粉末高温合金FGH96原始颗粒边界及高温原位高周疲劳研究

利用扫描电镜原位观察的方法研究了粉末高温合金FGH96中不同级别的原始颗粒边界(PPB)在550℃下对合金高周疲劳力学行为的影响。结果表明:采用等离子旋转电极(PREP)制粉+热等静压(HIP)工艺制备的FGH96合金中PPB主要由大尺寸γ'相和碳化物组成;不同级别的PPB对高周疲劳裂纹萌生和扩展均无显著影响,裂纹萌生于晶粒内部,裂纹扩展受晶界与应力轴角度影响,穿晶或沿晶扩展;在裂纹快速扩展区和瞬断区,PPB级别严重的FGH96合金断口呈现穿晶和沿PPB断裂的形貌。     

DSM11镍基高温合金表面三种涂层高温性能

DSM11镍基高温合金表面制备Al-Si、Al和Co-Al三种涂层,研究三种涂层在900℃下的涂盐（质量分数为5% NaCl+95% Na₂SO₄）热腐蚀性能和800℃下的疲劳性能。实验结果表明:在900℃热腐蚀200h后,Al-Si涂层和Co-Al涂层表面腐蚀区均形成了以Al₂O₃为主的连续且致密的氧化层,抑制热腐蚀反应的进行,具有一定的抗热腐蚀性能;Al涂层表面腐蚀区形成了混合型氧化层,热腐蚀反应会持续进行,抗热腐蚀性能较差。在800℃的疲劳实验后,Al-Si涂层表面生成大量的微裂纹,涂层容易发生开裂,进而引起合金试样快速断裂;Co-Al涂层和Al涂层的合金试样表现较好的抗高温疲劳性能。在高温合金的防护涂层使用中,要充分考虑到涂层的服役环境,对相关性能进行综合评价,选出最适合的防护涂层。      

阳极氧化对TiAl合金高温氧化行为和力学性能的影响

采用电化学阳极氧化技术在含NH4F的乙二醇电解液中对TiAl合金进行阳极氧化处理。研究阳极氧化对TiAl合金高温氧化行为和力学性能的影响。结果表明:由于“卤素效应”,阳极氧化处理的TiAl合金经高温氧化后表面形成致密、连续的Al₂O₃氧化膜,有效阻止了氧的内扩散,进而显著提高合金的抗高温氧化性能。经1000℃氧化100 h后,阳极氧化试样增重由未经阳极氧化处理试样的85.86 mg/cm²降至0.67 mg/cm²。另一方面,阳极氧化TiAl合金表面硬度和弹性模量随高温氧化时间延长呈先降低后升高的趋势。阳极氧化TiAl合金在高温服役后,合金的摩擦系数较未经阳极氧化处理试样上升,但表面耐磨性先降低后升高。这是由于TiAl合金经阳极氧化后,表面形成了一层富铝含氟氧化膜,由于氧化膜中F元素在高温氧化过程中与Ti、Al结合形成卤化物,卤化物蒸气选择性扩散在原始氧化膜处形成致密的Al₂O₃保护膜。阳极氧化对TiAl合金力学性能的影响主要是由于氧化膜中Al₂O₃的含量变化所致。     

粉末冶金镍基高温合金FGH96高温疲劳寿命分散性特征

通过宽载荷水平大子样试验研究了缺陷对粉末冶金镍基高温合金FGH96的疲劳寿命分散性的影响,获得FGH96在宽载荷水平下的疲劳寿命分布特征.通过扫描电镜对疲劳失效断口进行统计分析,揭示缺陷在不同载荷条件下的作用.结果表明:①FGH96中导致疲劳失效的缺陷主要为非金属夹杂;②在高应力水平下（1200,1100MPa）下,导致表面萌生裂纹的夹杂是最差疲劳寿命的主导因素,使得疲劳寿命分散性较大;③在中间应力水平（1000MPa）下,在材料内部萌生裂纹的夹杂并不影响疲劳寿命的分散性;④在低应力水平（900MPa）下,疲劳破坏均萌生于内部,在材料内部夹杂处萌生的裂纹并不影响疲劳寿命的分散性.因此,在高应力水平下的寿命预测需要考虑缺陷信息.      

TC17钛合金高温超高周疲劳实验

自主研发了高温超声疲劳(20kHz)实验系统,并完成了TC17钛合金在室温、200℃和350℃条件下的疲劳性能实验研究.结果表明:TC17钛合金的动态弹性模量随温度升高呈线性减小.S-N曲线在室温下呈直线下降趋势,但在200℃和350℃条件下,S-N曲线在疲劳寿命为107周次处出现明显的拐点.断口分析表明疲劳裂纹萌生于试件表面或次表面,没有发现裂纹萌生于内部的情形,TC17钛合金的裂纹萌生可不依赖于试件内部的夹杂物或缺陷.高温不仅促进了裂纹的萌生还促进了裂纹的扩展.     

镍基高温合金表面Co-Al涂层抗高温氧化性能研究

为了研究镍基高温合金表面Co-Al涂层抗高温氧化性,对该Co-Al涂层在800、900和1000℃下进行200 h高温氧化试验,利用扫描电子显微镜(SEM)、能谱仪(EDS)和X射线衍射仪(XRD)等进行高温氧化行为分析。结果表明：合金氧化动力学曲线均基本符合抛物线规律,氧化激活能为78185 kJ/mol,质量增大速度较缓慢,平均氧化速度也较慢;合金表面生成氧化物结构完整、致密,主要以Al₂O₃为主;表面生成连续致密的Al₂O₃保护膜有效地阻止了Al向涂层与空气界面的外扩散和氧向涂层与基体界面的内扩散,在3种温度下Co-Al涂层均表现出优异的抗高温氧化性能。     

DD6单晶高温合金模拟薄壁试样超高频振动疲劳

以具有空心气冷结构涡轮叶片用第二代镍基单晶高温合金DD6为研究对象，研究试样厚度对其超高周疲劳性能的影响。基于有限元方法结合实测设计了工作段厚度为0.5 mm的超高频振动疲劳薄壁试样，实测一弯共振频率达到1425 Hz左右，采用电磁振动台开展超高周疲劳实验，获取最高至10⁹周次的疲劳S-N曲线，并开展与标准旋转弯曲疲劳、标准振动疲劳实验数据的对比分析。结果表明：DD6单晶高温合金的疲劳强度在10⁷～10⁹周次范围内下降约25%，薄壁试样高周疲劳强度和同材料标准旋弯疲劳强度基本一致，略低于标准振动疲劳强度；薄壁试样的裂纹在危险截面的表面萌生，呈线源特征，疲劳扩展区存在两个扩展平面，呈现类解理特征。     

镍基高温合金GH4169小裂纹早期扩展的原位疲劳试验

通过原位扫描电子显微镜(SEM)疲劳试验,研究了直接时效GH4169高温合金在室温下的疲劳小裂纹萌生和早期扩展过程.结果表明:在应力比R=0.1的拉-拉疲劳载荷作用下,疲劳小裂纹的萌生寿命仅为全寿命的20%左右.疲劳小裂纹起源于表面夹杂,以半椭圆表面裂纹形状扩展,扩展后期穿透试样一侧形成角裂纹,角裂纹迅速扩展导致试样断裂.疲劳小裂纹的早期扩展易受局部微观结构的影响,扩展速率分散性较大.      

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。     

抽拉速率对DD6单晶高温合金650℃低周疲劳性能的影响

采用2mm/min,4.5mm/min和7mm/min的抽拉速率制备了DD6单晶高温合金试棒。研究了抽拉速率对合金650℃低周疲劳性能的影响。利用扫描电镜(SEM)和透射电镜(TEM)分析了疲劳试样的断口形貌和微观组织。研究结果表明:随抽拉速率的增大,γ’相尺寸减小,一次枝晶间距差异不大,二次枝晶呈发达的趋势。抽拉速率4.5mm/min的合金650℃低周疲劳寿命最长。DD6合金表现为基本稳定的循环应力响应行为。疲劳裂纹主要萌生于试样亚表面,随应变量降低,裂纹扩展第一阶段断裂特征由类解理断裂面向锯齿状断面转变。疲劳裂纹沿一个或者多个{111}滑移面扩展。     

湿吹砂电弧离子镀AlSiY涂层的抗高温腐蚀性能

为解决和减轻航空发动机及燃气轮机高压涡轮叶片合金表面的高温腐蚀问题,采用空心阴极电弧离子镀技术在DZ22定向凝固镍基高温合金表面沉积AlSiY涂层。结果表明,沉积的AlSiY涂层经过高温真空扩散热处理后由表面层、中间层和薄的内扩散层组成,为β–NiAl单相金属间化合物合金,具有高活度扩散渗铝涂层的组织特征。热腐蚀热重分析以及对涂层截面形貌观察结果说明湿吹砂处理显著改善了涂层抗涂盐及燃气高温腐蚀性能。未湿吹砂处理的AlSiY扩散涂层表面的涂盐和燃气热腐蚀产物皆为Al₂O₃和NiAl₂O₄,氧化膜较厚且涂层内有孔洞形成,涂层几乎全部退化成了γ′–Ni₃Al相。经过湿吹砂处理的AlSiY扩散涂层的涂盐和燃气热腐蚀产物都以Al₂O₃为主,生成的氧化铝膜薄而致密,显著改善涂层的抗高温热腐蚀性能,从而延长涂层的使用寿命。     

含Nd稀土相对高温钛合金低周疲劳裂纹萌生与扩展行为的影响

实验研究了含稀土Ｎｄ高温钛合金中稀土相颗粒与室温及６００℃低周疲劳裂纹萌生与扩展行为的关系。结果表明，疲劳裂纹在距颗粒一定距离的基体中产生，而不在预先开裂或脱粘的颗粒处萌生。裂纹扩展时绕过颗粒并使裂纹扩展路径曲折化。     

高温合金疲劳裂纹扩展的冶金控制

涡轮发动机涡轮盘合金的低周疲劳寿命取决于疲劳裂纹的萌生和扩展。先进的净化熔炼技术可以改善合金的性能,减小缺陷的尺寸,从而得到新一代抗疲劳断裂的高强度高温合金。只有弄清高强度高温合金中产生疲劳裂纹的机理和显微组织与性能之间的相互关系,通过冶金方法控制疲劳裂纹扩展才有可能。控制合金抗高温疲劳的许多冶金参数现已弄清。对于所有高γ′含量的高温合金,最有效的冶金控制方法是在γ′溶解度线以上温度进行固溶处理后控制冷却速度,以改善晶粒边界的显微组织。冷却时,在晶粒边界发生的沉淀反应产生锯齿形的组织,这种组织有良好的抗疲劳裂纹的应力-氧化腐蚀性能。     

原位拉伸研究热处理对激光选区熔化GH4169合金组织及650℃力学性能的影响

研究热处理制度对激光选区熔化成形GH4169合金组织及高温力学性能的影响。通过自主研发的SEM原位加热拉伸测试平台,探究热处理前后650℃合金力学性能变化与动态组织演变的关系。结果表明：热处理后合金的晶粒形态由柱状晶转化为等轴晶,Laves相溶解,析出大量γ’和γ’’强化相;在650℃下,沉积态合金的屈服强度和抗拉强度分别为574 MPa和740 MPa,热处理态（HSA态）合金的屈服强度和抗拉强度分别为818 MPa和892 MPa,较沉积态分别提升了42.5%和20.1%;沉积态合金表面晶粒起伏更大,协调变形能力更强,塑性流动能力好;裂纹在Laves相周围萌生沿枝状晶向最大切应力方向扩展,样品颈缩后发生剪切断裂;HSA态裂纹在碳化物周围萌生沿晶界扩展,断裂方式为沿晶和穿晶相结合的混合断裂。     

镍基单晶/柱晶高温合金超高周疲劳研究进展

镍基单晶/柱晶高温合金具有高温强度高、抗氧化性强、抗疲劳性能优异等优点,是目前先进航空发动机涡轮叶片的主要材料。超高周疲劳（疲劳寿命>10⁸）是涡轮叶片在服役中后期面临的主要问题。对镍基单晶/柱晶高温合金的超高周疲劳进行综述,分析结果表明,单晶/柱晶高温合金在高温下存在反常屈服现象;对比不同频率下的疲劳研究,未发现明显的频率效应;分析断裂机理,发现裂纹主要从内部孔洞等铸造缺陷处萌生。总结了疲劳寿命预测模型,展望了镍基单晶/柱晶高温合金超高周疲劳的发展方向。     

GH4169合金在650℃下疲劳小裂纹萌生和扩展行为

研究了GH4169高温合金在高温条件下小裂纹的萌生和扩展行为。选用单边缺口试样,在650℃下进行应力比R为0.1,频率为0.5Hz的高温低频疲劳试验,采用覆膜法记录裂纹长度。结果表明,在试样缺口根部只存在一条主裂纹,且萌生于夹杂物附近,疲劳小裂纹扩展阶段占全寿命一半以上。利用SEM对断口进行断面微观分析,发现疲劳小裂纹倾向于以半椭圆形向试样内部扩展。同裂纹扩展速率曲线相对比,发现在断裂模式转变处裂纹扩展发生停滞现象,且在裂纹扩展完全由穿晶扩展转变为沿晶扩展之后,裂纹快速长大,导致试样断裂。     

一种定向凝固高温合金低周疲劳性能的研究

研究了同成分合金在定向凝固（ＤＳ）和普通铸造（ＣＣ）状态下７６０℃的低周疲劳性能。结果表明，ＤＳ合金的疲劳寿命比ＣＣ合金在应力控制条件下高２倍左右，而在应变控制条件下可提高寿命２０倍左右。ＣＣ合金的疲劳裂纹往往萌生在与表面相连的晶界或某些缺陷（如孔洞）上，由外向内沿晶界扩展。而ＤＳ合金裂纹则起源于纵向晶界的横段或预开裂的碳化物，并沿枝晶间穿枝干扩展。     

IC10定向凝固高温合金缓进磨削工艺参数优化研究

通过设计正交试验,研究了IC10高温合金在缓进磨削过程中磨削工艺参数及表面粗糙度对疲劳寿命的影响规律,建立了工艺参数对磨削表面粗糙度及疲劳寿命影响的映射关系模型,并以表面粗糙度、疲劳寿命、材料去除率为优化目标进行了IC10高温合金缓进磨削工艺参数多目标优化。研究表明,IC10高温合金磨削工件疲劳寿命随砂轮线速度的增加而增加,随工件进给速度和磨削深度的增加而减小,且疲劳寿命随砂轮线速度的变化最为敏感,工件进给速度次之,对磨削深度的变化敏感度最低。当表面粗糙度R_a由0.44μm增大到0.94μm时,磨削工件疲劳寿命由9.69×10⁶降低到1.25×10⁶,减小了约87.1%,这表明磨削表面粗糙度对磨削疲劳寿命的影响非常显著。在综合考虑磨削表面粗糙度、疲劳寿命、材料去除率的情况下,通过多目标优化得到IC10高温合金缓进磨削工艺参数为：砂轮线速度v_s=20m/s,工件进给速度v_w=117mm/min,磨削深度a_p=0.48mm。     

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.     

固溶处理时间对2E12铝合金组织和疲劳性能的影响

采用光学金相、扫描电镜、能谱分析以及疲劳寿命测试等方法,研究了495 ℃/1 h和8 h固溶处理对2E12T₄铝合金微观组织和疲劳性能的影响。实验结果表明,延长固溶处理时间可显著减少基体中可溶的Al₂CuMg残留相数量,提高合金元素的过饱和固溶度,因而,自然时效后合金强度相应增加。试样自由表面上的大尺寸残留相在疲劳加载过程中,通过自身断裂或与基体脱粘的两种方式优先诱发疲劳裂纹萌生;并且,这些大尺寸残留相还起到促进疲劳裂纹扩展和连接的作用,导致疲劳辉纹形成时发生开裂形成二次裂纹,因而,延长固溶处理时间减少大尺寸残留相数量可提高2E12铝合金的疲劳寿命。