DD6 单晶合金涡轮转子叶片裂纹与内腔等轴晶成因研究

为排除某航空发动机DD6单晶合金涡轮转子叶片振动试验过程中出现异常裂纹的故障,开展了裂纹外观检查、断口宏观和微观形貌分析、表面检查、解剖分析、显微组织检查、成分分析及应力分布计算等工作,对故障叶片失效原因及内腔局部区域的等轴晶成因和机理进行研究。结果表明:DD6单晶合金涡轮转子叶片裂纹性质为高周疲劳,裂纹过早萌生与叶片内腔存在等轴晶有直接关系,且附近存在无枝晶的异常组织也促进了疲劳裂纹的萌生及扩展。同时,等轴晶在叶片使用之前已存在,是由于内腔工艺孔处的高温合金焊料遗留,高温真空焊接时形成易形核质点。建议加强对叶片内腔生产质量的控制,并对叶片内腔工艺孔附近危险部位进行严格检查,避免此类故障再次发生。     

DD6 合金涡轮叶片裂纹失效分析

为了确定DD6 合金涡轮叶片在工作过程中叶身排气窗处产生的裂纹的性质和产生原因,对裂纹叶片进行了外观检查、 断口分析、成分分析和组织分析。结果表明：DD6 合金涡轮叶片裂纹是叶片排气窗间隔墙内腔转接部位再结晶引起的疲劳开裂,再 结晶晶粒产生于叶片生产过程中固溶处理之后;叶片其他排气窗间隔墙内腔表面存在小裂纹,是在叶片生产过程的再结晶检测工 序中腐蚀液流进内腔侵蚀再结晶晶粒边界所致;并通过模拟试验再现了再结晶晶粒和小裂纹的产生。提出了增加叶片内腔再结晶 检测控制、改进叶片排气窗结构或铸造工艺的建议。     

定向凝固合金叶片裂纹与断裂综合分析

对定向凝固合金叶片的裂纹与断裂进行了综合分析,对其失效模式与失效原因进行了研究.研究结果表明,定向凝固合金叶片的裂纹与断裂为同一失效模式,均为叶片表面的再结晶而导致的疲劳失效.叶片表面的再结晶在叶片使用之前就已存在,是由于固溶热处理前叶片的表面存在塑性变形,在固溶热处理过程中形成的.     

DD6镍基单晶涡轮转子叶片失效分析

为了排除某航空发动机DD6镍基单晶高温合金涡轮转子叶片在室温振动试验中发生的裂纹故障,对故障叶片进行了外观检查、断口分析、表面检查、解剖检查、化学成分分析、金相检查、应力分布计算及热模拟试验,确定了故障叶片裂纹的性质和产生原因.结果表明:涡轮转子叶片裂纹为高周疲劳裂纹,叶片局部区域存在异常的γ'筏排组织是导致该叶片产生早期疲劳开裂的主要原因,且附近区域腐蚀过重及结构上处于应力集中区,也促进了疲劳裂纹的萌生及扩展.针对这些故障,建议优化叶片结构并对腐蚀检查进行严格监控,防止出现γ’筏排组织及腐蚀过重现象,从而避免此类故障再次发生.     

DD6 单晶合金涡轮叶片排气窗裂纹分析

针对DD6单晶合金涡轮叶片在试车一定时数后发生的排气窗裂纹故障,通过裂纹特征观察、断口形貌对比、金相组织检查、化学成分分析和微裂纹模拟试验等方法,进行裂纹性质及产生机理的研究。结果表明:叶片排气窗裂纹性质为疲劳裂纹,起源于间隔墙转接部位再结晶晶界处的微裂纹;试车时振动应力的作用使微裂纹扩展;间隔墙部位的再结晶晶粒在试车前已经存在,与过大的铸造残余应力有关,再结晶检验时腐蚀液侵蚀再结晶晶界形成微裂纹;在叶片铸造时,型芯强度对间隔墙再结晶有明显影响,型芯的强度越高,产生再结晶的几率越大。     

定向凝固合金叶片的再结晶与疲劳失效

 对定向凝固合金叶片的裂纹与断裂进行了分析,在断口观察与金相组织分析的基础上,对叶片的失效模式与失效原因进行了研究,并提出了预防该类故障发生的措施。研究结果表明,定向凝固合金叶片的裂纹与断裂为同一失效模式,均为叶片表面的再结晶而导致的疲劳失效。叶片表面的再结晶在叶片使用之前就已存在,是由于固溶热处理前叶片的表面存在塑性变形,在固溶热处理过程中形成的。     

高温合金涡轮转子叶片裂纹形成机理

高温合金涡轮转子在经历过多次发动机试车后荧光检查发现叶片根部存在裂纹,对涡轮转子叶片裂纹进行分析。结果表明,涡轮转子叶片裂纹位于叶片根部进出口薄壁区,裂纹的开裂模式为高温疲劳开裂,属于低周疲劳,为寿命型失效。试车过程中转子叶片根部应力集中部位在高温及交变应力的交互作用下,叶尖根部应力集中区域发生蠕变和晶界择优氧化,高温蠕变和沿晶氧化相互促进,导致叶片根部的晶界弱化开裂,形成了疲劳源区,进而在后续工作过程中发生高温疲劳扩展。     

单晶叶片基体表面微裂纹成因分析

单晶高温合金是制造先进航空发动机涡轮叶片的主要材料，其优异性能主要来源于消除了与主应力轴垂直的晶界，而 单晶材料中如果出现再结晶会显著降低其高温力学性能。为探究发动机单晶涡轮导向叶片试验后在叶身前缘下缘板R区产生裂 纹的原因，利用视频显微镜、金相显微镜和扫描电镜等手段对裂纹截面组织进行宏、微观分析，明确了R区的宏观裂纹为抗氧化涂 层裂纹，宏观裂纹附近的叶片基体存在由于叶片表面胞状再结晶晶界开裂所引起的微裂纹。结果表明：单晶叶片表面产生胞状再 结晶主要与叶片抛光、吹砂等修整过程中引入的塑性变形及后续的钎焊工艺有关；抗氧化涂层的开裂促进了胞状晶晶界的开裂； 通过对导向叶片的多个截面组织进行对比分析，发现高温能够加速胞状再结晶的晶界开裂。     

DD6单晶涡轮叶片热机综合疲劳试验研究

针对涡轮叶片考核部位的寿命问题,介绍了DD6单晶涡轮叶片热机疲劳试验方法。通过设计感应线圈进行高频感应加热,实现某一工作状态下涡轮叶片考核截面温度场模拟,同时使用U型铁氧体精细调节温差;通过设计的二位移调节机构控制拉伸载荷,实现涡轮叶片考核截面由离心载荷和气动载荷引起的应力场模拟。在保证内冷空气流量的条件下,进行了DD6单晶涡轮叶片热机疲劳试验,实现了涡轮叶片寿命预测方法的试验验证,同时为工程设计提供了试验依据。     

表面再结晶层对DZA定向凝固合金低周疲劳性能影响

针对DZ4定向凝固合金表面再结晶层对材料性能的影响进行了低周疲劳实验研究,并通过岛津SEM伺服疲劳试验机进行表面裂纹实时观察跟踪.研究结果表明,表面再结晶层的存在对材料性能明显产生负面作用,低周疲劳寿命大大降低.不同喷丸强度试件在相同的高温退火条件下形成的再结晶具有不同的再结晶形态,高喷丸强度再结晶更加完全,晶界清晰平直,晶粒有长大的趋势.表层再结晶形态也对疲劳寿命的降低程度以及疲劳微裂纹萌生寿命和裂纹密度有较大的影响.较高喷丸强度形成的再结晶层的试件疲劳寿命降低较少,表面微裂纹萌生较晚,裂纹密度也很低.低喷丸强度试件表面微裂纹大量萌生,密度非常高.再结晶层的晶界开裂是导致表面微裂纹大量萌生的根源,从而导致疲劳寿命大幅度降低.     

几何与动力约束结合的单晶涡轮叶片结构细节优化

以叶片榫头进气窗口为结构细节优化对象,基于DD6单晶高温合金再结晶临界应力,通过单晶涡轮叶片铸造残余应力场仿真计算,建立了最大铸造残余应力与结构参数和温度的关系模型.在几何约束和动力约束工况条件下,开展叶片榫头进气窗口结构细节优化研究,最后与实际叶片榫头进气窗口的进行分析与对比.结果表明:优化后叶片榫头进气窗口区域最大铸造残余应力降低20%以上,原有的再结晶现象消除.      

单晶叶片表层组织转变影响因素及其控制方法

针对单晶叶片铸件在高温热处理后，极易在结构畸变区域发生结构再结晶问题，本研究提出了一种基于单晶再结晶临界应力特性的叶片结构残余应力控制方法，旨在通过研究单晶合金再结晶的临界应力特性，并结合结构细节优化设计方法，将叶片结构残余应力水平控制在单晶再结晶临界应力的安全区域内。结果表明：诱发单晶叶片结构再结晶的两大因素是温度和应力集中水平，再结晶起源于不连续的胞状组织，且发生单晶再结晶时的临界应力与叶片结构设计参数、热处理温度之间存在一定的函数关系，经真实叶片试验验证，证实该方法可实现单晶叶片结构完整性与表层组织连续性的控制，有效抑制单晶叶片表层组织的转变。     

镍基单晶叶片制造技术及再结晶研究进展

针对航空发动机单晶涡轮叶片的制造技术以及再结晶缺陷进行分析,结合国内外研究现状,从单晶空心涡轮叶片铸造技术、单晶空心涡轮叶片再结晶缺陷及单晶叶片再结晶控制方法等方面,对单晶叶片制造技术及再结晶控制方法取得的研究成果进行总结和分析。重点介绍了叶片制造技术和再结晶控制技术的方法及研究。对我国单晶空心涡轮叶片制造技术及再结晶缺陷的进一步研究重点进行分析。     

Surface Recrystallization in Nickel Base Single Crystal Superalloy DD6

The samples of single crystal superalloy DD6 are grit blasted and then heat treated either with the standard heat treatment procedure or in the temperature range of 1 000-1 250 °C for 4-16 h at vacuum atmosphere, then the recrystallization behavior of DD6 alloy is investigated. The results show that the equiaxed recrystallization grains form in the γ phase region where the as-cast γ′ phases have been dissolved completely, and cellular recrystallization forms in the region where the as-cast γ′ phases have been dissolved partially. The cellular recrystallization area consists of cellular grains, and the cellular grain consists of cubic γ′ phase, lamellar γ′ phase and γ+γ′ The coexistence of the equiaxed recrystallization zones and cellular recrystallization zones is a recrystallized characteristic of the cold worked single crystal samples which are heat treated at a temperature lower than the solution temperature. When the heating temperature is higher than 1 150 °C, with the increase of heat treating temperature, the equiaxed recrystallization zone expands, whereas the cellular recrystallization zone shrinks. All the deformed regions are consumed by equiaxed recrystallization after annealing at solution temperature.     

一种镍基单晶和定向结晶合金的疲劳寿命模型

针对镍基单晶和定向结晶合金的高温低循环疲劳/蠕变寿命预测问题,用晶向函数修正总应变范围以考虑疲劳寿命的各向异性,并综合考虑了最大应力、平均应力、应力范围以及峰值保持等载荷因素对寿命的贡献,在循环损伤累积思想的基础上发展了一种低循环疲劳/蠕变寿命预测方法.利用定向结晶合金DZ125、单晶合金DD3和DD6在不同温度、不同取样方向和不同保载形式作用下的试验结果,对方法进行了验证,预测与试验寿命相比基本落在2倍分散带内,表明该方法能更好地适应叶片材料各向异性与低循环疲劳/蠕变载荷的情况.      

镍基单晶合金蠕变研究: 叶片蠕变的有限元分析

该文为镍基单晶合金高温蠕变建模研究工作的第三部分,利用前面研究已建立的蠕变材料模型及编写的ABAQUS软件UMAT子程序,选取了模型涡轮一级叶片叶身段,利用单晶DD3蠕变数据和实际叶片温度场,通过设定不同的晶体去向,分析了叶片主晶体去向偏差对叶片蠕变的影响,计算同时也给出了次向晶向偏差对分析的影响.整个分析,揭示了不同取向对叶片蠕变的影响:不同于材料的蠕变,叶片在通常控制的10°取向偏差内,蠕变分散也较大.      

单晶涡轮叶片三维晶体取向相关性能分析及优化

采用单晶正交各向异性弹性本构关系,分析了三维晶体取向对单晶涡轮叶片应力分布、蠕变寿命、低周疲劳寿命及叶尖径向位移的影响.结果表明,三维晶体取向对单晶叶片上述性能存在显著影响,且3个取向角之间相互耦合,偏差角对叶片性能的影响随着随机角的方位而变化,随机角对叶片性能的影响也随着偏差角的角度而不同.在此基础上,应用ISIGHT构建了单晶叶片全三维取向优化平台,以蠕变寿命、低周疲劳寿命及叶尖最大径向位移为优化目标,采用邻域培植多目标遗传算法进行了叶片三维取向优化,所得Pareto解聚集在偏差角12°的区域内.选择寿命最长的Pareto解作为最优解,相对于初始强度计算点,蠕变寿命提高6倍,低周疲劳寿命提高37倍,叶尖最大径向位移减小2.5%.