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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。 相似文献
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《金属学报》2016,(6)
以涡轮叶片用DZ125合金为研究对象,通过蠕变中断实验模拟涡轮叶片的服役损伤,并分别在1230,1240和1250℃进行恢复热处理,随后再次进行与恢复热处理前相同条件下的蠕变中断实验,对比研究了恢复热处理对DZ125合金蠕变退化组织与性能的影响.结果表明,DZ125合金在980℃,207 MPa条件下经蠕变中断实验与恢复热处理后,引发再结晶的临界应变量介于3.5%~10.0%之间.1230℃固溶热处理部分消除了合金在1.0%蠕变过程中形成的粗大g'相,导致其经2次时效处理后的基体组织中g'相大小不均匀,从而部分恢复其原有性能.固溶温度进一步提高至1240~1250℃,不仅消除了粗大g'相而且显著降低了残余共晶g'相含量,并在时效处理后获得均匀组织.因此,恢复热处理的效果得到显著提高,达到甚至超过原有性能. 相似文献
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采用氩弧焊对沉积态激光成形TC11钛合金进行修复并进行双重退火热处理.观察分析了修复试样热处理前后各区域的组织,测试了高周疲劳极限并进行分析.结果表明,修复区宏观组织呈柱状晶形貌,热影响区和基材区呈柱状晶和等轴晶交替排列形貌.热处理前修复区和热影响区为超细针状α相分布在β相基体中,基材区为较细的网篮组织;热处理后各区域的微观组织均为板条状初生α相+β相转变组织,修复区初生α相长度显著大于其它区域.修复件高周疲劳极限下降约7.1%.断口分析表明:修复件疲劳源均为修复区气孔,气孔缺陷是疲劳性能下降的主要原因;疲劳源区呈α相解理、β相撕裂形貌. 相似文献
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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。 相似文献
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在自约束型热疲劳试验机上对LGJW20钢结硬质合金进行了热疲劳试验,借助金相分析、扫描电镜(SEM)、能谱分析(EDS)等方法观察了合金的显微组织,重点研究了LGJW20的热疲劳性能表现,分析了热处理工艺对合金热疲劳性能的影响。结果表明:合金中硬质相主要由鱼骨状共晶碳化物、网状二次碳化物及大块状碳化物组成;合金的热疲劳裂纹在缺口根部萌生,以一条主裂纹形式沿碳化物扩展;合适的热处理工艺能提高基体的高温屈服强度,改善合金的组织结构,提高了合金的热疲劳性能。LGJW20经过980℃淬火、200℃回火处理后热疲劳性能最佳。 相似文献