K417G服役涡轮导向叶片的组织性能及热疲劳损伤机理分析

对服役后低压涡轮导向叶片的组织性能及热疲劳行为进行了系统研究,结果表明,K417G合金在服役后组织发生明显的弱化,γ'相的网状组织长大、粗化严重高温拉伸与室温拉伸试验结果的对比表明,K417G合金在高温下力学性能出现大幅降低,这主要是由于合金内析出相之间的相界面和晶界在高温下成为合金的薄弱环节,易成为裂纹的起源位置,从而降低了强度,断裂方式也从室温下的韧性断裂逐渐转变为沿晶特征的脆性断裂;叶片在热疲劳应力作用下表面的涂层发生开裂、脱落,基体合金被氧化,氧化物在应力作用下开裂、脱落而形成疲劳裂纹源;热疲劳试验数据的拟合结果表明随着温度循环周次的增加,裂纹扩展速率呈减小的趋势,这是由于随循环周次的增加,二次裂纹出现并生长,释放了热应力,从而降低了裂纹扩展速率。     

K403高温合金缺损叶片的粉末冶金法修复

采用粉末冶金修复工艺(China Powder Metallurgy,CPM),利用2种分别混有微量硼合金和纳米镍粉的镍基高温合金粉末对K403缺损叶片进行修复再制造。采用X射线衍射、扫描电子显微镜(SEM)、EDX能谱和电子探针(EPMA)对叶片修复区的相组成、宏观形貌及微观组织进行分析;同时对修复区致密化和界面连接机理进行初步探讨。结果表明,选用合适的修复粉末,用CPM方法能够将缺损的叶片再制造成原有形状与尺寸;混合硼合金的修复粉末对K403合金的修复效果较好;硼元素的扩散对修复区致密化和界面连接起重要作用,期间发生的反应为Ni m B n+(Cr,W)→γ+(Cr2,W)B2;经计算,在CPM工艺条件下,界面区的硼浓度可以降低至共晶浓度以下。     

K403镍基铸造合金热暴露后的微观组织与性能

采用扫描电镜研究了K403镍基铸造高温合金在850℃下,热暴露50～200 h后的微观组织,并分析了力学性能的变化.结果表明:热暴露前后的组织均为典型的树枝晶组织,热暴露后(γ+γ’)相共晶特征趋于不明显,MC碳化物部分发生分解,在枝晶间、晶界附近和碳化物周围析出有害的TCP脆性相即针状σ相,并且随着热暴露时间的延长,针状σ相析出量增多;合金的名义屈服强度和抗拉强度随热暴露时间的延长而下降,硬度略有提高,塑性降低;针状的σ脆性相的析出是导致合金力学性能下降的主要原因之一.     

铸造高温合金涡轮叶片热冲击疲劳行为研究

为了研究不同材料涡轮叶片热冲击疲劳性能,采用感应加热热冲击试验装置对三种铸造高温合金涡轮叶片进行了试验研究。利用光学相机、视频显微镜和扫描电子显微镜对叶片表面裂纹形貌、叶片横截面和断口形貌进行观察。结果表明：单晶涡轮叶片热冲击疲劳寿命长于定向晶涡轮叶片热冲击疲劳寿命。定向晶涡轮叶片中添加Re元素延长了热冲击疲劳寿命。热冲击疲劳导致裂纹萌生于叶片中截面考核区并沿叶高方向扩展。裂纹的扩展方式与叶片合金成分及铸造工艺有关。     

950℃热暴露对K403镍基合金组织和性能的影响

针对镍基铸造高温合金K403,在950℃高温下分别进行了5、50和100 h的热暴露试验,研究热暴露对K403合金显微组织和室温力学性能的影响.结果表明:K403合金经高温热暴露后,晶内和晶界析出M6C碳化物,y'相聚集长大且边角发生钝化,随热暴露时间的延长,出现y相边角钝化变成圆形或近圆形,部分y相发生定向相互连接粗化的现象和趋势;合金的名义屈服强度和抗拉强度随热暴露时间的延长而下降,而塑性则明显提高,导致合金强度下降塑性提高的主要原因之一则是γ'强化相的聚集粗化;热暴露前后,室温拉伸断口均为枝晶组织断裂,热暴露后的试样拉伸断面出现少量沿晶断裂特征和浅而小的韧窝,且存在韧窝的数量随热暴露时间的延长而增多.     

K403合金榫头渗铝叶片疲劳性能的改进

某型航空发动机涡轮叶片榫头渗铝,导致叶片疲劳性能下降无法满足使用要求。设计水吹砂+喷丸+振动光饰修理工艺对叶片进行处理,采用硬度检测、振动疲劳试验和疲劳断口金相分析等方法,检测修理后叶片疲劳寿命。结果表明:修理工艺使叶片榫头硬度显著增大,硬度影响层深度增至200μm,相同深度下修理后叶片硬度显著提高,修理后硬度最大可提升185 HV0. 02。叶片振动疲劳寿命由10. 35×10~5次循环增加至19. 68×10~5次,寿命提升约1倍。分析叶片断口组织,修理后叶片断口棱线穿透了渗铝层,指向榫头表面,裂纹在渗铝层内扩展阻力明显增大,证明榫头修理工艺能有效提升叶片的疲劳性能。     

K403镍基合金热暴露下的组织稳定性研究

采用拉伸试验、扫描电镜、透射电镜等试验分析手段研究了K403镍基铸造高温合金在温度为800~950℃、时间为50~200 h热暴露后组织稳定性与性能的变化。结果表明:随着热暴露温度的提高,γ’相聚集长大、边角发生钝化,γ’相形貌由方形向圆形或近圆形转变,部分γ’相发生定向排列连接粗化的现象越显著;合金仅在850和900℃热暴露条件下有少量有害的针状TCP脆性相(σ相)析出;随着热暴露温度的升高,合金抗拉强度下降幅度增大,延伸率呈上升趋势。其主要原因是由于γ’相的粗化聚集和TCP相的析出。     

K403合金涡轮导向器的精密铸造工艺

采用精密铸造工艺生产K403镍基铸造高温合金涡轮导向器铸件,研究了蜡模快速成型、型壳的制备、浇注系统以及铸造过程对成型工艺的影响,铸造出符合要求的导向器铸件。该研究为叶片类精密铸件的工艺参数控制及优化提供了参考。     

K403合金连续CO2激光熔覆层质量控制

在K403高温合金的基体上,采用连续CO2激光器熔覆商用司太立合金,分析了激光熔覆层的组织特征和熔覆层熔合质量.结果表明,熔覆层组织由柱状树枝晶和细小等轴晶等构成;良好的熔覆质量与激光熔覆线能量有关,当线能量为200～320 J/mm时可以获得熔合界面良好,无裂纹的熔覆层;熔覆层裂纹与K403合金中沿晶分布的低熔点共晶及碳化物有关.     

复合强化对渗铝K403合金组织和力学性能的影响

针对航空发动机涡轮叶片榫头渗铝污染后产生的尺寸偏大和力学性能下降的问题,采用水吹砂+振动光饰和水吹砂+喷丸强化+振动光饰两种复合方法对渗铝后的K403合金试样进行处理,研究复合方法对K403渗铝试样微观组织和力学性能的影响。对两种方法处理后试样的微观组织、渗铝层元素分布、物相组成、残余应力和疲劳寿命进行测试。结果表明:渗铝后,试样表面存在残余拉应力,渗铝层厚度约27.3μm,主要相为β-NiAl和α-Cr;水吹砂+振动光饰处理后,试样表面产生了360 MPa的残余压应力,试样的疲劳寿命提高了1.49倍;水吹砂+喷丸强化+振动光饰方法处理后,试样表层产生了较大的残余压应力,距离表面0.04 mm处残余压应力值最大,约为686 MPa,应力影响深度约0.2 mm,试样的疲劳寿命提高了3.44倍。     

K495高温合金的高周疲劳性能

研究了K495合金在700、900℃的高周疲劳性能.测试的疲劳为拉伸疲劳曲线,采用正弦波,应力比R=0.1.结果表明,K495合金在这两个温度下都具有较好的疲劳性能,其疲劳强度极限分别为322、314MPa.在700℃时,当应力较小时,其疲劳裂纹由驻留滑移带在晶界的冲击而产生;当应力较大时,其疲劳裂纹萌生于试样的冶金缺陷处,如凝固缩孔和夹杂物处和一种体心立方结构的富Y相;随最大应力的增加,裂纹源由单一裂纹源向多裂纹源转变;在900℃,裂纹产生于靠近表面的冶金缺陷处.     

恢复热处理对K403镍基高温合金组织与性能的影响

对涡轮叶片用典型材料镍基高温合金K403进行应力时效模拟使用后的叶片,再对其进行恢复热处理。采用扫描电镜和力学测试设备对铸态试样、预先应力时效试样和恢复热处理试样的微观组织与力学性能进行了测试分析。结果表明,不同时间预先应力时效K403合金试棒经恢复热处理以后,微观组织中的γ′强化相明显细化,形貌接近立方,恢复热处理试样的高温抗拉强度和高温持久寿命都优于未经处理的合金试棒。预先应力时效时间越长,恢复热处理后合金试棒的高温持久寿命提高率越高。     

K4104合金涡轮导向叶片的补焊技术

某燃气轮机涡轮导向叶片材料为K4104铸造高温合金,针对其在铸造过程中产生夹渣、砂眼、缩孔等冶金缺陷,采用钨极氩弧焊方法对缺陷部位进行补焊的工艺研究及评定试验。试验中分别选用了HGH3113,HGH3533和增加Zr含量的K4104焊丝作为填充金属,并对比了它们焊接工艺性和成形特征,焊后对接头进行了金相观察和力学性能测试,验证了其工艺的可行性。     

K418合金显微组织及其增压器涡轮叶片热裂的研究

针对K418合金增压器涡轮叶片的热裂问题进行了研究。采用光学显微镜和扫描电镜分析了Al、Ti含量对K418合金显微组织的影响。利用Thermo-Calc热力学软件计算了K418合金中可能析出的平衡相,并分析了Al、Ti含量变化对平衡相的影响。结果表明:Al、Ti含量增加后,K418合金的显微组织发生了明显变化,γ′的尺寸增大且形状多样化,(γ+γ′)共晶增多,导致裂纹优先产生和扩展的部位增多;热裂为枝晶组织断裂,热裂纹在枝晶间产生和扩展;Al、Ti含量的增加均提高了γ′的析出温度和析出量,Al的影响尤为明显;Al、Ti含量增加后,均扩大了合金的有效结晶温度范围,导致涡轮叶片产生热裂。     

铸造镍基高温合金K52的低周疲劳行为

研究了抗热腐蚀铸造镍基高温合金K52在室温和900℃的低周疲劳行为．对循环应力-应变数据和应变-疲劳寿命数据进行了分析，给出了K52合金在此温度下的疲劳参数．合金的循环应力响应行为在室温下呈现循环硬化，而在900℃时则呈现循环软化，原因在于循环形变过程中位错之间以及位错与析出相之间的相互作用．疲劳断口宏观和微观分析表明：裂纹主要萌生于试样表面或靠近表面的缺陷处；裂纹形成后垂直于加载轴方向扩展，试样呈穿晶断裂．     

DZ40M合金的热疲劳性能

采用扫描电子显微镜研究DZ40M定向凝固钴基高温合金的热疲劳性能。结果表明,随着上限温度的升高,裂纹扩展速率增加,热疲劳抗力降低。在上限温度相同时,随着保温时间的延长,热疲劳性能提高,在合金表面形成均匀致密的氧化物保护膜有利于热疲劳性能的提高。由于碳化物与基体的热膨胀系数不同,合金在受温度交替变化时,易在基体和碳化物界面处产生裂纹孔洞,从而萌生裂纹。热疲劳裂纹通过裂纹孔洞的相互连接向前扩展     

K417铸造镍基高温合金热机械疲劳行为的研究

研究了K417合金在400-850℃同相（IP）和反相（OP）的热机械疲劳（TMF）行为,并且与850℃等温疲劳（IF）性能进行了比较,结果发现：K417合金IF和TMF都具有循环硬化特征,IF的循环硬化能力与TMF的要高,与等温疲劳寿命相比较,在相同机械应变幅下,TMF的寿命降低,而且同相（IP）的寿命比反相（OP）的寿命更低,SEM断口及断裂纵向剖面检查发现,同相TMF的沿晶开裂是导致其疲劳寿命比反相TMF低的主要原因。     

ZTC4合金高周疲劳断裂机理

对ZTC4合金室温高周疲劳断裂机理进行研究.结果表明:疲劳裂纹主要沿垂直和平行于α/β片层的方向扩展:裂纹萌生于试样表面、内部晶界以及α/β相界面;源区为类解理断裂,疲劳裂纹扩展区除有大量疲劳条带外,还出现扩展台阶和二次裂纹;断口形貌受晶体学取向和显微组织影响.     

热机械处理对Al-Cu-Mg合金显微组织和力学性能的调控机理

采用X射线衍射仪(XRD)、透射电子显微镜(TEM)、拉伸力学性能测试以及疲劳裂纹扩展速率测试等手段探究热机械处理工艺对Al-Cu-Mg合金显微组织及宏观性能的影响。结果表明：热机械处理工艺可以使Al-Cu-Mg合金获得良好的强塑性配合,其中,采用25%变形量的固溶热轧+30%变形量的深冷非对称轧制(1.2异速比)+100℃、6 h的人工时效处理时,Al-Cu-Mg合金的伸长率可达10.1%;抗拉强度和屈服强度达到了517.2和448.3 MPa,分别比常规T6态的Al-Cu-Mg合金高74.8和98.6 MPa。热机械处理工艺使合金中出现大量位错缠结及细小S析出相,高强度的Goss织构和大量剪切织构通过影响疲劳裂纹的偏折提升合金的疲劳性能。     

高压涡轮导向叶片裂纹定性分析

对国内某型飞机发动机在试车及飞行后,在高压涡轮导向叶片局部出现的裂纹进行了系统的研究和分析,通过对裂纹宏观形貌、裂纹的断口形貌和叶片金相组织状态的分析对比,对叶片裂纹性质进行了确认,该叶片气膜孔边缘裂纹为热疲劳裂纹,早期疲劳开裂与尖锐的气膜孔孔口边缘有关。