Тинидур

Сталь Тинидур

Химический состав

Fe — 51 %   Ni — 30 %   Cr — 15 %   Ti — 2 %   Mn — 0.8 %   Si — 0.8 %   C — 0.13 %   Примеси: 0.27 %

Тип сплава

Аустенитная сталь

Механические свойства

жаропрочный сплав

Физические свойства

Плотность:  7,92 кг/м3 Предел прочности при 800 °C:  245 МПа Предел прочности при 600 °C:  600 МПа Предел ползучести (1% за 300 час.) при 600 °C:  430 МПа

Аналоги

A286

Тинидур (нем. tinidur — по начальным буквам титан + никель + прочный) — жаропрочная сталь аустенитного класса, разработанная в 1936 году в Германии инженерами-металлургами Г. Банделем G. Bandel и К. Гебхардтом K. Gebhard — сотрудниками исследовательского отделения фирмы Krupp - Friedrich Krupp, г. Вульфрат ^[1].

История создания жаропрочной стали

В Германии работы по систематическому исследованию жаропрочности различных материалов были начаты в 1935—1936 годах Авиационным центром DVL Deutsche Versuchsanstalt für Luftfahrt. Родоначальником исследований в этой области, проводившихся применительно к турбонагнетателям авиационых моторов, является Франц Болленрат Franz Bollenrath — в 1940-е годы директор НИИ авиационных материалов DVL.

Сталь Тинидур в первоначальном варианте имела обозначение Р-193. Упрочнение стали при высоких температурах (сопротивление ползучести) предполагалось обеспечить дисперсными выделениями термически стойких карбидов, для чего в состав стали вводили углерод (0,5 %) и титан (2 %). Позднее было установлено, что дисперсионное твердение происходит и при отсутствии углерода — за счёт дисперсных выделений интерметаллидного соединения Ni₃Ti. После этого содержание углерода уменьшили до 0,1 %. Улучшенным вариантом этой стали стал Тинидур. Спустя 4-5 лет аналогичная ситуация повторилась в Англии при разработке жаропрочного никелевого сплава «нимоник», сопротивления ползучести которого также ожидали получить за счет дисперсных выделений карбидов титана^[2][3]. В конечном итоге оказалось, что высокотемпературная прочность материала обязана дисперсным выделениям интерметаллида Ni₃(Ti,Al).

Химические составы германских аустенитных жаропрочных сталей Тинидур^[4]

Марка стали	%C	%Mn	%Si	%Ni	%Cr	%Mo	%Ti	%Al	% др. элементов
P-193	0,5	0,6	0,6	30	30	-	2	-	Fe-основа
Тинидур	0,12-0,14	0,6-1,0	0,6-1,0	29,0-31,0	14,5-15,5	-	1,8-2,2	0,2	Fe-основа
А286	0,05	1,35	0,55	25	15	1,25	2,0	0,2	0,3V

Назначение легирующих элементов в аустенитных сталях Тинидур: Ni — упрочняет и стабилизирует аустенитную структуру, образует гамма-штрих фазу и препятствует образованию нежелательных фаз. Cr — обеспечивает стойкость к газовой коррозии и упрочняет твердый раствор. Ti и Al — основные элементы, обеспечивающие дисперсионное твердение сплава. Сталь подвергалась закалке с температуры 1125 °C в воду и старению при температуре 750 °C. При правильно подобранной термообработке происходит выделение из аустенитной матрицы дисперсных кристаллов интерметаллидной фазы Ni₃(Ti,Al).

Применение в реактивном двигателестроении

В 1937 году немецкий конструктор фон Охайн, выбрал Тинидур для изготовления теплонапряженных узлов конструкции и приступил к разработке первого воздушно-реактивного двигателя HeS (нем.) самолёта He 178 ^[5].

К 1939 году конструкторы Ансельм Франц Anselm Franz, Отто Мадер Otto Mader и главный металлург Хайнрих Аденштедт Heinrich Adenstedt моторного отдела фирмы «Юнкерс», (Junkers Motorenbau) в Магдебурге, по результатам сравнительных испытаний имевшихся в Германии материалов, выбрали жаропрочную сталь Тинидур, как лучший материал турбины двигателя Jumo-004 на рабочие температуры 600—700 °C ^[6].

К 1943 году усилиями отдела материалов Junkers Motorenbau в Дессау была решена проблема надёжности и стабильности характеристик эксплуатационной прочности монолитных лопаток из стали Тинидур двигателя Jumo-004. К 1943 году в связи с увеличивающимся дефицитом легирующих элементов фирмой Крупп были разработаны несколько жаропрочных сталей экономного легирования, в их числе стали Хромадур и Ванидур. В стали Хромадур, предназначенной для рабочих и сопловых лопаток, никель заменен марганцем, который, как и никель расширяет область гамма-твердого раствора. Вызванное такой заменой снижение окалиностойкости сплава отчасти компенсировано содержанием кремния. Во второй стали, предназначенной для изготовления дисков ротора турбины, исходная марка — Крупп V2A-ED, вольфрам (1 %W) заменен на ванадий (1 %V). Сталь Синидур — с карбидным и интерметаллидным упрочнением. Состав указанных сталей приведен в таблице.

Химические составы германских аустенитных жаропрочных сталей-заменителей Тинидур на рабочие температуры 600—700 °C

Марка стали	%C	%Mn	%Si	%Ni	%Cr	%Mo	%W	%Ti	%Al	% др. элементов
Cromadur	0,09-0,12	17,5-18,5	0,55-0,7	-	11,0-14,0	0,7-0,8	-	-	-	V 0,60-0,70 0,18-0,23 N2
Vanidur	0,1	0,2-0,4	0,3-0,6	10,0-11,0	17,0-18,0	-	-	0,5-0,7	-	1 %V
Sinidur	0,25	-	-	24	19	2,0	1,0	2,2-3,0	1,0	-

Послевоенное применение Тинидур в США

В конце 1940-х годов в США под руководством Гюнтера Молинга Gunter Mohling^[7] — заместителя директора по исследованиям фирмы Allegheny Ludlum Steel Corp. был создан улучшенный вариант стали Тинидур, получивший обозначение А286. Сталь А286 отличается от исходной Тинидур добавкой молибдена и уточненным содержанием некоторых элементов. Назначение молибдена (1,3 %) — повышение пластичности образцов с надрезом при повышенных температурах. Впервые применена в 1950 году для изготовления дисков турбины, впоследствии корпусов турбины, силовых деталей форсажной камеры, лопаток и дисков газовых турбин и компрессоров. При изготовлении дисков турбины заменена в середине 1960-х годов никельжелезным сплавом «Инкалой 901» (IN901). Выпуск различных полуфабрикатов стали А286 в США осуществляли сразу пять металлургических фирм: Allegheny Ludlum, Carpenter Technology, Republic Steel/ Special Metalls Division, Superior Tube, Universal Cyclopes, что свидетельствует о масштабах ее применения в авиа-ракетной промышленности США.

Сплав Cromadur выпускался в США под обозначением AF-71.

См. также

• Жаропрочные сплавы

Примечания

1. ↑ Bandel G., Gebhard K. Warmfeste Stähle für den Gasturbinen. Essen, 1943
2. ↑ High-Temperature Alloys. Metallurgical Problems of Gas Turbine Components. FLIGHT, October 30th, 1947, p.500
3. ↑ Griffiths W.T. Aircraft Production, 1947, v. 9, N 110, pp. 444—447
4. ↑ Fleischmann M. Research Institute for Materials of the DVL. CIOS Report XXVII-28, Item 21
5. ↑ Decker, R. F. Evolution of Wrought Age-Hardenable Superalloys, The Journal of the Minerals, Metals and Materials Society, v. 58, № 9, 2006
6. ↑ Schlaifer R. Development of Aircraft Engines. Boston, 1950
7. ↑ Mohling G. et.al. Superalloys for High Temperature Service in Gas Turbins and Jet Engines. — Metal Progress, 1946, v. 50, N 1, pp. 97-122