ng γ matrix ay gumaganap ng napakahalagang papel sa creep strength ng nickel-based high-temperature alloys.
Ang epekto ng pagpapatigas ng ulan ay apektado ng dami ng bahagi at laki ng bahagi ng γ'. Ang layunin ng pag-optimize ng komposisyon ng mga haluang metal na may mataas na temperatura ay higit sa lahat upang mapataas ang bahagi ng volume ng bahagi ng γ' at mapabuti ang mga mekanikal na katangian. Maaaring maglaman ng 65%-75% ng γ' phase ang SX high-temperature alloys, na nagreresulta sa magandang creep strength. Kinakatawan nito ang kapaki-pakinabang na pinakamataas na halaga ng pagpapalakas na epekto ng interface ng γ/γ, at ang karagdagang pagtaas ay hahantong sa isang makabuluhang pagbaba sa lakas. Ang creep strength ng high-temperature alloy na may mataas na γ' phase volume fraction ay apektado ng laki ng γ' phase particle. Kapag ang γ' phase size ay maliit, ang mga dislokasyon ay may posibilidad na umakyat sa paligid nito, na nagreresulta sa pagbaba ng lakas ng creep. Kapag ang mga dislokasyon ay pinilit na putulin ang γ' phase, ang lakas ng creep ay umabot sa pinakamataas nito. Habang tumataas ang laki ng mga bahagi ng γ, ang mga dislokasyon ay may posibilidad na yumuko sa pagitan ng mga ito, na nagreresulta sa pagbaba ng lakas ng paggapang [14].
Mayroong tatlong pangunahing mekanismo ng pagpapalakas ng ulan:
Lattice mismatch strengthening: γ' phase ay dispersed at precipitated sa γ phase matrix sa isang magkakaugnay na paraan. Parehong mga istruktura ng FCC. Ang sala-sala mismatch ay sumasalamin sa katatagan at estado ng stress ng magkakaugnay na interface sa pagitan ng dalawang phase. Ang pinakamagandang kaso ay ang matrix at ang precipitated phase ay may parehong kristal na istraktura at mga parameter ng sala-sala ng parehong geometry, upang mas maraming precipitated phase ang mapunan sa γ phase. Ang mismatch range ng nickel-based high-temperature alloys ay 0~±1%. Ang Re at Ru ay malinaw na nakahiwalay sa γ phase. Ang pagtaas ng Re at Ru ay nagpapataas ng sala-sala mismatch.
Pagpapalakas ng order: Ang pagputol ng dislokasyon ay magdudulot ng kaguluhan sa pagitan ng matrix at ng precipitated phase, na nangangailangan ng mas maraming enerhiya
Dislocation bypass mechanism: tinatawag na Orowan mechanism (Orowan bowing), ito ay isang mekanismo ng pagpapalakas kung saan ang precipitated phase sa metal matrix ay humahadlang sa dislokasyon sa paggalaw mula sa patuloy na paggalaw. Pangunahing prinsipyo: Kapag ang gumagalaw na dislokasyon ay nakatagpo ng isang particle, hindi ito makakadaan, na nagreresulta sa pag-bypass na pag-uugali, paglaki ng linya ng dislokasyon, at ang kinakailangang puwersa sa pagmamaneho, na nagreresulta sa pagpapalakas na epekto.
3.3 Pagbuo ng mataas na temperatura na mga paraan ng paghahagis ng haluang metal
Ang pinakamaagang haluang metal na ginamit sa mga kapaligirang may mataas na temperatura ay maaaring masubaybayan sa pag-imbento ng Nichrome noong 1906. Ang paglitaw ng mga turbo compressor at mga gas turbine engine ay nagpasigla sa malaking pag-unlad ng mga haluang metal na may mataas na temperatura. Ang mga blades ng unang henerasyon ng mga gas turbine engine ay ginawa sa pamamagitan ng extrusion at forging, na malinaw naman ay may mga limitasyon sa panahon. Sa kasalukuyan, ang mga high-temperature na haluang turbine blades ay kadalasang ginagawa sa pamamagitan ng investment casting, partikular ang directional solidification (DS). Ang DS method ay unang naimbento ng Versnyder team ng Pratt & Whitney sa United States noong 1970s [3]. Sa mga dekada ng pag-unlad, ang ginustong materyal para sa mga blades ng turbine ay nagbago mula sa mga equiaxed na kristal tungo sa mga columnar na kristal, at pagkatapos ay na-optimize sa mga solong kristal na high-temperature na materyales na haluang metal.
Ang teknolohiya ng DS ay ginagamit upang makagawa ng columnar core alloy na mga bahagi ng SX, na makabuluhang nagpapabuti sa ductility at thermal shock resistance ng mga high-temperature alloy. Tinitiyak ng teknolohiya ng DS na ang mga ginawang columnar crystal ay may [001] na oryentasyon, na kahanay sa pangunahing stress axis ng bahagi, sa halip na isang random na oryentasyong kristal. Sa prinsipyo, kailangang tiyakin ng DS na ang solidification ng molten metal sa casting ay isinasagawa gamit ang likidong feed metal na palaging nasa isang solidong estado lamang.
Ang paghahagis ng mga columnar crystal ay kailangang matugunan ang dalawang kundisyon: (1) Ang one-way na daloy ng init ay nagsisiguro na ang solid-liquid interface sa growth point ng butil ay gumagalaw sa isang direksyon; (2) Dapat ay walang nucleation sa harap ng gumagalaw na direksyon ng solid-liquid interface.
Dahil ang bali ng talim ay kadalasang nangyayari sa mataas na temperatura na mahina na istraktura ng hangganan ng butil, upang maalis ang hangganan ng butil, ang isang solidification mold na may "grain selector" na istraktura ay ginagamit sa panahon ng direksyon ng proseso ng solidification. Ang cross-sectional na laki ng istraktura na ito ay malapit sa laki ng butil, kaya na isang solong mahusay na lumago na butil lamang ang pumapasok sa mold cavity ng casting, at pagkatapos ay patuloy na lumalaki sa anyo ng isang solong kristal hanggang sa ang buong talim ay binubuo ng isang butil lang.
Ang tagapili ng kristal ay maaaring nahahati sa dalawang bahagi: ang panimulang bloke at ang spiral:
Sa simula ng proseso ng DS, ang mga butil ay nagsisimulang mag-nucleate sa ilalim ng panimulang bloke. Sa unang yugto ng paglaki ng butil, malaki ang bilang, maliit ang sukat, at malaki ang pagkakaiba ng oryentasyon. Ang mapagkumpitensyang pag-uugali ng paglago sa pagitan ng mga butil ay nangingibabaw, at ang geometric na pagharang na epekto ng dingding sa gilid ay mahina. Sa oras na ito, ang epekto ng orientation optimization ay halata; kapag tumaas ang taas ng mga butil sa panimulang bloke, bumababa ang bilang ng mga butil, tumataas ang laki, at malapit na ang oryentasyon. Ang mapagkumpitensyang pag-uugali ng paglago sa pagitan ng mga butil ay bumababa, at ang geometric blocking effect ng side wall ay nangingibabaw, na tinitiyak na ang kristal na direksyon ay maaaring patuloy na ma-optimize, ngunit ang orientation optimization effect ay humina. Sa pamamagitan ng pagbabawas ng radius ng panimulang bloke at pagtaas ng taas ng panimulang bloke, ang oryentasyon ng mga butil na pumapasok sa spiral section ay maaaring epektibong ma-optimize. Gayunpaman, ang pagtaas ng haba ng panimulang bloke ay magpapaikli sa epektibong espasyo sa paglago ng paghahagis, at magbibigay sa iyo ng ikot ng produksyon at gastos sa paghahanda. Samakatuwid, ito ay kinakailangan upang makatwirang disenyo ng geometric na istraktura ng substrate.
Ang pangunahing pag-andar ng spiral ay upang mahusay na pumili ng mga solong kristal, at ang kakayahang i-optimize ang oryentasyon ng butil ay mahina. Kapag ang proseso ng DS ay isinasagawa sa isang spiral, ang curved channel ay nagbibigay ng puwang para sa paglago ng dendrite branch, at ang pangalawang dendrite ng mga butil ay sumusulong sa direksyon ng linya ng liquidus. Ang mga butil ay may malakas na lateral development trend, at ang oryentasyon ng mga butil ay nasa pabagu-bagong estado, na may mahinang epekto sa pag-optimize. Samakatuwid, ang pagpili ng mga butil sa spiral ay higit sa lahat ay nakasalalay sa geometric restriction advantage, competitive growth advantage, at spatial expansion advantage ng mga butil sa spiral segment [7], kaysa sa growth advantage ng ginustong oryentasyon ng mga butil, na ay may malakas na randomness [6]. Samakatuwid, ang pangunahing dahilan para sa pagkabigo ng pagpili ng kristal ay ang spiral ay hindi gumaganap ng papel ng solong pagpili ng kristal. Sa pamamagitan ng pagtaas ng panlabas na diameter ng spiral, pagbabawas ng pitch, diameter ng spiral surface, at pagbabawas ng panimulang anggulo, ang epekto ng pagpili ng kristal ay maaaring makabuluhang mapabuti.
Ang paghahanda ng hollow single crystal turbine blades ay nangangailangan ng higit sa isang dosenang hakbang (master alloy smelting, single crystal membrane shell preparation, complex configuration ceramic core preparation, melt casting, directional solidification, heat treatment, surface treatment, thermal barrier coating preparation, atbp. ). Ang masalimuot na proseso ay madaling kapitan ng iba't ibang mga depekto, tulad ng mga naliligaw na butil, pekas, maliit na anggulo ng mga hangganan ng butil, mga guhit na kristal, paglihis ng oryentasyon, recrystallization, malalaking anggulo ng mga hangganan ng butil, at pagkabigo sa pagpili ng kristal.
Mainit na Balita2024-12-31
2024-12-04
2024-12-03
2024-12-05
2024-11-27
2024-11-26
Ang aming propesyonal na koponan sa pagbebenta ay naghihintay para sa iyong konsultasyon.
EN
AR
BG
HR
CS
DA
NL
FI
FR
DE
EL
HI
IT
JA
KO
HINDI
PL
PT
RO
RU
ES
SV
TL
IW
LV
LT
SR
SK
SL
UK
VI
ET
HU
TH
TR
AF
MS
GA
IS
