Das Ziel der Verdoppelung der Maschinenleistung für die 90er Jahre und später erfordert eine deutliche Verbesserung des Schub-Gewichts-Verhältnisses. Verglichen mit den üblichen Superlegierungen für Bauteile von Triebwerken bieten Hochtemperaturverbunde mit einer Matrix aus Titanlegierungen und kontinuierlichen Fasern hoher Festigkeit und mit hohem E-Modul bis zu 50 % Gewichtseinsparung. In den vergangenen Jahren hat GE Aircraft Engines mit einer Matrix aus der Ti-Legierung TiAl6Sn2Zr4Mo2 und einer auf SCS-6SiC-basierenden Faser gearbeitet. Zur Demonstration bei Flugzeugtriebwerkbauteilen wurde das Induktions-Plasma-Abscheidungs-Verfahren eingesetzt. Angewandt wurde es sowohl für ruhende als auch für rotierende Teile (z.B. Kanäle, Schaufeln, Wellen, Scheiben). Hier wird als Beispiel für die Herstellung eine Auslaßdüse angegeben. Eingegangen wird auf die Ausgangsmaterialien, Induktions-Plasma-Abscheidungs-Verfahren (IPD-Prozeß), die Herstellung eines breiten Streifens (monotape), die Herstellung des Verbundes durch heißisostatisches Pressen. Weitere Informationen werden zur Verfahrensausbeute, zum Gefüge, der Faserabstandskontrolle, den mechanischen Eigenschaften gemacht. (Hulek)
Metal-matrix composite processing technologies for aircraft engine applications
Verarbeitungstechnologien von Metallmatrixverbunden für Flugzeugtriebwerke
Journal of Materials Engineering and Performance ; 2 , 3 ; 341-346
1993
6 Seiten, 8 Bilder, 2 Tabellen, 5 Quellen
Aufsatz (Zeitschrift)
Englisch
Evaluation of Ceramic Matrix Composite Technology for Aircraft Turbine Engine Applications
British Library Conference Proceedings | 2013
|Technologies Facilitating Aircraft Engine Damage Tolerance Implementation
British Library Conference Proceedings | 1993
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