服役后的René N5镍基单晶高温合金燃机涡轮叶片定量表征与评估（英文）

对服役近26 000 h的René N5单晶高温合金燃机高压一级涡轮叶片进行解剖分析,研究了叶片不同部位的组织演化和损伤程度。分析了γ′相的形貌和体积分数,拓扑反转程度,碳化物的形貌和成分。结果表明,γ′相的体积分数和拓扑反转程度可以作为服役叶片显微组织损伤的定量表征参数,γ′相的形貌和拓扑密排相(TCP)的析出可以作为半定量的表征参数。根据以上参数,服役后的燃机涡轮叶片的组织损伤程度可以分为3个等级:轻度损伤,中度损伤和重度损伤。本研究结果为燃机用单晶涡轮叶片的组织损伤评价奠定了基础,并对叶片服役安全具有重要意义。     

单晶涡轮叶片长期服役组织演化及性能退化分析

为对单晶涡轮叶片长时服役后的显微组织损伤及力学性能退化程度进行评价，分别选用服役时间为25000h和50000h的燃气轮机用高压涡轮叶片，截取叶身中部材料进行组织定量表征和显微硬度测试。定量测算了不同服役时间和不同位置的γ"相尺寸、体积分数，二次γ"相尺寸，基体通道宽度，并进行了维氏硬度测试。结果表明：同一服役时间不同位置γ"相尺寸粗化程度不同，前缘、尾缘高温区γ"相尺寸大于叶盆、叶背处，而体积分数稍小于其他两处；服役50000h的叶片γ"相尺寸大于相同位置处服役25000h叶片，体积分数呈相反规律；部分位置存在二次γ"相析出现象，二次γ"相析出位置基体通道宽度明显增加，经1100℃/2h空冷/炉冷实验验证，二次γ"相析出与工作高温及冷却方式有关；尾缘服役异常高温区出现TCP相，该相富含W、Re元素，经分析为μ相；不同服役时长前缘、尾缘位置显微硬度均下降明显，且显微硬度下降与γ"相尺寸增大呈负相关、体积分数减少呈正相关关系，γ"相尺寸、体积分数可作为本材料损伤评价参量。     

某型航空发动机单晶涡轮叶片热冲击疲劳行为研究

研究了1 000次热冲击疲劳循环对某型航空发动机单晶高温合金涡轮叶片损伤行为的影响。结果发现,在叶片尾缘排气窗间隔墙与叶片盆侧过渡的转角处形成热疲劳裂纹,裂纹长度较小。通过对叶片不同位置γ′相的显微观察和定量表征发现,叶片尾缘部分γ′相形貌退化较为明显,其余γ′相尚未发生明显退化,仍保持规则的立方状,表明1 000次热冲击疲劳循环对叶片的抗冷热性能影响较小。     

高转速-高温下DZ125叶片组织演化的几何结构相关性

本文以高转速-高温耦合环境下服役337.72 h、408.12 h和661.38 h的DZ125涡轮空心叶片为研究对象，利用微观组织分析手段，研究了枝晶形貌、γ’强化相、碳化物和γ/γ’共晶组织的演化规律。结果表明：与恒温单轴应力不同，在高转速-高温耦合作用下，DZ125服役叶片枝晶干和枝晶间微观组织的不均匀性并未随时间的延长而减弱，反而更加明显。其中温度最高的前缘位置，γ’相大量溶解和粗化，导致服役叶片的微观组织演化表现出明显的几何结构相关性和区域的不均匀性。因此，仅用枝晶干γ’相的尺寸和体积分数很难全面描述叶片服役过程中的组织演变规律，有必要建立基于叶片几何结构的宏观形貌(如枝晶形貌)和微观形貌(如γ’相)相耦合的组织演变分析方法。     

不同服役温度时间下IC10高温合金组织演变研究

在由于尺寸超差等因素报废的IC10高温合金叶片上进行取样,研究不同服役温度、时间对IC10叶片组织的影响规律以及对显微硬度的影响。结果表明:随热暴露温度和时间的增加,合金中二次γ′相的体积分数逐步降低,在1 120 ℃时,二次γ′相明显球化,体积分数开始显著降低,至1 200 ℃时,短时热暴露（40 h）二次γ′相的体积分数降低至12.96%,说明服役温度、时间对IC10合金的组织有着显著影响;经过热暴露实验后的IC10叶片硬度为HV 354.57～407.28 ,1 050 ℃时,由于基体强度的弱化,试样的硬度低于标准热处理态,随后二次γ′相开始回溶,1 200 ℃之后二次γ′相基本回溶,此时组织为更为均匀细小的三次γ′相,硬度反而升高。     

激光冲击强化对镍基单晶高温合金SRR99组织及性能的影响

目的 解决镍基单晶高温合金航空发动机涡轮叶片在服役时发生表面损伤的问题,探究激光冲击强化对镍基单晶高温合金SRR99的强化变形机制。方法 采用高功率（8 J）短脉冲激光分别对试样进行1、2、3次表面强化,使用白光干涉仪、显微硬度仪、X射线分析仪对强化前后的镍基单晶高温合金试样表面形貌、粗糙度、显微硬度、残余应力进行测试,通过扫描电子显微镜、透射电子显微镜和X射线衍射仪分析激光冲击强化对镍基单晶高温合金微观组织和物相组成的影响。结果 经过1、2、3次激光冲击后,单晶高温合金试样表面发生了塑性变形,表面凹坑随着冲击次数的增加逐渐加深,表面粗糙度分别为1.566、1.868、2.265μm,显微硬度分别增加了15.3%、25.8%、32.1%,表面残余压应力分别提高为–790、–870、–917 MPa。经强化后,试样表层形成了畸变层,γ′相的面积和体积分数均增大,合金未发生相变,但两相发生了严重的晶格畸变,晶格常数和晶面间距的变化导致两相晶格发生失配,经强化后在试样表层γ′强化相、γ通道、γ/γ′界面观察到大量位错结构,此外还观察到贯穿γ′相、γ相的位错滑移带和致密的位错网络。结论 激光冲...     

电液束加工对DD6单晶合金气膜孔损伤行为研究

国内对于先进型号发动机涡轮转子单晶叶片已主要采用电液束加工。电液束加工主要是电化学阳极溶解的过程,对单晶高温合金会造成孔边材料的腐蚀损伤,进而在服役条件下影响单晶叶片的性能。采用微观观察、金相分析等研究电液束加工对单晶高温合金气膜孔的损伤行为,通过高温原位疲劳试验分析打孔损伤对疲劳裂纹萌生机制的影响。结果表明：在入口侧孔边及孔壁的腐蚀区域形貌均为DD6单晶高温合金电解腐蚀组织的特征,部分γ相被腐蚀掉,γ′相突出。入口侧孔边的电解腐蚀层厚度在15~30μm范围内,中间孔壁的电解腐蚀层厚度在6~9μm范围内;带单孔的DD6单晶高温合金试样疲劳裂纹萌生有两种情况：一是从孔边的疏松缺陷处萌生裂纹;二是从孔边的电解腐蚀损伤层附近起源。     

合金元素对Co-8.8Al-9.8W合金显微组织及γ′相转变温度的影响

为了研究Ni,Nb,Ta,Ti和Mo元素对Co-8.8Al-9.8W基合金(摩尔分数,%)显微组织及γ′相溶解温度的影响,借助DSC和SEM等方法研究几种合金元素对合金γ/γ′两相显微组织形貌和γ′相转变温度的影响。结果表明:Ni和Mo元素降低γ′相的溶解温度,而Nb、Ta和Ti元素提高了γ′相的溶解温度,且Ta的提高效果最明显。几种合金化合金经过(900℃,50 h)时效处理后均形成γ/γ′两相组织。Ni和Mo元素能使合金中γ′相形貌由立方形变为近立方形或球形(如2Ni合金),而其他合金元素并没有明显改变γ′相的立方形貌。Ni、Mo与Nb元素使合金中γ′相的体积分数减少,Ni减少的程度较为显著;但Nb、Ta和Ti元素使γ′相保持较高的体积分数。     

Ni对Co-Al-W基合金时效组织演变和γ′相溶解行为的影响

以4种不同Ni含量(15%~45%,原子分数)的新型γ′相强化Co-Al-W基合金为研究对象,通过时效与高温热处理显微组织分析以及显微硬度测试,研究了Ni对相转变温度、γ/γ′两相组织演变、γ′相高温溶解行为和显微硬度的影响.结果表明:随着Ni含量的增加,γ′相溶解温度升高,固相线温度未发生明显变化.4种合金经900℃,50 h热处理后,基体均为γ/γ′两相组织;随着Ni含量的增加,γ′相形貌由立方形逐渐向近似球形转变,γ′相体积分数不断降低.经300 h长时间热处理后,合金的γ′相形貌没有明显改变,γ′相体积分数出现不同程度的降低.对900℃,300 h热处理的合金进行970~1060℃高温处理后,γ′相体积分数随着热处理温度的升高而逐渐减少,并最终全部溶解而消失;低Ni含量(15%和25%)合金和高Ni含量(35%和45%)合金的γ′相形貌分别转变为球形和立方形.900℃,50 h和300 h显微硬度测试结果表明:随着Ni含量的增加,合金的硬度降低;热处理时间的延长使合金的硬度小幅增加.     

Ta对一种抗热腐蚀镍基单晶高温合金长时热暴露组织和蠕变性能的影响

为进一步提高燃机叶片的服役温度,获得综合性能更优的镍基单晶高温合金,本工作研究了Ta含量对镍基单晶高温合金在900℃长时热暴露过程中组织损伤和性能退化规律的影响。利用SEM和TEM-EDS分析了Ta含量对抗热腐蚀镍基单晶高温合金微观组织及900℃、275 MPa蠕变性能的影响。通过对比相同热暴露时间的不同Ta含量合金(2Ta、5Ta和8Ta)组织发现,随Ta含量的增加,γ’相尺寸无明显变化,但立方度有所提高,γ基体中的三次γ’相数量减少。随Ta含量由2%增加到5%,除热暴露4000 h时2种合金γ’相体积分数较为接近外,其余热暴露时间下5Ta合金的γ’相体积分数均高于2Ta合金;Ta含量进一步增加至8%,热暴露不同时间后γ’相体积分数均有所增加。随热暴露时间的延长,3种合金的900℃、275 MPa蠕变性能变化趋势存在差异：2Ta合金热暴露0～4000 h无明显变化,热暴露8000 h后性能明显降低;5Ta和8Ta合金的持久寿命均随热暴露时间的延长先升高后降低,分别在热暴露500和2000 h时达到峰值。随Ta含量的增加,合金稳态蠕变速率不断降低、蠕变寿命明显延长、峰值蠕变寿命向后推移...     

一种含Ru镍基单晶高温合金的组织特征

对一种含3%Ru(质量分数,下同)的第四代镍基单晶高温合金的热处理态组织中的γ′相尺寸及分布情况、亚晶及嵌镶结构、γ/γ′两相点阵错配度、γ′相体积分数等进行了表征.X射线衍射实验结果表明,该合金不是一种完整的单晶合金,而是由许多相邻平均取向偏差为0.5°左右、最大取向偏差为3°左右的亚晶组成,亚晶存在亚晶界.每一个亚晶又是由大量的嵌镶结构组成,嵌镶结构之间的取向偏差为0.1°-0.2°.实验结果表明,这种合金的热处理态组织中存在明显的组织不均匀现象,呈枝晶状分布.该合金的平均γ′相尺寸为0.39μm,平均γ′相体积分数为69.5%,平均γ/γ′两相点阵错配度为-2.0×10~3.讨论了这种合金热处理态组织的演变规律.     

基于微观组织演变的DZ125定向凝固高压涡轮叶片服役温度场的评估方法研究

以服役900 h的DZ125合金叶片为研究对象,通过对叶片服役前后的枝晶干、枝晶间、晶界及碳化物各类组织退化行为的研究,确定了枝晶干g'相的体积分数作为反映服役温度的可量化表征参量.结合叶片用DZ125合金在900~1100℃下显微组织的演变行为,研究了热暴露温度与枝晶干g'相体积分数之间的量化对应关系.在此基础上,提出了一种基于显微组织的涡轮叶片服役温度的实验评估方法.同时,分别假设叶片服役温度恒定以及考虑叶片实际服役温度变化2种情况,实现了对等效平均服役温度(T_(ave))及等效最高服役温度(T_(max))的定量评估.评估结果表明:叶片叶身中部服役温度最高,由叶身中部向叶尖和叶根服役温度逐渐降低;同一截面服役温度由高到低依次为:进气边叶盆排气边叶背;服役温度最高的区域为叶身中部截面的进气边,服役时经历的等效最高服役温度为1050~1100℃.叶片等效平均服役温度及等效最高服役温度的分布规律一致,但部分部位的等效最高服役温度高于等效平均服役温度,本研究认为叶片的等效最高服役温度的评估结果更为合理.     

DZ125高温合金涡轮叶片的性能恢复热处理

高温合金涡轮叶片长期服役存在组织老化和性能退化问题,通过热处理对长时服役叶片的微观组织进行调整,恢复其性能并使其具备再次装机使用的能力,有助于降低发动机大修成本。本文以某型号飞机发动机DZ125高温合金涡轮叶片为研究对象,分析热处理工艺对长时服役叶片性能恢复的影响,并进行了详细的组织观察,结果表明:高温合金叶片老化的主要原因是晶间析出碳化物,γ'强化相粗化变大,出现球化和筏化现象等。经过热处理后,长时服役叶片组织得到一定程度恢复,椭球形γ'相粒子已经全部成长为立方状,γ/γ'相共晶区域面积增大,碳化物重新融入晶体,微观组织形态与新叶片基本相同。     

Ni_3Al基单晶合金IC21的微观组织及力学性能

针对高压涡轮导向叶片服役性能需求特点研发了一种低密度、低成本、高强度Ni3Al基单晶合金IC21.该合金的Re含量不大于1.5%,密度小于8.0 g/cm3.金相法测得合金的初熔温度约为1345℃.经过标准热处理后,IC21合金中γ'相分布均匀,体积分数为80%左右,尺寸约为420 nm,具有较高的γ'相立方化程度和排列有序度.IC21单晶合金在1100℃下抗拉强度为490 MPa,屈服强度为470 MPa,在1100℃,140 MPa条件下的持久寿命可达170.5 h,1150℃,100 MPa条件下的持久寿命可达110.0 h.IC21单晶合金具有良好的高温组织稳定性和较好的抗高温氧化性,1080℃长期热暴露后,没有拓扑密堆相析出,在1100和1150℃大气中100 h的氧化动力学曲线遵循抛物线规律,氧化增重速率分别为0.015和0.045 mg/(cm2·h).组织结构分析表明,该单晶合金的高温强度主要来源于高的γ'相含量、高的合金错配度和致密的界面位错网结构.γ'     

热力耦合对一种第四代镍基单晶高温合金1100℃蠕变组织演变的影响

以一种第四代镍基单晶高温合金为研究对象,采用变截面蠕变试样,在1100℃、43~96 MPa条件下进行200 h蠕变中断实验,利用SEM和TEM观察了微观组织演变规律,利用同步辐射高能XRD和EPMA分析了高温低应力条件下镍基单晶高温合金的蠕变组织演变。结果表明:随着应力的增大,镍基单晶高温合金的γ′相体积分数降低,筏化程度增大且筏排厚度下降,同时,γ相通道宽度逐渐增大,而γ/γ’两相界面位错网间距逐渐减小。固溶强化元素Re、Mo和Cr等在γ相中的富集导致γ/γ’两相错配度绝对值增大。蠕变过程中γ’相体积分数降低和γ’相筏排厚度减小显著降低了合金的强度。另外,位错在γ′相溶解所导致的弯曲相界处的塞积,使位错易于切入γ′相,也是镍基单晶高温合金室温硬度下降的重要原因。     

镍含量对Co-8.8Al-9.8W基合金时效组织演变与γ′相溶解行为的影响

为了研究镍含量(5、15、25和35,at%)对Co-8.8Al-9.8W基高温合金时效组织演变及γ′强化相溶解行为的影响,运用SEM、XRD等对时效处理后合金的γ′相微观组织结构演变、γ′相相转变温度和显微硬度进行了研究。结果表明,Ni含量增加,γ′相溶解温度出现不同程度的提高,γ′相的体积分数也在逐渐增加。当Co-8.8Al-9.8W合金中Ni添加量为25%时,γ′强化相的溶解温度达到了1100℃。合金固相线温度和γ′相的形貌未发生明显变化。4种不同镍含量合金经900℃/50 h热处理后,基体均为典型的γ/γ′两相组织。经900℃/100 h热处理后,γ′相的体积分数出现不同程度的降低,且γ′相发生了明显的粗化。对4种合金900℃/50 h和900℃/100 h的显微硬度测量结果表明,当Ni含量由5%增加至15%时,其显微硬度升高;当Ni含量进一步增加时,合金的显微硬度却降低。合金的时效处理时间由50 h延长至100 h时,γ′相的体积分数减少并伴随着γ′相的粗化,导致Co-8.8Al-9.8W基合金的显微硬度降低。     

热等静压处理对K439B高温合金显微组织的影响

对K439B合金进行了1165 ℃/150 MPa,4 h热等静压处理,采用光学显微镜和扫描电镜对比研究了铸态和热等静压态K439B合金的显微组织。结果表明:铸态K439B合金存在0.25%的显微疏松,热等静压后显微疏松基本消除(0.013%)。与铸态相比,经过热等静压处理后合金中的γ/γ′共晶组织体积分数和尺寸减小,各元素分布更加均匀,凝固偏析系数均更接近1。铸态K439B合金枝晶干处γ′相尺寸和体积分数分别是116.9 nm和17.8%,枝晶间部位γ′相尺寸和体积分数分别为244.4 nm和24.9%。热等静压后合金枝晶干部位的γ′相尺寸及体积分数分别为148.0 nm和17.5%,枝晶间部位γ′相尺寸和体积分数分别为159.1 nm和22.8%。热等静压处理使合金枝晶干、枝晶间部位的γ′相尺寸、体积分数和形貌接近,同时γ′相分布变得均匀。     

时效处理对镍基单晶高温合金显微组织和硬度的影响

针对不同γ′相体积分数(30%和60%)、经不同时间时效后(0、100、500和1000 h)的镍基单晶高温合金,利用X射线衍射仪(XRD)、扫描电镜(SEM)、原子力显微镜(AFM),并结合纳米压痕试验研究了时效处理对镍基单晶高温合金微观结构和硬度的影响。结果表明,随着时效时间的增加,合金γ′相尺寸逐渐增大。γ′相体积分数为30%和60%的合金中γ′相的形态分别为球形和立方形,γ′相的形态并未随着时效时间增加而发生明显变化;同时,由于60%γ′相体积分数的合金难熔元素含量较高,在时效处理过程中产生了TCP相。时效后,两种沉淀体积分数的合金都呈现出显著的硬化效应,分析认为γ′相强化机制未发生转变。合金在压痕周围的堆积高度随着时效处理时间的增加逐渐增高,而堆积影响的范围逐渐减小。     

含Mo单晶镍基合金的高温蠕变及损伤行为

通过蠕变性能测试及组织形貌观察,研究含3%和5%(质量分数)Mo无Re单晶镍基合金的高温蠕变和损伤行为。结果表明:与3%Mo单晶合金相比,5%Mo无Re单晶合金具有较好的蠕变抗力和较长的蠕变寿命,测定出5%Mo单晶合金在1040℃、137 MPa的蠕变寿命为556 h。在施加的温度和应力范围内,测定出合金在稳态蠕变期间的表观蠕变激活能Q=484.7 kJ/mol。合金在稳态蠕变期间的变形机制是位错在基体中滑移和攀移越过筏状γ′相;合金在蠕变较后阶段的变形机制是位错剪切进入筏状γ′相。随蠕变进行,位错的交替滑移致使合金中筏状γ′相发生扭曲,并在筏状γ′/γ两相界面发生裂纹的萌生和扩展,直至断裂,是合金在高温蠕变后期的损伤与断裂机制。     

某燃气轮机涡轮叶片长期服役后的微观组织与性能

研究了服役45 000 h后的燃气轮机叶片不同部位微观组织与持久性能的退化行为。试验结果表明:长时服役后,叶片榫齿部位的微观组织未发生明显的退化损伤,叶片叶尖部位的微观组织则发生明显的退化,其中MC型碳化物发生退化分解,立方状γ′相退化成粗大的球状γ′相。长时服役后,叶片的硬度没有发生明显的变化,而蠕变持久性能明显降低,该燃气轮机叶片在850 ℃下10⁵ h的外推持久强度降低至66.72 MPa。