GH4033涡轮叶片服役1600h后的显微组织及力学性能评价

航空发动机涡轮叶片服役过程中将产生组织退化和性能降低,从而威胁其服役安全。已有研究中,对长时服役后的叶片组织退化和性能损伤的评价研究较少。本研究对服役1600h后的GH4033合金二级涡轮叶片进行金相解剖分析和物理化学相分析;同时观察并量化表征该二级涡轮叶片各部位晶粒组织,γ+γ′基体组织和晶界碳化物,测量不同部位的维氏硬度和持久性能,分析其组织退化与性能损伤规律。结果表明:服役后叶片各部位组织退化及性能损伤程度不明显,根据γ′相的量化表征结果推断该叶片最高服役温度应不高于700℃。叶身各部位持久性能及维氏硬度与榫头部位相当,均符合航空工业标准HB/Z 91—1985要求,因而判断该叶片仍可以继续使用。研究结果对低γ′相体积分数的变形高温合金航空发动机涡轮叶片的服役安全评价具有指导意义。     

热处理工艺对Ni—20Cr—1.5Al—2.3Ti合金组织与性能的影响

用金属薄膜和晶界萃取碳复型技术研究了两种热处理状态下Ｎｉ－２０Ｃｒ－１．５Ａｌ－２．３Ｔｉ高温合金晶内和晶界沉淀特征及其对性能的影响规律。结果表明，采用了１０８０℃８ｈ，Ａ．Ｃ＋７７５℃１６ｈ，Ａ。Ｃ．的两段制工艺热处理后，γ＾１相直径约为２０ｎｍ，呈球状在基体均匀弥散分布，晶界析出适量小尺寸的颗粒状Ｃｒ２３Ｃ６和少量大尺寸的ＣＲ７ｃ３，处于良好的强韧化状态，因而合金具有较好的强度和韧性。     

K77合金的组织和性能研究

研究了Ｋ７７合金不同热处理状态对其组织和性能的影响，发现适当提高固溶温度可以提高合金的持久寿命。本试验中合金的性能均较美国Ｐｅｎｅ７７合金公布的力学性能高。还发现Ｋ７７合金具有较好的组织稳定性，主要表现在高温时效时γ间距λ及尺寸ａ变化不大，另外碳化物反应ＭＣ＋γ→Ｍ２３Ｃ６＋γ对合金有一定的增强作用，抑制了性能的下降。     

制造涡轮叶片的新方法

对于航空发动机来说,涡轮叶片是一个非常重要的结构,其设计和制造的质量将会直接对整个飞行器的运行造成影响。本文首先探讨了航空发动机的涡轮叶片,介绍了其耐温能力的影响因素,之后说明了如何提高其耐温能力,进而对涡轮制造的技术在未来的展望进行了介绍。     

热等静压及恢复热处理工艺对DZ125蠕变损伤的影响

选用4种不同参数的热等静压及恢复热处理工艺对DZ125蠕变损伤试样进行显微组织演化的研究,并进行力学性能评价。结果表明:DZ125合金经预持久损伤实验后,显微组织出现了γ′相退化、蠕变孔洞形成等,但是碳化物没有出现由MC型向M_(23)C_6及M6C型分解。此外,热等静压的温度在孔洞愈合过程中作用显著,1200℃及1250℃温度下分别出现了γ′同心筏排结构及合金的初熔现象。同时,通过选取合适的热等静压参数,可以避免内部再结晶的产生。合理的热等静压及恢复热处理工艺可以改善蠕变损伤的显微组织,并使其显微硬度达到原始态水平,且持久寿命得到提高。     

TiAl合金表面TiAlCrY/YSZ涂层高温长时间服役性能

TiAl合金具有低密度、高比强度的优异性能,是一种潜在的航空发动机用结构材料。TiAl合金的服役温度范围为700～900℃,在其表面制备高温热防护涂层可以进一步提高服役温度。本研究采用等离子喷涂技术在TiAl合金表面制备了新型TiAlCrY/YSZ涂层,并与传统的NiCrAlY/YSZ热障涂层进行高温长时间服役性能对比研究。结果发现, TiAlCrY/YSZ涂层在1100℃空气环境中服役300 h保持完好,表现出良好的高温性能,而NiCrAlY/YSZ涂层在1100℃的服役寿命不足100 h。显微分析结果表明, TiAlCrY黏结层表面会形成一层连续且致密的TGO,其主要成分为Al2O3,与YSZ涂层的界面兼容性良好。并且TGO在1100℃空气环境中服役300 h后,厚度仍<8μm。以上研究表明,与传统NiCrAlY/YSZ热障涂层相比, TiAlCrY/YSZ更适合作为TiAl合金表面的高温热防护涂层。     

热处理对GH783合金组织与性能的影响

研究了抗氧化型低膨胀高温合金GH783的热处理制度.结果表明:随着固溶温度的升高,晶粒有所长大,在1140℃固溶晶粒开始不均匀长大;室温拉伸强度有所下降,高温拉伸塑性有所升高,持久塑性在1115℃固溶时最高.随着β时效温度的升高,二次β相明显增多,γ′相也发生比较明显的变化;在845℃进行β时效,合金可以获得良好的组织和综合性能.     

高温合金热处理工艺研究进展

高温合金是一类在高温及一定应力条件下长期工作的高温金属材料,具有良好的综合性能,被广泛地应用于航空航天等领域。适当的热处理工艺通过改变合金的微观组织来提升其性能。总结了近几年高温合金热处理工艺的研究进展,详细论述了变形高温合金、铸造高温合金和粉末高温合金的热处理工艺及热处理对其组织和性能的影响,并阐述了高温合金热处理工艺的发展趋势。     

我国燃气涡轮用铸造高温合金的发展

本文综述了我国燃气涡轮用铸造高温合金领域内多年来所取得的成就,包括合金的性能水平和理论研究方面的进展,着重谈到合金元素影响、工艺参数选择以及定向和单晶技术的发展。     

The Assessment of Service Induced Degradation of Nickel Based Superalloy Gas Turbine Blading

Residual stress rupture properties have been determined directly for service run gas turbine blades manufactured from forged Nimonic 115, equiaxed cast IN 738LC and directionally solidified PWA 1422. The validity of the isostress rupture extrapolation procedure at service stress levels has been demonstrated (i.e., linear relationship between test temperature and log of rupture life at a given stress). Rupture tests carried out at greater than service stress levels gave a more conservative indication of the residual properties than those conducted at the service stress. The lack of any simple relationship between the microstructures and the residual properties is discussed.     

地面燃机涡轮叶片和导向叶片涂层的应用EI

介绍了国外燃用低质柴油的地面燃机一级涡轮叶片及导向叶片防护涂层的抗腐蚀性能 ,肯定了高 Cr- MCr Al X (M=Ni、 Co、 Ni Co,X=Y、 Si、 Hf)涂层防护效果。     

Study of microstructure degradation and rejuvenation evolution for F-class gas turbine blade

Service degradation of F-class gas turbine blade and its microstructure evolution during a simple rejuvenation process are investigated, and then microhardness of the rejuvenated blade is evaluated. The results show that the turbine blade suffers from significant service degradation such as spheroidising, coarsening and rafting of the γ′ phase. It is also verified that the γ′ precipitates microstructure could be recovered and even improved by a full solution followed by two-step aging. The proper solution temperature is necessary to dissolve the deformed γ′ precipitates and allows optimum reprecipitation during next aging. The microstructure of the rejuvenated blade all shows bimodal distribution with coarse and fine γ′ precipitates. The microhardness is higher and more uniformly distributed than that of the service-exposed blade.     

重型燃机定向结晶空心叶片凝固过程的实验与模拟

采用ProCAST软件系统研究HRS(High Rate Solidification)与LMC(Liquid Metal Cooling)工艺下,不同工艺参数对重型燃机用大型定向结晶空心叶片凝固过程的影响。结果表明:与HRS工艺相比,LMC工艺下叶片的糊状区宽度更小,固/液界面形状更加平直。LMC工艺下叶片的纵向温度梯度约为HRS工艺下的3倍;利用LMC工艺制备该燃机叶片时冷却速率为0.3~2.00℃/s,远高于HRS工艺时的冷却速率(0.05~0.16℃/s);LMC工艺下,采用低的保温炉温度仍可保证叶片获得高的温度梯度和冷却速率;而为避免缘板处杂晶对原始晶粒的阻碍,HRS工艺应当采用高的保温炉温度与更低的抽拉速率。实验与模拟结果均表明:与HRS工艺相比,利用LMC工艺制备的燃机叶片,枝晶组织显著细化。     

涡轮叶片材料及制造工艺的研究进展

针对航空发动机涡轮叶片的工作环境和使用要求,介绍了提高涡轮叶片耐温能力的两种途径,即加强叶片冷却和提高叶片材质自身的耐温性能。文中着重评述了用作叶片材料的合金及其制造工艺的研究进展与发展趋势。     

自恢复容错系统的建模与分析

容错系统不仅会产生硬件故障,由于连续长时间的运行,系统的性能也会逐渐下降或失效,即老化现象。综合考虑容错系统中的硬件故障和老化现象,提出了将传统的冗余技术和软件抗衰技术相结合的策略,并给出了该系统的非马尔可夫随机Petri网模型,随之对基于该模型的系统进行了定量分析。     

氧化硼对聚磷酸钙纤维力学和降解性能的影响

采用熔融拉丝法制备聚磷酸钙纤维(Calcium Polyphosphate Fibers, CPPF)。探究不同质量分数的B₂O₃对CPPF的降解性能和力学性能的影响。利用傅立叶红外光谱仪、扫描电子显微镜(SEM)等对材料的结构及其性能进行表征。研究表明：随着B₂O₃质量分数的增加, CPPF的拉伸强度和模量有了明显的提高, 但纤维表面变得粗糙; 同时CPPF的阻降性能随着B₂O₃含量的升高而提高, 且降解后的纤维表面的裂纹减少。B₂O₃具有较优的阻降效果, 当B₂O₃的添加量为9%时, 其拉伸强度和模量比未添加的CPPF提高了146%和153%; 在降解16 d后, 其质量损失率相对于未添加的CPPF减少了31%。