K465高温合金短时超温后的显微组织退化及拉伸性能

航空发动机涡轮叶片在非正常工况下服役会发生短时超温的现象,导致叶片严重损伤。本工作利用高温拉伸实验设备,对航空发动机涡轮叶片用K465合金在1180~1270℃短时超温条件下的瞬时拉伸性能进行了测试。利用SEM、XRD和物理化学相分析的方法观察和定量表征拉伸前后的显微组织,研究了短时超温过程中显微组织的演变规律及其对拉伸性能的影响。结果表明:随超温温度增加,K465合金中γ′相、碳化物和晶界γ′膜逐步回溶;γ′相形成元素在枝晶间的富集导致枝晶间γ′相完全溶解温度显著高于枝晶干。在1270℃下,晶界与枝晶间残余共晶处发生初熔。合金的屈服强度随着超温温度的增加显著降低,由1000℃时的439MPa急剧下降至1180℃时的85MPa和1240℃时的26MPa。一次γ′相与晶界γ′膜的回溶及初熔是影响拉伸性能的主要因素。     

IC6合金NiCoCrAlY涂层在制造过程中的修复研究

研究了适用于IC6合金的NiCoCrAlY涂层在制造过程中的修复对涂层本身及IC6合金基体的显微组织和力学性能的影响。结果表明，与原始态涂层相似，修复态涂层通过扩散层与基体紧密结合，涂层/基体界面还没有任何孔洞和裂缝，各元素在涂层、基体之间存在明显的浓度梯度，而且涂层修复对IC6合金的显微组织和力学性能均没有明显影响，经过1100℃/90MPa持久试验后，原始态涂层和修复态涂层与IC6合金基体之间都发生了明显的互扩散，涂层中Mo含量上升到16%（质量分数，下同）左右，而Cr和Co含量下降至5%左右，但涂层仍然与合金基体结合紧密，因此，NiCoCrAlY涂层在制造过程中的修复是可行的。     

含铪铸造镍基高温合金的相变

一、前言 六十年代末期,含铪的镍基高温合金陆续出现。目前已有十余种含铪的铸造镍基高温合金。为搞清铪在合金中的作用,对含铪合金的显微组织研究工作逐渐深入。其中Kotval、Dahl和Collins的研究工作对含铪合金(γ γ′)共晶量的变化、MC碳化物的成份特点已作了介绍。迄今为止还没报导过含铪合金中的Ni_5Hf相及其在热暴露时的转变规律,次生     

铝—硅涂层防护性能的研究

采用静态高温氧化、热腐蚀试验以及多种物理分析方法研究了镍基合金上的铝—硅涂层的防护性能。揭示了硅在涂层中的分布形式及其在高温曝置期间的变化情况。指出铝—硅涂层的防护性能明显优于渗铝涂层,而且在本试验范围内随硅含量的增加而提高。这是由于: (a) 铝—硅涂层减轻或防止涂层中“MC碳化物缺口”的出现; (b) 含硅的γ′-相具有优良的抗氧化性能; (c) 1100℃短时间曝置后在Al—Si涂层与基体界面处形成的连续的富硅M_6C“隔层”起扩散屏障的作用。     

FACTORS INFLUENCED INCIPIENT MELTING IN Hf-BEARING DS Ni-BASE SUPERALLOYS

含Hf的镍基高温合金存在Ni_5Hf相,它是影响合金初熔的主要因素之一。当该相的量大于1.0v-％时,在加热示差热分析(DTA)曲线上的1135-1160℃处出现Ni_5Hf相的熔化峰。P.D法定向铸锭上、下端存在明显的Ni_5Hf偏析,因而对初熔的敏感性明显不同。 Ni_5Hf相的初熔促进了共晶γ′和M_3B_2的熔化。低碳与无碳含Hf合金的初熔倾向更大,缓冷组织和固溶处理的升温速度对初熔是敏感的。 高于3V-％的初熔量将会降低合金的持久强度,其断裂主要沿Ni_5Hf初熔区和共晶γ′之间的界面扩展。采用1150℃8h预处理能消除全部的Ni_5Hf相,有效地控制含Hf合金的初熔。     

航空发动机涡轮叶片的超温失效分析

前言当燃气涡轮在使用中经历了超温状态时则可能严重地损害涡轮叶片的组织,如不排除,可能导致发动机过早失效。国外对发动机高温部件早期失效的原因进行了分析,认为超温是原因之一。所以一些发动机厂规定服役中的发动机要作定期的过热检查。本文研究超温失效的涡轮叶片的某些显微组织特征,为航空发动机作超温检查提供参考。     

Effect of Yttrium on High Temperature Oxidation Resistance of a Directionally Solidified Superalloy

The effect of rare earth element yttrium on the high temperature oxidation resistance of a directionally solidified Ni-base superalloy was studied with scanning electron microscopy (SEM), energy dispersive spectrum (EDS) and X-ray diffraction(XRD) techniques. The results show that the oxidation resistance of the alloy is substantially improved by adding proper amount of yttrium.     

GH4033涡轮叶片服役1600h后的显微组织及力学性能评价

航空发动机涡轮叶片服役过程中将产生组织退化和性能降低,从而威胁其服役安全。已有研究中,对长时服役后的叶片组织退化和性能损伤的评价研究较少。本研究对服役1600h后的GH4033合金二级涡轮叶片进行金相解剖分析和物理化学相分析;同时观察并量化表征该二级涡轮叶片各部位晶粒组织,γ+γ′基体组织和晶界碳化物,测量不同部位的维氏硬度和持久性能,分析其组织退化与性能损伤规律。结果表明:服役后叶片各部位组织退化及性能损伤程度不明显,根据γ′相的量化表征结果推断该叶片最高服役温度应不高于700℃。叶身各部位持久性能及维氏硬度与榫头部位相当,均符合航空工业标准HB/Z 91—1985要求,因而判断该叶片仍可以继续使用。研究结果对低γ′相体积分数的变形高温合金航空发动机涡轮叶片的服役安全评价具有指导意义。     

TiAl基合金中的不连续粗化转变

为细化铸造ＴｉＡｌ基合金的显微组织,将成分为Ｔｉ－４４．９Ａｌ、Ｔｉ－４８Ａｌ以及Ｔｉ－４４．３Ａｌ－３．０Ｃｒ（ａｔ％）的三种合金在略高于Ｔｉ－Ａｌ共析温度的１１５０℃进行长时保温处理。结果表明,保温一定时间后,合金中的Ｔｉ３Ａｌ＋ＴｉＡｌ片层组织会发生三种类型的不连续粗化转变,转变结果均能在一定程度上细化合金的铸态晶粒尺寸,其中Ｔｉ－４４．３Ａｌ－３．０Ｃｒ合金的晶粒细化效果最佳。此外,Ａｌ含量的增加,合金元素Ｃｒ的加入等都会大大促进合金的不连续经转变过程。     

超高锰钢铸造性能的研究

利用双向无固定端线收缩仪和双圆锥试样分别测定了超高锰钢的线收缩率和体收缩率。结果表明，其线收缩率较常规Ｍｎ１３有所降低，而体收缩率较Ｍｎ１３大４０％～５０％。凝固区间变宽，合金元素含量的增加，以及钢液吸氢倾向增大，是造成这一结果的主要原因。在制定铸造工艺时，一定要加强冒口的补缩。