激光快速成型FGH96高温合金的显微组织及缺陷分析

以激光快速成型FGH96粉末高温合金为研究对象,采用光学及扫描电子显微镜对沉积态与固溶时效后的显微组织结构进行表征,并分析微观组织与缺陷的特征及形成原因;对两种状态试样进行室温拉伸试验,对比二者的力学性能,并采用体式显微镜及扫描电子显微镜对断口进行观察,分析断裂特征。结果显示:激光快速成型FGH96沉积态组织主要为垂直于熔覆界面的柱状晶,晶内为细密树枝晶,碳化物聚集于枝晶间;重熔区内枝晶结构明显粗大,显示为白亮色;激光快速成型FGH96材料中的主要缺陷为微裂纹,沉积态微裂纹存在于枝晶间,并沿晶界扩展;固溶时效后为典型沿晶裂纹;固溶时效后,FGH96中碳化物减少,组织更加均匀,晶粒尺寸减小,力学性能较沉积态有所提高。     

强流脉冲电子束表面改性镍基合金的研究

DZ22合金因其优良的高温性能被广泛的应用于高温热端构件。为了进一步提高DZ22合金表面性能,使用强流脉冲电子束对其表面进行轰击。本文主要讨论温度场模拟及微观组织状态。采用abaqus模拟软件对轰击时DZ22镍基合金表面的温度场进行模拟。模拟结果表明,轰击时试样表面在0.68μs时达到轰击时表面的最高温度1629℃,超过DZ22镍基高温合金熔点。利用激光共聚焦显微镜对轰击前后合金表面形貌进行观测,实验结果显示,轰击后试样表面产生熔坑形貌。利用X射线衍射仪对轰击前后合金表面组织结构进行分析,实验表明,轰击使合金表面应力状态与晶粒的生长方向发生改变。结果表明,轰击使得DZ22合金表面出现熔坑形貌且改变其晶粒方向。     

航空发动机机匣动力学研究进展与展望

解决K4951合金的熔焊修复是实现新一代航空发动机机匣研制的关键.针对K4951合金中的难熔元素含量高、可焊性较差的问题,本文根据该合金的成分特点,通过调整母材中的沉淀强化元素和固溶强化元素,设计出7种成分的焊丝,并利用扫描电镜、透射电镜、电子探针和热力学软件等研究手段分析了合金元素对焊接接头的裂纹敏感性和持久性能的影响.结果表明,在母材成分的基础上提高焊丝中B元素含量至0.04%,接头的裂纹敏感性显著增加,焊缝金属加工即断裂;提高Nb元素含量可提升晶界液膜的愈合能力,有效的降低焊缝样品的焊接敏感性,接头的持久寿命由15 h提升至41 h;降低Cr,Mo元素的含量可以在一定程度上提高的合金的裂纹敏感性,使接头的持久寿命提升;提高Al元素的含量,同时调控Nb,Cr,Mo等元素可有效抑制裂纹形成,并提升了焊缝金属的高温服役性能.研究结果可为后续沉淀强化镍基高温合金的焊接性研究提供一定的参考价值.     

无保护层纳秒脉冲激光强化对DD5单晶合金耐磨性能的影响

目的 提高发动机涡轮叶片榫头材料DD5单晶高温合金的高温耐磨性能。方法 采用不同能量的无保护层纳秒脉冲激光对DD5单晶合金试样表面进行处理,利用摩擦磨损试验机获得DD5单晶合金在650 ℃下的摩擦磨损性能参数,并通过显微硬度计、扫描电子显微镜、能谱仪、共聚焦三维表面轮廓仪对磨损前后的DD5单晶试件进行表征分析,揭示纳秒脉冲激光强化技术提高单晶高温合金耐磨性能的机理。结果 采用纳秒脉冲激光处理DD5单晶高温合金后,材料表层发生了重熔现象,并在重熔层中生成了弥散分布的铝的氧化物颗粒,其粒径为5~50 nm;纳秒脉冲激光处理后产生的弥散分布的氧化铝颗粒为硬质相,它提升了单晶表面的显微硬度;经纳秒脉冲激光处理后,试样的磨损率降低了19.7%~37.6%,单晶合金的磨损机制以磨粒磨损为主。结论 经纳秒脉冲激光处理后,单晶表面生成了含有弥散分布的纳米氧化铝颗粒的重熔层,在它与激光诱导的等离子体冲击波产生的硬化层的共同作用下,提升了镍基单晶高温合金在高温下的耐磨性能。     

型壳保温方式对一种等轴晶镍基铸造高温合金组织和力学性能的影响

通过设计型壳保温方式改变合金凝固冷却速率,分析了凝固冷却速率对一种等轴晶镍基铸造高温合金K4750显微组织和室温拉伸性能的影响。设计的四种型壳保温方式包括填砂、试棒不包保温毡、包单层保温毡和包双层保温毡,型壳试棒处的凝固冷却速率大小顺序为：试棒不包保温毡≥填砂＞＞包单层保温毡≥包双层保温毡。标准热处理后,型壳填砂的试棒室温抗拉强度最高(1115MPa),试棒不包保温毡次之(1095MPa),包单层保温毡与包双层保温毡最差(分别为950MPa和952.5MPa)。室温屈服强度、延伸率和断面收缩率变化规律与室温抗拉强度相同。采用OM、SEM以及EBSD等方法表征合金显微组织,发现型壳填砂、试棒不包保温毡、包单层保温毡和包双层保温毡的试棒晶粒均为等轴晶,平均晶粒尺寸分别为176μm、167μm、325μm、315μm。填砂和试棒不包保温毡合金凝固冷速较快,形成的细小等轴晶在应力条件下易于协调变形,凝固过程形成的MC型一次碳化物更细小且主要呈块状,有利于抑制变形时微孔洞、裂纹的扩展,显著提高了合金室温拉伸性能。相反,型壳包单层和双层保温毡的合金凝固冷速较慢,形成的大尺寸等轴晶不利于晶粒间的协调变形,析出的大尺寸长条状MC型一次碳化物促进孔洞、微裂纹的萌生与扩展,使合金室温强度和塑性均显著下降。     

激光增材制造沉淀强化镍基高温合金热裂纹研究进展

针对沉淀强化镍基高温合金中的裂纹现象,对比了2类热裂纹（即凝固裂纹和液化裂纹）的典型特征、形成位置和条件。从枝晶生长、元素偏析、强化相析出、固态相变和残余应力应变等角度,系统综述了热裂纹的形成机理和热裂纹敏感性影响因素。在此基础上,从合金成分调控、工艺参数优化、基板预热以及热等静压处理等方面,概述了增材制造高温合金热裂纹调控和抑制的主要措施。最后,针对激光增材制造沉淀强化镍基高温合金热裂纹研究中存在的问题,提出了进一步研究和发展的建议,为实现无裂纹镍基高温合金的增材制造提供了参考。     

热处理对一种新型增材制造镍基高温合金显微组织与拉伸性能的影响

本文研究了不同热处理工艺对一种新型增材制造镍基高温合金ZGH451组织性能的影响。结果表明,沉积态组织主要由外延生长的微细柱晶组成,枝晶间存在γ/γ＇共晶组织,合金中元素偏析造成了枝晶干与枝晶间处γ＇相尺寸差异,分别为100 nm和250 nm。不同热处理工艺合金的组织和性能存在一定差异：随着固溶温度由1180 ℃升高到1350 ℃,合金偏析程度逐渐减弱,直至1350 ℃发现初熔组织;随着一级时效温度由1050 ℃升高到1150 ℃,γ＇相的尺寸逐渐增大,形状由球状等不规则形状转变为立方状。综上,优化出适用于该合金的热处理工艺（HT2）,与沉积态合金相比,完全热处理后合金的晶粒尺寸明显增大,且消除了合金的偏析及γ/γ＇共晶,在1000 ℃拉伸变形过程中γ/γ＇界面形成致密的位错网,抗拉强度和屈服强度分别为520 MPa和269 MPa,延伸率为11%。     

长期时效条件下Ta/(Ta+Ti)变化对镍基高温合金铸态组织与性能的影响

在DD98M镍基高温合金的基础上,保持合金中γ"相形成元素(Ta+Ti)总量不变,利用真空感应熔炼制备A1- Ta/(Ta+Ti)=0、A2- Ta/(Ta+Ti)=0.34、A3- Ta/(Ta+Ti)=0.66、A4- Ta/(Ta+Ti)=1四种合金,并对铸态合金进行固溶时效和1273 k下的长期时效。采用X射线衍射(XRD)、扫描电镜(SEM)、电子探针(EPMA)等测试方法对时效后的组织进行研究,分析高温长期时效和Ta/(Ta+Ti)变化对合金铸态组织和性能的影响规律。结果表明,长期时效会引起γ"相的部分分解,促进元素扩散,加剧元素偏析。随长期时效时间的延长,γ"相粗化长大,硬度降低,错配度绝对值减小,γ"相立方度降低。随Ta在(Ta+Ti)中占比增加,错配度绝对值减小,γ"相立方度降低,硬度增加,长期时效条件下Cr、Mo、W、Ta偏析加剧,Ti偏析得到缓解,Ta的加入会将W排挤至γ相。A2和A3合金长期时效后在晶界处有σ相和MC型碳化物析出,A1和A4合金长期时效晶界无析出,即Ta和Ti的协同作用会促使σ相和MC型碳化物的析出。A2合金有着相对高的γ"相体积分数、γ"相立方度、硬度和强度,最小的γ"相尺寸和最高的延伸率,因此四种合金中A2合金有着最好的综合力学性能。     

试验温度对镍基单晶高温合金裂纹扩展行为的影响

研究了DD6镍基单晶高温合金从530 ℃到850 ℃的疲劳裂纹稳定扩展行为。疲劳裂纹扩展试样沿[001]方向平行于受拉的加载轴。通过扫描电子显微镜研究疲劳裂纹扩展试验后的断口形貌,并根据形貌特点分为源区、预制裂纹区、稳定扩展区以及快速扩展区。通过电子背散射衍射技术研究垂直于断口的剖面塑性变形情况。通过透射电子显微镜观察断口附近位错机制随温度的变化。结果表明,受温度场、应力场以及暴露时间的作用,在650 ℃时发生氧化,且在650 ℃至760 ℃之间,由于γ′相的弱化,在γ与γ′相中形成大量连续的位错,导致合金氧化加剧,同时760 ℃下疲劳扩展寿命显著下降。     

DZ125高温合金超高周疲劳裂纹萌生与扩展

裂纹的萌生与扩展是研究合金材料超高周疲劳行为的重要方面.本研究分析与探讨了温度和表面状态对DZ125合金的超高周疲劳裂纹萌生与扩展特征的影响.不同温度下,DZ125合金的超高周疲劳裂纹萌生位置和扩展方式不同.室温下,裂纹均沿表面起源,裂纹扩展以拉伸模式为主;700 ℃下,裂纹均沿亚表面起源,裂纹扩展以剪切模式为主.室温下,DZ125合金经激光冲击处理前后的超高周疲劳裂纹萌生位置和扩展方式均存在差异.经过激光冲击处理后,裂纹萌生于合金的内部孔洞缺陷,裂纹扩展完全以剪切模式进行.