涡喷型发动机涡轮叶片用GH220合金通过鉴定

由航空工业部科技局、冶金工业部军工办主持召开的涡喷型发动机用GH220合金鉴定会于1983年9月5日至8日在浙江省肖山县召开。 各研制单位向大会汇报了三年多来全面完成合金生产工艺、化学成分控制、热处理制度、合金组织以及叶片模锻、弯晶热处理、冷加工和真空蒸镀渗铝等工艺方面研制任务的简要情况。     

低倍晶粒尺寸对GH0033合金涡轮盘低循环疲劳的影响

本文中,从GH33高温合金涡轮盘选择低倍细晶和粗晶试样测定650℃下低循环疲劳试验结果表明,低倍粗晶严重地降低低循环疲劳性能。它已为断裂分析方法所证实。除此之外,试验还发现低倍细晶和粗晶的稳定应力(σ_(ST))和疲劳寿命(N_f)之间,在双对数座标上均呈线性关系,如下: N_f=(σ_(f′)/σ_(ST))~(-b) 最后,文中还讨论了晶粒尺寸的影响和疲劳断裂机理。     

铸造涡轮叶片晶粒度的控制

近年来,工厂普遍采用了各种高温合金的铸造涡轮叶片,由于涡轮片的工作条件苛刻,要求叶片材料具有良好的综合性能。一般来说,铸造高温合金的原始晶粒度比较粗大,其塑性和疲劳性能较变形高温合金低,为了保证铸造涡轮叶片的工作可靠性,通常,技术条件规定了对晶粒度的要求。目前,在生产中一般通过熔注参数(如浇     

燃气涡轮盘用耐高温锻造合金

日本日立金属有限公司称已研制出一种具有高温高强度的低价燃气涡轮盘锻造合金SDA—2。目的在于取代目前强度最高的粉末冶金燃气涡轮盘合金。 这种镍基锻造合金的成分中除了含有耐热合金中的普通添加元素铬、钼、钛和铝外,还含有4.61％的钽。     

DD3单晶涡轮叶片合金

DD3合金是我国第一个可供航空发动机应用的镍基单晶高温合金,具有成本低、比重轻、强度高、综合性能好的特点;其力学性能与454及SRR99合金相当,使用温度比DZ_4及DZ_(22)提高20～40℃;适于制作1040℃以下工作的涡轮叶片和1100℃工作的导向叶片。 本文对DD3合金的成分、组织、工艺、性能特点及应用前景作了简要的评述。     

添加微量Mg、Zr对GH33A合金涡轮盘性能的影响

本文总结了添加微量Mg、Zr对GH_(33)A合金涡轮盘性能的影响,发现该合金涡轮盘的持久性能明显提高,缺口敏感得以消除,热加工性能得到改善。     

关于GH36合金不规则晶粒长大的探讨

通过对GH36高温合金的研究,发现该合金的不规则晶粒长大缺陷同预先热加工过程有关,在温度控制下由临界变形引起。说明合金不规则晶粒长大的机理是属于二次再结晶问题。经过大量试验研究表明,由于锻造能力有限,对不规则晶粒长大缺陷难以控制,因而限制了该合金在增压器涡轮叶片上的使用。自从采用GH132合金制造涡轮叶片以来,涡轮叶片质量始终保持稳定状态。     

定向凝固涡轮叶片合金DZ22

一、前言 定向凝固DZ22镍基高温合金是为我国先进的航空燃气涡轮发动机研制的叶片材料,作涡轮工作叶片可用于950～1000℃,作导向叶片可用于1000～1050℃,其化学成分与美国的PWA1422(即DS Mar-M200+Hf)合金基本相同。     

GH4706合金的动态再结晶与晶粒控制*

采用双锥压缩实验结合有限元数值模拟, 研究了变形温度、变形量对GH4706合金动态再结晶(DRX)与η相的影响, 分析了发生DRX的临界条件, 探讨了利用η相细化晶粒的方法。结果表明: GH4706合金DRX机制为应变诱发的不连续原始晶界弓出; 临界DRX温度(T_DRX)为975℃, 而临界变形量(ε_DRX)则取决于变形温度与变形生热。由于η相的溶解温度近于T_DRX, 当合金在略低于T_DRX温度变形时, 有部分η相残留, 具有阻碍亚晶界或晶界迁移的效果。由此, 对GH4706合金在变形温度低于T_DRX条件下进行大变形, 可利用η相与再结晶的交互作用, 细化合金晶粒。     

GH33合金组织与强韧性关系的探讨

一、前言 高温合金作为航空航天、舰艇发动机之重要材料,在我国其研究已有30多年的历史。尤其是在今天以及21世纪,由于航天事业的迅猛发展,高温合金的应用领域将会更加广泛。我国经过有关科技工作者的努力,已建立起自己的高温合金体系。然而,纵观过去的研究,发现对于高温合金的组织与力学性能间的关系,尤其强韧化机理方面的研究尚甚少报道。为充分发挥现有合金的潜力,并为开发新型合金提供理论依据,我们对高温合金进行了组织与强韧性关系的系统研究,本文为对GH33合金的研究结果。 二、试验方法 本试验用料取自电渣重熔后GH33合金热轧棒材(φ26)。试样经固溶以及时效处理后,加工成10mm×10mm×55mm标准Ⅴ型缺口夏比冲击试样。固溶温度分别为1060℃、1070℃、1080℃、1100℃,保温8h,HC。时效处理温度分别为600℃、700℃、750℃、800℃,时间16h,AC。 冲击断口观察在Philip 505型扫描电镜上进行。TEM试样采用最终离子减薄方式制成,在H—6010A型TEM上进行。晶粒直径的测量是采取每个试样取5个不同视场作金相照片,之后用截线法测量,取平均值作为平均晶粒直径。     

电液锤上GH901合金涡轮盘模锻成形工艺

目的 研究GH901合金涡轮盘锻件的成形工艺.方法 采用有限元软件Simufact-2D对镍基高温合金涡轮盘的锤上模锻过程进行数值模拟分析,研究不同中间坯高径比下涡轮盘的填充效果及等效应变变化规律;研究不同锤击能量下涡轮盘的温度分布规律.结果 GH901合金涡轮盘锤上模锻时,中间坯高径比过大或过小均影响填充效果,同时不...     

TC8合金转子叶片锻造工艺研究

为研制一项TC8合金转子叶片,并达到提高锻造生产效率、降低生产成本的目的,进行了锻造工艺性试验、工艺参数试验,研究了TC8合金锻造工艺适应性以及加热温度、变形程度对低倍组织、显微组织及力学性能的影响.结果表明,TC8合金十分适合锻造工艺,采用较低的锻造加热温度能够获得初生α相含量更高的等轴组织,变形程度在40%以内所获得的组织均匀性较好.在此基础上,依据TC8合金转子叶片单榫头、小尺寸的结构特点,采用了高效的挤压制坯+终锻成形工艺,通过叶片锻造成形试验,试制出了具有均匀且状态理想的金相组织、良好表面质量的TC8合金转子叶片锻件,表明了所制定的叶片成形工艺及工艺参数合理可行.     

铂热障涂层保护高温合金涡轮叶片

美国爱荷华州立大学研究人员研究出镍基合金叶片的铂基热障涂层。这种铂涂层可用于喷气发动机的热室，耐热温度高达1150℃。铂基热障涂层耐用性及可靠性均优于目前使用的陶瓷热障涂层。     

DZ125定向凝固涡轮叶片合金研究

ＤＺ１２５定向凝固高温合金是为新航空发动机研制的涡轮叶片材料，。它具有高的中，高温强度和延性，特别是具有良好的可铸性和小的薄壁效应，可铸成内腔十分复杂的薄壁空心叶片。     

镍基单晶合金涡轮叶片开裂原因

某发动机高压涡轮叶片为镍基单晶合金叶片,在室温下进行振动疲劳试验后发现叶片开裂,通过宏观观察、金相检验和扫描电镜分析等方法对叶片开裂的原因进行了分析.结果表明:进气边叶根和榫头伸根的开裂形式均为疲劳开裂;进气边叶根气膜孔内壁存在多处小缺口及榫头伸根亚表面存在疏松缺陷,这些缺陷部位容易形成裂纹源,促进了裂纹的萌生,裂纹扩...     

GH118合金叶片模锻工艺及锻件质量

GH118是高合金化的Ni-Cr-Co变形高温合金,用来制造950℃以下工作的航空发动机涡轮转子叶片。与GH49相比,GH118合金的热强性高、晶粒细、疲劳性能好、比重小、抗氧化抗腐蚀性好,用以代替GH49合金制造涡喷型发动机一级涡轮叶片,可避免GH49合金因存在大量粗晶而报废;同时因GH118合金叶     

GH33A合金的特殊直接时效工艺研究

本文介绍了一种适用于沉淀强化型高温合金的特殊ＤＡ处理工艺，结果表明，这种工艺能够大幅度地提高ＧＨ３３Ａ合金的屈服强度和拉伸强度，使中等强度的ＧＨ３３Ａ合金的强度基本达到ＧＨ１６９合金的强度水平，由于采用预先固溶处理，可使ＧＨ３３Ａ合金在较高的锻造温度下获得满意的强化效果，从而可以克服通常的ＤＡ处理工艺由于锻造温度低带来的某些缺点。     

GH49合金棒材超声波探伤杂波和晶粒度的关系

一、前 言 在GH49合金叶片的生产过程中,在超声波探伤(当量孔直径为0.8毫米)工序,常因出现严重杂波讯号而使大量棒材报废,这不仅造成国家财产严重浪费,而且影响生产顺利进行。本文通过试验找到了出现杂波的原因,证明杂波的轻重与合金晶粒度有直接关系,轧态棒材的晶粒度在6～7级以下或超声波探伤时采用直径为1.2毫米的当量孔,杂波就基本消除。     

单晶涡轮叶片合金的薄截面尺寸效应

单晶涡轮叶片合金存在明显的薄截面尺寸效应,当截面尺寸小于0.5mm时,持久寿命大幅降低,尤其是中温持久寿命.截面尺寸效应是由于试样厚度减小引起显微组织和表面完整性的变化以及实验误差综合影响所致.     

FGH95粉冶高温合金涡轮盘锻造工艺研究

研究指出,FGH95合金难变形,不能采用一般的锻造工艺,必须采取慢速变形和保温措施。采用等温锻造最合适。在目前我国还没有大型等温锻造机的情况下,采用水压机包套锻造,只要保证终锻温度,严格控制变形量,可以锻出质量合格的盘件。盘件性能已达到美国同类合金Rene95的技术指标。