Mixtura altae temperaturae etiam mixtura resistentiae caloris appellatur. Secundum structuram matricis, materiae in tres categorias dividi possunt: ferro fundatae, niccolo fundatae et chromio fundatae. Secundum modum productionis, in supermixturas deformatas et supermixturas fusas dividi possunt.
Materia prima est in agro aëronautico necessaria. Est materia clavis pro partibus altae temperaturae machinarum aëronauticarum et fabricationis aëronauticarum. Praecipue adhibetur ad cameram combustionis, alam turbinis, alam ductoriam, compressorem et discum turbinis, capsulam turbinis, aliasque partes fabricandas. Temperaturae usus est inter 600°C et 1200°C. Tensio et condiciones ambientales variantur secundum partes adhibitas. Sunt requisita severa de proprietatibus mechanicis, physicis, et chemicis mixturae metallicae. Est factor decisivus pro effectu, firmitate, et vita machinae. Ergo, supermixtura est unum e praecipuis inceptis investigationis in agris aëronauticis et defensionis nationalis in terris progressis.
Usus principales supermixtionum sunt:
1. Mixtura altae temperaturae pro camera combustionis
Camera combustionis (etiam tubus flammae appellata) turbinis motoris aeronautici inter praecipuas partes altae temperaturae numeratur. Cum atomizatio cibustibilis, mixtura olei et gasis, aliaque opera in camera combustionis peragantur, maxima temperatura in camera combustionis ad 1500°C - 2000°C pervenire potest, et temperatura parietis ad 1100°C pervenire potest. Simul, etiam tensionem thermalem et tensionem gasis sustinet. Plerique motori cum alta ratione impulsus/ponderis cameras combustionis anulares utuntur, quae brevem longitudinem et magnam capacitatem caloricam habent. Maxima temperatura in camera combustionis ad 2000°C pervenit, et temperatura parietis ad 1150°C post refrigerationem pelliculae gasis vel vaporis attingit. Magni gradientes temperaturae inter varias partes tensionem thermalem generabunt, quae cum status operandi mutatur acriter crescit et decrescet. Materia ictui thermali et lassitudini thermali subiecta erit, et distortio, fissurae, aliaque vitia erunt. Generaliter, camera combustionis ex lamina metallica fabricatur, et requisita technica secundum condiciones usus partium specificarum sic summarizantur: certam resistentiam oxidationis et resistentiam corrosionis gasis sub condicionibus usus mixturae et gasis altae temperaturae habet; certam fortitudinem instantaneam et diuturnam, facultatem lassitudinis thermalis et coefficientem expansionis humilem habet; satis plasticitatis et facultatis suturae habet ad processum, formationem et conexionem curandam; bonam stabilitatem organizationalem sub cyclo thermali habet ad operationem certam intra vitam usus curandam.
a. Lamina porosa ex mixtura MA956
Initio, lamina porosa ex lamina mixturae HS-188 per diffusionis nexum fabricata est, postquam photographata, incisa, sulcata, et perforata est. Stratum interius in canalem refrigerationis idealem, secundum requisita designationis, transformari potest. Haec refrigeratio structurae tantum 30% gasi refrigerantis, quem pelliculae refrigerationis traditionalis adhibet, requirit, quod efficientiam cycli thermalis machinae augere, capacitatem caloris ferendi actualem materiae camerae combustionis reducere, pondus reducere, et rationem impulsus ad pondus augere potest. In praesenti, adhuc necesse est technologiam clavem perrumpere antequam in usum practicum induci possit. Lamina porosa ex MA956 facta est nova generatio materiae camerae combustionis a Civitatibus Foederatis introducta, quae ad 1300°C adhiberi potest.
b. Applicatio compositorum ceramicorum in camera combustionis
Civitates Foederatae Americae ab anno 1971 possibilitatem usus ceramicae in turbinis gasiis verificare coeperunt. Anno 1983, nonnulli greges in evolutione materiarum provectarum in Civitatibus Foederatis Americae versati seriem indicatorum perfunctionis pro turbinis gasiis in aeroplanis provectis adhibitis formulaverunt. Hi indicatores sunt: temperaturam introitus turbinis ad 2200°C augere; sub statu combustionis calculi chemici operari; densitatem his partibus applicatam ab 8g/cm³ ad 5g/cm³ reducere; refrigerationem partium tolli. Ut his requisitis satisfaciant, materiae investigatae, praeter ceramicas monophasicas, includunt graphitum, matricem metallicam, composita matricis ceramicae et composita intermetallica. Composita matricis ceramicae (CMC) haec commoda habent:
Coefficiens expansionis materiae ceramicae multo minor est quam coefficiens expansionis mixturae niccoli fundatae, et stratum facile detrahitur. Composita ceramica cum feltro metallico intermedio fabricata vitium desquamationis superari potest, quod est directio progressionis materiarum camerae combustionis. Haec materia cum 10%-20% aeris refrigerantis adhiberi potest, et temperatura insulationis metallicae posterioris tantum circiter 800°C est, et temperatura caloris portans multo inferior est quam refrigeratio divergens et refrigeratio pellicularis. Tegula protectora e supermixtione fusa B1900 + strato ceramico in motore V2500 adhibetur, et directio progressionis est tegulam B1900 (cum strato ceramico) cum composito SiC fundato vel composito C/C anti-oxidationis substituere. Compositum matricis ceramicae est materia progressionis camerae combustionis motoris cum ratione ponderis impulsivi 15-20, et temperatura eius servitii est 1538°C-1650°C. Ad tubum flammae, parietem fluitantem, et postcombustorem adhibetur.
2. Mixtura altae temperaturae pro turbina
Ala turbinis machinae aeronauticae inter partes numeratur quae gravissimas temperaturae onus et pessimas condiciones laboris in machina aeronautica sustinent. Sub alta temperatura, maximas et complexas tensiones sustinere debet, itaque requisita materiae eius valde severa sunt. Supermixtiones alarum turbinis machinarum aeronauticarum in has partes dividuntur:
a. Mixtura altae temperaturae pro ductore
Deflector est una ex partibus turbinae quae maxime calore afficiuntur. Cum inaequalis combustio in camera combustionis fit, onus calefactionis alae ductoris primi gradus magnum est, quae causa principalis damni alae ductoris est. Temperatura eius in usu circiter 100°C altior est quam temperatura alae turbinis. Differentia est quod partes staticae oneri mechanico non obnoxiae sunt. Solet fieri ut tensiones thermales, distortiones, fissurae lassitudinis thermalis, et ustiones locales ex rapida mutatione temperaturae oriantur. Mixtura alae ductoris has proprietates habere debet: satis fortitudo contra temperaturas altas, resistentia ad reptationem permanentem et bonam resistentiam lassitudinis thermalis, alta resistentia oxidationis et corrosionis thermalis, resistentia tensionis thermalis et vibrationis, facultas deformationis flexionis, bona efficacia formationis et sudabilitatis in processu fusorio, et efficacia protectionis in tunica.
In praesenti, pleraeque machinae provectae cum magna ratione impetus ad pondus alas cavas fusas utuntur, et supermixtiones directionales et monocrystallinae niccoli fundatae eliguntur. Machina cum alta ratione impetus ad pondus temperaturam altam inter 1650°C et 1930°C habet et protectione thermali obnoxia est. Temperatura usus mixturae alarum sub condicionibus refrigerationis et protectionis obnoxiae plus quam 1100°C est, quod novas et altiores necessitates pro sumptu densitatis temperaturae materiae alarum ductarum in futuro proponit.
b. Supermixturae pro alis turbinarum
Alae turbinarum sunt partes rotantes praecipuae quae calorem ferunt in motoribus aëronauticis. Temperatura operationis earum est 50°C - 100°C inferior quam alae ductores. Magnas tensiones centrifugales, tensiones vibrationis, tensiones thermales, abrasionem fluxus aëris, aliaque effectus sustinent dum rotantur, et condiciones laboris malae sunt. Vita utilis partium extremitatis calidae motoris cum alta ratione impetus/ponderis plus quam 2000 horas est. Ergo, mixtura alarum turbinarum debet habere magnam resistentiam reptationis et firmitatem rupturae in temperatura operationis, bonas proprietates comprehensivas altae et mediae temperaturae, ut lassitudinem cyclorum altorum et humilium, lassitudinem frigidi et calidi, sufficientem plasticitatem et tenacitatem impacti, et sensibilitatem incisurae; altam resistentiam oxidationis et resistentiam corrosionis; bonam conductivitatem thermalem et humilem coefficientem expansionis linearis; bonam efficaciam processus fusi; stabilitatem structuralem diuturnam, nulla praecipitatio phasis TCP in temperatura operationis. Mixtura applicata per quattuor gradus transit; Applicationes mixturarum deformatarum includunt GH4033, GH4143, GH4118, etc.; Usus mixturarum fusarum comprehendit K403, K417, K418, K405, aurum directionaliter solidificatum DZ4, DZ22, mixturas monocrystallinas DD3, DD8, PW1484, et cetera. Nunc ad tertiam generationem mixturarum monocrystallinarum progressus est. Mixturae monocrystallinae Sinenses DD3 et DD8 respective in turbinis, machinis turboventilatorum, helicopteris et machinis navium Sinensium adhibentur.
3. Mixtura altae temperaturae pro disco turbinis
Discus turbinis est pars rotans fulcri turbinis machinae quae maxime tensum est. Temperatura operationis flange rotae machinae, cum ratione ponderis impulsoris 8 et 10, ad 650°C et 750°C pervenit, et temperatura centri rotae est circiter 300°C, cum magna differentia temperaturae. Durante rotatione normali, laminam magna celeritate rotari agit et maximam vim centrifugam, tensionem thermalem et tensionem vibrationis sustinet. Quaeque initium et cessatio cycli sunt, centrum rotae. Guttura, fundus sulci et ora omnes tensiones compositas diversas sustinent. Mixtura requiritur ut maximam limitem elasticitatis, tenacitatem impacti, et nullam sensibilitatem incisurae ad temperaturam operationis habeat; coefficiens expansionis linearis humilis; certa resistentia oxidationis et corrosionis; et bona efficacia sectionis.
4. Supermixtura aerospatialis
Supermixtura materiae in machina rochetae liquidiae ut tabula injectoris cibus liquidi in camera combustionis in camera impulsiva adhibetur; cubitus antliae turbinis, flange, fibula gubernaculi graphita, etc. Mixtura materiae altae temperaturae in machina rochetae liquidiae ut tabula injectoris camerae cibus liquidi in camera impulsiva adhibetur; cubitus antliae turbinis, flange, fibula gubernaculi graphita, etc. GH4169 ut materia rotoris turbinis, axis, manicae axis, fibulae et aliarum partium fulcri magni momenti adhibetur.
Materiae rotoris turbinarum machinae Americanae ad carburationem liquidam fabricandae praecipue tubum inductionis, alam turbinis, et discum comprehendunt. Mixtura GH1131 plerumque in Sinis adhibetur, et ala turbinis a temperatura operationis pendet. Inconel x, Alloy713c, Astroloy, et Mar-M246 successive adhibendae sunt; materiae disci rotarum Inconel 718, Waspaloy, et cetera comprehendunt. Turbinae integrales GH4169 et GH4141 plerumque adhibentur, et GH2038A pro axe machinae adhibetur.