GH4169合金热模锻直接时效压气机盘件的组织与性能

用热模锻技术成功锻制出我国目前最大推力的航空发动机压气机用437 mmGH4169合金直接时效盘件。通过光学金相检验、室温和650℃拉伸试验、650℃/700 MPa组合持久及595℃/825 MPa蠕变试验,对比研究了该盘件与普通盘件的组织和性能。结果表明,热模锻技术成功克服了模具的激冷影响,获得了尺寸精化、组织均匀的盘件。该盘件的组织性能全部超过了该发动机的技术要求。与普通模锻工艺相比,热模锻工艺的单件节材35 kg,材料利用率提高30%左右,且工艺的可控性和稳定性更好。     

GH4169高温合金低周疲劳变形行为研究

以GH4169高温合金为研究对象,通过低周疲劳试验研究了该合金常温下不同总应变幅时的循环变形行为和变形机制.结果表明,当总应变幅大于0.5％时,合金发生循环硬化(N＜10周次)随后发生软化直至失效断裂;当总应变幅为0.5％时,合金直接发生瞬时软化直至最后的失效断裂.随总应变幅的增加,循环硬化速率先增加后降低,而循环软化...     

航空涡轮盘用GH4169G合金研制

目前应用最广泛的航空涡轮盘材料是IN718合金,提高IN718合金的组织稳定性和持久寿命对航空发动机的使用尤为重要.试验研究发现,添加适量的P、B可有效提高IN718合金的持久寿命,但添加P、B的IN718合金材料工业化生产和应用方面的报道很少.采用金相观察、力学性能测试等手段,研究了GH4169G合金的组织与性能.对比分析了P、B微量元素不同添加量对GH4169G合金力学性能的影响.试验结果表明,GH4169G合金的热加工工艺性能良好;与普通IN718合金相比,GH4169G合金的持久寿命提高3倍以上.     

GH710合金涡轮盘制作工艺改进

ＧＨ７１０涡盘在我厂生产中的难点在于：表面质量差，晶粒粗大，本文主要从锻造过程中工艺进来阐述如何克服这一难点。     

GH4169合金高温多轴非比例加载下疲劳断口特征

研究了总应变控制下比例加载和不同相位差(45°和90°)的非比例加载条件下GH4169镍基高温合金650℃双轴疲劳的断口特性.结果表明,比例加载时,裂纹在试样表面均匀萌生;随非比例度提高,裂纹萌生的数量明显减少.比例加载的断口表面有明显的撕裂条带,且沿径向扩展;而非比例加载时这些撕裂条带减少,相应地撕裂面增多,在相位差为90°时断口表面完全为撕裂面,且沿圆周方向扩展.在两裂纹扩展的交界处,发现有疲劳条纹,沿径向分布.在瞬间断裂区,随着非比例度的增加,韧窝逐渐加深,且撕裂面逐渐加大.     

涡轮盘用高性能粉末高温合金的优化设计探讨

从成分和组织两个方面分析近年来国内外涡轮盘用粉末高温合金的优化设计过程,总结新的合金化途径对合金力学性能的影响规律,探讨合适的热处理工艺对获取最佳显微组织的重要性,并为国内开展新型高性能粉末高温合金优化设计提出建议.     

GH4169合金的低温冲击性能

对ＧＨ４１６９合金中的δ相密集区所占的面积分数与冲击功的关系进行了定量研究，并用ＳＥＭ观察了冲击断口的表面，结果表明：ＧＨ４１６９合金的冲击功随组织中δ相密集区所占的面积分数增大而减小，冲击断口为韧窝断口。     

GH4169合金高温塑性变形的热加工图

以热模拟压缩试验的应力-应变数据为基础,根据DMM模型(dynamic materials model,动态材料模型)建立固溶态粗晶GH4169合金的热加工图;结合光学显微镜(OM)及电子背散射衍射(EBSD)分析,确定合金压缩变形的稳定区和失稳区,研究不同变形条件下的微观变形机制,并提出工艺参数范围.结果表明,粗晶GH4169合金在应变速率为10-0.25～1 s-1、变形温度为950～1100℃的条件下发生热加工流变失稳,失稳原因主要与局部塑性流动引发的裂纹有关;粗晶GH4169合金在中、低应变速率区有3个典型的动态再结晶区域,在应变速率为l0-3s-1、变形温度为950℃时局部能量耗散效率(η)的极大值主要与晶界析出δ相对动态再结晶的促进作用以及局部的晶内形核有关;综合考虑能量耗散效率、伸长率和组织状态,建议粗晶GH4169合金的始锻和终锻分别在应变速率为10-2.7～ 10-1.5s-1、变形温度为1087.5～1100℃和应变速率为10-2.5～10-1.5s-1、变形温度为1000～1065 ℃的条件下进行.     

GH4169合金高温疲劳裂纹扩展的微观损伤机制

空气环境对高温合金在高温下的损伤行为有显著影响.为了研究标准热处理态GH4169合金在高温疲劳裂纹扩展过程中的微观损伤机制,在空气环境中进行650℃、初始应力强度因子幅ΔK=30 MPa·m^1/2和应力比R=0.05的低周疲劳裂纹扩展试验.使用扫描电镜(SEM)及能谱(EDS)对试样的断口、外表面和剖面进行观察和分析.实验结果表明:疲劳主裂纹以沿晶方式萌生并扩展,随后沿晶二次裂纹出现,并且其数量和长度沿主裂纹方向逐渐增加,进入快速扩展阶段后,断口呈现韧窝组织形貌;在裂纹扩展过程中,δ相与基体的界面发生氧化,使得沿晶二次裂纹沿界面扩展并产生偏折,从而起到阻碍二次裂纹扩展的作用;试样外表面的主裂纹周围出现晶界氧化损伤区,其尺寸和晶界开裂程度沿主裂纹扩展方向逐渐增大.     

GH586合金的高温低周疲劳特征

研究了GH586合金750℃的低周疲劳性能，并对疲劳机制进行了分析讨论。结果表明GH586合金具有很高的抗高温低周疲劳性能，疲劳裂纹产生于合金表面。     

俄罗斯粉末高温合金涡轮盘的生产工艺

介绍了俄罗斯粉末高温合金涡轮盘的生工节,存在的问题和改进措施以及新合金,新工艺。目的是借鉴国外的先进技术以发展我国的粉末高温合金。     

粉末高温合金盘件

１　概述随着航空工业的发展,现代燃气涡轮发动机正向推力大、油耗低、推重比高和使用寿命长的方向发展,这一发展要通过压气机增压比的提高和涡轮进口温度的提高,以及在设计上采用一定的措施来实现。涡轮盘是发动机重要部件之一,飞行时承受起动、停车循环的机械应力和温差引起的热应力的迭加作用,工作条件极为苛刻,因此对制造涡轮盘件的高温合金提出了更高的要求,要求具有良好的力学性能、理化性能及热工艺性能,特别是在使用温度范围内要有尽可能高的低周疲劳和热疲劳性能,这是确定涡轮工作寿命的关键因素。为了解决高合金化常规铸…     

激光修复GH4169合金零部件关键技术研究

采用GH4169粉末对航空发动机材料GH4169合金进行激光修复试验,测试修复试样与母材试样的室温、高温拉伸性能、疲劳性能,将两者之间以及和材料标准进行对比,并进行组织分析.研究表明,在合适的工艺参数下,热影响区很窄,仅为0.1～0.2 mm,熔覆区冶金质量良好,未见明显空洞和熔合缺陷等;修复试样的室温拉伸强度达到12...     

涡轮盘用GH4169合金真空感应熔炼脱硫工艺研究

通过对真空感应熔炼脱硫工艺的研究,采用CaO粉末前期脱硫,J—Ca后期脱硫的联合脱硫工艺。使涡轮盘用GH4169合金S含量降到0．0018％的较低水平,能满足S含量≤0．002％的要求,生产出合格的涡轮盘用GH4169合金。     

变形速度及晶粒度对GH4169合金高温拉伸性能和组织的影响

研究了温度、拉伸速度、原始晶粒度对GH4169合金高温拉伸性能和组织的影响。随拉伸速度的提高，合金的强度升高，塑性下降。原始粗晶组织的强度明显高于原始细晶的相应值，而塑性则相应不同程度下降。在动态再结晶温度以上的950—980℃，原始细晶组织试样适量变形区具有均匀的10—13级晶粒。890℃、950℃和1030℃适量变形部位在正常热处理过程中晶界δ相分别呈大量聚集针状、适量短棒与小颗粒状和少量小片与薄膜状的析出特征。在热模锻条件下，选用合适的该合金细晶坯料，950℃左右的模具温度，预计锻件可获得均匀细小的晶粒和良好的晶界状态与性能。     

DA169合金涡轮盘的高温断裂韧性

高温断裂韧性符合ＫＩＣ（ＭＰａｍ１／２）＝１１６．４－０．０４４ｔ（℃），６００℃Ｊ积分符合ＪＲ＝７２．２（△ａ）０．５８８，６００℃时ＫＩＣ实验值与由６００℃Ｊ积分换算的ＫＩＣ值基本符合，ＤＡ１６９合金涡轮盘基本达到高强度韧的要求。