Bilang ang mga kinakailangang pagganap para sa mga eroplano para sa transportasyon, militar, produksyon at iba pang layunin ay tumataas, hindi na makakatugon ang pinagmulan ng piston engines sa mga pangangailangan ng mabilis na pag-uwi. Kaya't simula noong dekada 1950s, mga gas turbine engines ay paulit-ulit ay naging pangunahin.
Noong 1928, si Sir Frank Whittle mula sa United Kingdom ay ipinahayag sa kanyang thesis para sa pagsasara habang nag-aaral sa military academy na sa mga teknikal na kaalaman noong panahon, hindi makakaya ang hinaharap na pag-unlad ng mga propeller engine na mag-responso sa mga pangangailangan ng mataas na altitud o bilis na humahaba sa higit sa 800km/h. Siya ang unang naghain ng konsepto ng kung ano ang tinatawag ngayon bilang isang jet engine (motor engine): pinapaloob ang compressed air sa combustion chamber (paggugol) sa pamamagitan ng isang tradisyonal na piston, at ang mataas na temperatura na gas na nabuo ay direktang ginagamit upang sundin ang paglakbay, na maaaring ituring bilang isang propeller engine plus combustion chamber design. Sa mga sumusunod na pag-aaral, itinalo niya ang ideya ng paggamit ng mahaba at di-mabibigat na piston at ipinropondang gamitin ang isang turbine (turbine) upang magbigay ng compressed air sa combustion chamber, at ang lakas ng turbine ay nakukuha mula sa mataas na temperatura na exhaust gas. Noong 1930, inaplikasyon ni Whittle ang patent, at noong 1937, niya'y nilikha ang unang sentrifugal turbojet engine sa buong mundo, na opisyal na ginamit sa Gloster E.28/39 aircraft noong 1941. Mula noon, dominante ang mga gas turbine engine sa pangkalakihang kapangyarihan at isang mahalagang simbolo ng antas ng sains at teknolohiya ng industriya ng isang bansa at komprehensibong pwersa ng bansa.
Maaaring ibahagi ang mga engine ng eroplano sa apat na pangunahing uri batay sa kanilang gamit at mga katangian ng anyo: turbojet engines, turbofan engines, turboshaft engines, at turboprop engines:
Tinatawag na turbojet engines ang mga gas turbine para sa awsiyon, na ito ang pinakamatandang uri ng gas turbine na ginamit. Sa pamamagitan ng paraan kung paano nabubuo ang thrust, ang turbojet engine ay pinakasimple at pinaka diretso na uri ng engine. Ang pagsusuri ay nakabase sa reaksyon na dulot ng mabilis na pagpapalabas ng vortex. Gayunpaman, ang mabilis na hangin ay naiiwan kasama ang maraming init at kinetikong enerhiya, na nagiging sanhi ng malaking pagkawala ng enerhiya.
Ipinapaila ang turbofan engine ang hangin na umuusbong papasok sa engine sa dalawang landas: ang loob na duct at ang labas na duct, na nagdidagdag sa kabuuang pamumuhunan ng hangin at bumababa sa temperatura at bilis ng pagpapalabas ng loob na hangin.
Ang mga turboshaft at turboprop engine ay hindi nagpaproduce ng thrust sa pamamagitan ng pagsisimula ng hangin, kaya ang temperatura at bilis ng exhaust ay mababa ang pagtaas, mataas ang thermal efficiency, at mababa ang rate ng pagkonsumo ng kerosene ng motor, na maaaring gamitin para sa mga eroplano na may mahabang distansya. Hindi karaniwang baguhin ang bilis ng propeller, at nakukuha ang iba't ibang thrust sa pamamagitan ng pag-adjust ng blade angle.
Ang propfan engine ay isang uri ng motor na nasa gitna ng turboprop at turbofan engines. Maaari itong ibahagi sa dalawang klase: ang may ducted propeller case at ang walang ducted propeller case na propfan engine. Ang propfan engine ay ang pinakamainit na bagong enerhiya na motor na makikita para sa subsonic flight.
Gumawa ng higit sa kalahating daang taon ng pag-unlad ang mga motor ng sibilyang eroplano. Ang estraktura ng motor ay umunlad mula sa unang motor ng sentrifugal na turbiya hanggang sa pagsisimula ng motor ng axial flow na may isang rotor, mula sa motor ng twin-rotor turbojet hanggang sa motor ng low bypass ratio turbofan, at pagkatapos ay sa high bypass ratio turbofan. Patuloy na optimizado ang anyo nito habang hinahangad ang ekonomiya at relihiyosidad. Ang temperatura ng pagnyusin ng turbiya ay lamang 1200-1300K sa unaang henerasyon ng mga turbojet motors noong dekada 1940s at 1950s. Taas ito ng mga 200K para sa bawat upgrade ng eroplano. Sa dekada 1980s, umabot na ang temperatura ng pagnyusin ng turbiya ng ika-apat na henerasyon ng advanced fighter jets sa 1800-2000K[1].
Ang prinsipyong pinag-uunahan ng sentrifugal na compressor ng hangin ay ang pagdudrivela ng impelyer sa gas upang umikot nang mabilis, upang makapag-ambag ng sentrifugal na pwersa sa gas. Dahil sa ekspansyon at presyo ng pamumuhunan ng gas sa loob ng impelyer, tinataas ang rate ng pamumuhunan at presyo ng gas matapos dumadaan sa impelyer, at patuloy na nagbubuo ng komprimidong hangin. May maikling sukat na aksyal at mataas na isang antas ng presyo ng rasyo. Ang axialflow compressor ng hangin ay isang compressor kung saan ang pamumuhunan ng hangin ay halos paralelo sa axis ng gumagalaw na impelyer. Ang axial flow compressor ay binubuo ng maraming antas, bawat antas ay naglalaman ng isang hilera ng rotor blades at isang sumusunod na hilera ng stator blades. Ang rotor ay ang gumagana na blades at tsakwah, at ang stator ay ang tagapuna. Una ang hangin ay kinikilos nang mabilis ng mga rotor blades, pinapabagal at inuupong sa kanal ng stator blade, at inuulit sa maramihang antas ng blades hanggang sa umabot ang kabuuang rasyo ng presyo sa kinakailangantingi. Ang axial flow compressor ay may maliit na diyametro, na kumporta para sa maramihang antas ng paggamit upang makakuha ng mas mataas na rasyo ng presyo.
Ang mga turbofan engine ay karaniwang gumagamit ng bypass ratio, engine pressure ratio, turbine inlet temperature, at fan pressure ratio bilang mga parameter sa disenyo:
Bypass ratio (BPR): Ang ratio ng masa ng gas na umuubos sa pamamagitan ng outlet ducts sa masang gas na umuubos sa pamamagitan ng loob na ducts sa engine. Tinatawag na low-pressure compressor ang rotor sa harap ng isang turbojet engine, samantalang tinatawag na fan ang rotor sa harap ng isang turbofan engine. Ang pinipilit na gas na dumadaan sa low-pressure compressor ay dumadaan sa lahat ng bahagi ng turbojet engine; ang gas na dumadaan sa pamamagitan ng fan ay hinati sa inner at outer ducts. Mula pa noong pagkakaroon ng turbofan engines, ang BPR ay patuloy na tumataas, at mas makikita ito sa sibil na turbofan engines.
Engine pressure ratio (EPR): Ang ratio ng kabuuang presyon sa nozzle outlet sa kabuuang presyon sa compressor inlet.
Temperatura ng turbine inlet: Ang temperatura ng hulog mula sa combustion chamber nang pumasok ito sa turbine.
Ratio ng pagpapakompres sa fan: Tinatawag ding ratio ng pagpapakompres, ang ratio ng presyon ng gas sa labas ng compressor sa presyon ng gas sa pasukan.
Dalawang kasiyahan:
Termal na kasiyahan: Sukat kung gaano kumikilos ang isang motor sa pagkukonbersyon ng termal na enerhiya na ipinroduce ng pagsunog sa mekanikal na enerhiya.
Kasiyahan ng propulsyon: Sukat ng bahagi ng mekanikal na enerhiya na ipinagmumulan ng motor na ginagamit upang sundin ang eroplano.
Sa dekada 1970, ang Estados Unidos ang unang gumamit ng PWA1422 directional solidification blades sa mga military at civilian aircraft engines.
Matapos ang dekada ng 1980, ang ratio ng thrust-sa-timbang ng ika-sangpung henerasyong engine ay tumumaas sa higit sa 8, at ang mga turbine blade ay nagsimula na gumamit ng unang henerasyong SX, PWA1480, RenéN4, CMSX-2 at ng Tsina DD3. Ang kanyang kakayahan sa pagbiba ng init ay 80K mas mataas kaysa sa pinakamahusay na directional solidification casting high-temperature alloy na PWA1422. Mga benepisyo. Kasama ang teknolohiyang film cooling single-channel hollow, umabot ang temperatura ng operasyon ng turbine blades sa 1600-1750K.
Gumagamit ang ika-apat na henerasyong turbofan engine ng ikalawang henerasyong SXPWA1484, RenéN5, CMSX-4, at DD6. Sa pamamagitan ng pagsali ng Re elemento at multichannel high-pressure air cooling technology, umabot ang temperatura ng operasyon ng turbine blades sa 1800K-2000K. Sa 2000K at 100h ang katatagan ay umaabot sa 140MPa.
Ang ikatlong henerasyong SX na inilimbag matapos ang 1990s ay kasama ang RenéN6, CMRX-10, at DD9, na may malinaw na mga benepisyo sa krep na lakas kumpara sa pangalawang henerasyong SX. Sa proteksyon ng komplikadong kanluruan ng paglamig at termal barrier coatings, umabot ang turbine inlet temperature na maaaring tiisin nito sa 3000K. Ang intermetallic compound alloy na ginagamit sa mga blade ay umabot sa 2200K, at ang 100h lasting strength ay umabot sa 100MPa.
Sa kasalukuyan ay kinabubuhatan 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 karakteristikong may idinagdag na bagong mga elemento ng rare earth tulad ng Ru at Pt, na nakakapagtaas ng malaking bahagi sa mataas na temperatura ng krep na pagganap ng SX. Umabot na ang trabaho ng temperatura ng ikalimang henerasyong mataas na temperatura na alpasyon sa 1150°C, na malapit sa teoretikal na limitasyon ng operasyong temperatura na 1226°C.
3.1 Mga katangian ng komposisyon at fase ng komposisyon ng nickel-base na single crystal superalloys
Batay sa uri ng mga elemento ng matris, maaaring ibahagi ang mga alloy sa mataas na temperatura sa tatlong pangkat: iron-base, nickel-base, at cobalt-base, at higit pa ay maaring isubdivid sa casting, forging, at powder metallurgy macrostructures. Ang mga nickel-base na alloy ay may mas mahusay na pagganap sa mataas na temperatura kaysa sa dalawang iba pang uri ng alloy sa mataas na temperatura at maaaring magtrabaho ng mahabang panahon sa makipot na kapaligiran ng mataas na temperatura.
Ang mga alloy base sa nickel na mataas ang temperatura ay umaandar sa halos 50% Ni. Ang kanilang estruktura ng FCC ang nagiging sanhi kung bakit mabibilis sila kasama ng ilang mga elemento ng alloy. Madalas humahanda sa loob ng proseso ng disenyo ang bilang ng mga pinagdagdag na elemento ng alloy na higit sa 10. Ang karaniwan ng mga pinagdagdag na elemento ng alloy ay kinakategorya nang sumusunod: (1) Nickel, Cobalt, Iron, Chromium, Ruthenium, Rhenium, Molybdenum, at Tungsten ay unang klase ng mga elemento, na ginagamit bilang mga elemento ng pagpapatibay ng austenite; (2) Al, Ti, Ta, at Nb ay may mas malaking radius ng atom, na nagpapabilis sa pagsisimula ng mga fase ng pagsusugat tulad ng kompound na Ni3 (Al, Ti, Ta, Nb), at ito ay ikalawang klase ng mga elemento; (3) B, C, at Zr ay ikatlong klase ng mga elemento. Mas maliit ang sukat ng kanilang atom kaysa sa mga atom ng Nickel, at madaling maghiwalay sa hangganan ng butil ng fase ng γ, na naglalaro ng papel sa pagsusugat ng hangganan ng butil [14].
Ang mga fase ng mga alloy base sa nickel na solong kristal na mataas ang temperatura ay pangunahin: fase ng γ, fase ng γ', fase ng carbide, at fase ng topological close-packed (TCP fase).
Fase ng γ: Ang fase ng γ ay isang fase ng austenite na may kubiko na anyo ng FCC, na isa sa mga solidong solusyon na binuo mula sa mga elemento tulad ng Cr, Mo, Co, W, at Re na natunaw sa nickel.
Fase ng γ': Ang fase ng γ' ay isang intermetalyikong konpound na Ni3(Al, Ti) na FCC, na nabuo bilang isang fase ng pagkakalat at nakimkim ng tiyak na kohesyon at hindi pagsasamangkop sa fase ng materya, at may mataas na halaga ng Al, Ti, Ta at iba pang mga elemento.
Fase ng carbide: Mula sa ikalawang henerasyon ng nickel-based SX, idinagdag ang maliit na dami ng C, na nagiging sanhi ng pag-appear ng mga carbide. Ibinahagi ang maliit na dami ng mga carbide sa materya, na nagpapabuti ng katauhan ng alloy sa mataas na temperatura sa tiyak na antas. Tinatawag itong pangunahing tatlong uri: MC, M23C6, at M6C.
TCP phase: Sa kaso ng service aging, ang mga sobrang refractory elements tulad ng Cr, Mo, W, at Re ay nagpapalakas sa pagkabuo ng TCP phase. Ang TCP ay madalas na nabubuo sa anyo ng isang plato. Ang estraktura ng plato ay may negatibong epekto sa ductility, creep, at mga propiedades ng pagkapagod. Ang TCP phase ay isa sa mga pinagmulan ng mga crack sa creep rupture.
Mekanismong Pagsisigla
Nakukuhang mula sa pagsasama-sama ng maraming mga mekanismo ng pagsisigla, kabilang ang solid solution strengthening, precipitation strengthening, at heat treatment upang dumagdag sa density ng dislocation at magbuo ng dislocation substructure upang makamit ang pagsisigla.
Ang solid solution hardening ay paraan ng pagtaas ng pangunahing lakas sa pamamagitan ng pagdaragdag ng iba't ibang maaaring malutong elemento, kabilang ang Cr, W, Co, Mo, Re, at Ru.
Ang mga iba't ibang atomic radii ay nagiging sanhi ng isang antas ng pagkakalokohin sa lattice, na nakakabulag sa paggalaw ng dislocation. Ang solid solution strengthening ay tumataas habang lumalaki ang pagkakaiba ng laki ng atoms.
Ang pagsisigla ng solusyon ay may epekto na bawasan ang enerhiya ng pagkakamali sa pilipit (stacking fault energy - SFE), pangunahing pinagpapabagal ang kross slip ng mga dislokasyon, na ang mekanismo na ito ang pangunahing paraan ng deformasyon ng mga hindi ideal na kristal sa mataas na temperatura.
Ang mga atomic cluster o mikroestraktura ng short-range order ay isa pang mekanismo na tumutulong sa pagkuha ng pagsisigla sa pamamagitan ng solusyon. Ang mga Re atom sa SX ay nagsegregate sa rehiyon ng tensile stress sa core ng dislokasyon sa interface ng γ/γ’, bumubuo ng isang "Cottrell atmosphere", na epektibong nagbabawas sa paggalaw ng dislokasyon at pagpropagte ng sugat. (Ang mga solute atom ay kinokusentra sa rehiyon ng tensile stress ng edge dislokasyon, bumubuo ng Coriolis gas structure, at nagpapakita ng malakas na epekto ng solid solution strengthening. Ang epekto ay dumadagdag habang dumadagdag ang konentrasyon ng solute atom at ang pagtaas ng saklaw ng laki)
Re, W, Mo, Ru, Cr, at Co ay epektibo na pagsisigla sa γ fase. Ang pagpapalakas ng solid solution ng γ matrix ay naglalaro ng isang napaka-mahalagang papel sa lakas ng creep ng mga alloy base sa nickel para sa mataas na temperatura.
Ang epekto ng precipitation hardening ay napapaligiran ng bahagyang-bahagi at laki ng γ' phase. Ang layunin ng pag-optimize sa komposisyon ng mataas na temperatura na mga alloy ay pangunahing upang dagdagan ang bahagyang-bahagi ng γ' phase at mabuti ang mga mekanikal na katangian. Ang SX mataas na temperatura na mga alloy ay maaaring magkaroon ng 65%-75% ng γ' phase, na nagreresulta sa mabuting creep lakas. Ito ay kinakatawan ng gamit na maximum na halaga ng epekto ng pagsusulong ng γ/γ' interface, at ang karagdagang pagtaas ay magiging sanhi ng malaking baba sa lakas. Ang creep lakas ng mataas na temperatura na mga alloy na may mataas na γ’ phase bahagyang-bahagi ay napapaligiran ng laki ng γ’ phase butil. Kapag maliit ang laki ng γ’ phase, ang mga dislokasyon ay may tendencyang umakyat sa paligid nito, na nagreresulta sa baba ng creep lakas. Kapag pinipilitang putulin ang γ’ phase ng mga dislokasyon, umaabot ang creep lakas sa kanyang maximum. Habang lumalaki ang laki ng γ’ phase butil, ang mga dislokasyon ay may tendencyang bumuwid sa gitna nila, na nagreresulta sa baba ng creep lakas [14].
May tatlong pangunahing mekanismo ng pagpapalakas ng pag-uugat:
Pagpapalakas sa pamamagitan ng lattice mismatch: Ang γ’ phase ay naisangin at nag-uugat sa γ phase matrix na may konsistensya. Parehong FCC ang mga estraktura. Ang lattice mismatch ay tumutukoy sa katatagan at estado ng stress sa interface ng konsistensya sa pagitan ng dalawang fase. Ang pinakamainam na sitwasyon ay kapag parehong may parehong estrakturang kristal at parehong parameter ng lattice ang matrix at ang naguugat na fase, upang maaaring mas maraming naguugat na fase ang maipunan sa γ phase. Ang mismatcg range ng nickel-based high-temperature alloys ay 0~±1%. Maingay na pinaghiwalay ang Re at Ru kasama ang γ phase. Ang pagtaas ng Re at Ru ay nagdadagdag sa lattice mismatch.
Pagpapalakas sa pamamagitan ng orden: Ang pagputok ng dislokasyon ay nagiging sanhi ng kakaiba sa pagitan ng matrix at ng naguugat na fase, na kailangan ng higit pang enerhiya
Mekanismo ng pagbypass ng dislokasyon: tinatawag na Orowan mechanism (Orowan bowing), ito ay isang mekanismo ng pagsisilbi kung saan hinahambing ng nakapalibot na fase sa metal matrix ang paggalaw ng dislokasyon mula sa pagsisinulat. Pangunahing prinsipyong pangunawa: Kapag kinakaharap ng umuusbong na dislokasyon ang isang partikulo, hindi niya ito maipasa, humahantong sa pag-uwi, paglago ng linya ng dislokasyon, at ang kinakailangang drivela ng puwersa ay tumataas, humahantong sa epekto ng pagsisilbi.
3.3 Pag-unlad ng mga paraan ng pagkakastilo ng alloy sa mataas na temperatura
Ang pinakamatandang alloy na ginagamit sa mga kapaligiran na mainit maaaring ma-trace sa pagsisinungkit ng Nichrome noong 1906. Ang paglabas ng turbo compressor at gas turbine engine ay nagpalakas ng malaking pag-unlad ng mga high-temperature alloys. Ang mga bintana ng unang henerasyon ng gas turbine engine ay nilikha sa pamamagitan ng ekstrusyon at pagpapalo, na malinaw na may mga limitasyon ng panahon. Sa kasalukuyan, ang karamihan sa mga bintana ng high-temperature alloy ay gawa sa pamamagitan ng investment casting, eksaktamente ang directional solidification (DS). Ang paraan ng DS ay unang sinikap ng koponan ni Versnyder mula sa Pratt & Whitney sa Estados Unidos noong dekada 1970 [3]. Sa loob ng maraming taon ng pag-unlad, ang pinili na material para sa mga bintana ng turbinay ay bumago mula sa equiaxed crystals patungo sa columnar crystals, at pagkatapos ay opinal sa single crystal high-temperature alloy materials.
Ginagamit ang DS technology upang iproduko ang columnar core alloy SX components, na napakaraming nagpapabuti sa ductility at thermal shock resistance ng mga high-temperature alloys. Siguradong bigyan ng [001] orientation ng DS technology ang mga nililikha na columnar crystals, na parallel sa pangunahing stress axis ng bahagi, at hindi random crystal orientation. Sa pamamagitan ng prinsipyong ito, kinakailangang maging laging just-solidified ang liquid feed metal habang nagsisolidify ang molten metal sa pag-cast.
Kailangan ang dalawang kondisyon para makapag-cast ng mga columnar crystals: (1) Ang isang-direksyong pamumuo ng init ay nagpapatakbo upang makuha ang paggalaw ng solid-liquid interface sa growth point ng grain sa isang direksyon; (2) Dapat walang nucleation sa harapan ng direksyong paggalaw ng solid-liquid interface.
Dahil ang pagputok ng kutsilyo ay madalas na nangyayari sa mataas na temperatura at mahina na estraktura sa hangganan ng butil, upangalisin ang hangganan ng butil, ginagamit ang isang solidification mold na may "grain selector" na estraktura sa pamamagitan ng direksyunong solidification process. Ang sukat ng kross-isyon ng estrakturang ito ay malapit sa laki ng butil, kaya lang isang solong optimong lumulubog na butil ang pumapasok sa mold cavity ng casting, at patuloy na lumulubog bilang isang single crystal hanggang sa buong kutsilyo ay binubuo lamang ng isang butil.
Ang crystal selector ay maaaring ibahagi sa dalawang bahagi: ang starting block at ang spiral:
Sa simbulo ng proseso ng DS, umuusbong ang mga butil sa ibaba ng starting block. Sa maagang bahagi ng paglaki ng butil, maraming bilang, maliit ang sukat, at malaki ang pagkakaiba ng orientasyon. Ang kompetitibong pamumuhay sa pagitan ng mga butil ang nagdomina, at mahina ang epekto ng heometrikong blokeo ng side wall. Sa oras na ito, makikita ang epekto ng optimisasyon ng orientasyon; kapag tumataas ang taas ng mga butil sa starting block, bumababa ang bilang ng mga butil, lumalaki ang sukat, at mas malapit ang orientasyon. Bumababa ang kompetitibong pamumuhay sa pagitan ng mga butil, at ang epekto ng heometrikong blokeo ng side wall ang nagdomina, siguradong makakamit ang patuloy na optimisasyon ng direksyon ng krisal, ngunit maimpluwensya ang epekto ng optimisasyon ng orientasyon. Sa pamamagitan ng pagbabawas sa radius ng starting block at pagdagdag sa taas nito, maaaring ipinapatunay ang orientasyon ng mga butil na pumapasok sa spiral section. Gayunpaman, dagdagan ang haba ng starting block ay maiiwasan ang epektibong espasyo ng paglago ng casting, at magbibigay sayo ng siklo ng produksyon at gastos sa pagsasaayos. Kaya't kinakailanganang disenyo ang heometriko na estraktura ng substrate.
Ang pangunahing kabisa ng spiral ay maaaring makapili nang mabuti ng mga pribadong krisal, ngunit mahina ang kakayahan nito na optimisahin ang orientasyon ng butil. Kapag ginaganap ang proseso ng DS sa spiral, ang kurbadong kanal ay nagbibigay ng puwang para sa paglago ng mga sanggol na dendor, at ang ikalawang dendor ng mga butil ay lumalanghap patungo sa direksyon ng linya ng liquidus. May malakas na tendensya ang mga butil na umunlad sa gilid, at ang orientasyon ng mga butil ay nasa isang estado ng pag-uulit, na may mahinang epekto ng optimisasyon. Kaya't ang pagsasanay ng mga butil sa spiral ay talagang nakasalalay sa heometrikong restriksyon, adhikain ng kompetitibong paglago, at adhikain ng espasyal na ekspansyon ng mga butil sa segmento ng spiral [7], at hindi sa adhikain ng paglago ng piniliang orientasyon ng mga butil, na may malakas na randomnes [6]. Kaya nga, ang pangunahing sanhi ng pagkabigo ng pagsasanay ng krisal ay ang hindi nakikitang papel ng pagpili ng pribadong krisal ng spiral. Sa pamamagitan ng pagtaas ng panlabas na diyametro ng spiral, pagsunog ng layo, ang diyametro ng ibabaw ng spiral, at pagsunog ng simulan ng anggulo, maaaring maipabuti nang sigurado ang epekto ng pagsasanay ng krisal.
Ang pagsasaayos ng mga tuwirang blades ng turbin na may single crystal ay nangangailangan ng higit sa isang daan na hakbang (paglilimang ng master alloy, paghahanda ng shell ng single crystal membrane, paggawa ng ceramic core na may kompleng konpigurasyon, melt casting, direksyonal na solidification, heat treatment, surface treatment, paghahanda ng thermal barrier coating, etc.). Ang makamplikadong proseso ay madaling mabuo ng iba't ibang defektong tulad ng stray grains, freckles, small angle grain boundaries, streak crystals, orientation deviation, recrystallization, large angle grain boundaries, at pagpapabigo ng crystal selection.
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 benta ay naghihintay para sa iyong konsultasyon.
EN
AR
BG
HR
CS
DA
NL
FI
FR
DE
EL
HI
IT
JA
KO
NO
PL
PT
RO
RU
ES
SV
TL
IW
LV
LT
SR
SK
SL
UK
VI
ET
HU
TH
TR
AF
MS
GA
IS
