GH4033渦輪葉片服役1600h后的顯微組織及力學(xué)性能評(píng)價(jià)

渦輪葉片是飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)最重要的部件之一，長(zhǎng)時(shí)間處于不均勻高溫條件下服役，同時(shí)承受復(fù)雜的機(jī)械載荷，氣動(dòng)載荷和熱載荷的聯(lián)合作用。在正常服役情況下，葉片損傷主要由蠕變過(guò)程產(chǎn)生，渦輪葉片材料通常采用鎳基高溫合金，因此其蠕變持久性能就顯得尤其重要。鎳基高溫合金的持久蠕變性能與晶粒度、γ′相、晶界碳化物、TCP相等組織形貌密切相關(guān)。目前，我國(guó)燃?xì)廨啓C(jī)渦輪葉片的失效多屬于非正常失效，如超溫服役導(dǎo)致的葉片失效等。因此，提高設(shè)計(jì)和制造水平是短期內(nèi)解決葉片失效的關(guān)鍵手段。從長(zhǎng)期來(lái)看，正常服役狀態(tài)下發(fā)生的組織性能損傷將成為渦輪葉片壽命的主要限制因素。在正常服役過(guò)程中，合金會(huì)發(fā)生組織退化，從而降低葉片服役性能。此前大量研究工作集中在實(shí)驗(yàn)室條件下對(duì)葉片用高溫合金材料在高溫長(zhǎng)時(shí)熱暴露后的組織和性能演變，對(duì)實(shí)際長(zhǎng)時(shí)服役后葉片的組織和性能研究較少，而服役后葉片材料組織和性能的量化表征對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命預(yù)測(cè)和延壽具有更重要的指導(dǎo)意義。

研究對(duì)象為經(jīng)1600h服役后的某航空發(fā)動(dòng)機(jī)GH4033合金二級(jí)渦輪葉片，GH4033合金被廣泛用于正常服役溫度在700℃以?xún)?nèi)的渦輪葉片。前人對(duì)類(lèi)似合金的研究主要集中于微合金化、熱加工工藝、熱處理制度和長(zhǎng)時(shí)組織穩(wěn)定性的探討，并分析不同組織特征對(duì)其力學(xué)性能的影響。

本研究對(duì)服役葉片不同截面的顯微組織進(jìn)行檢查，對(duì)葉片不同部位的室溫硬度和持久性能進(jìn)行研究，對(duì)比服役前后合金顯微組織及力學(xué)性能的變化；根據(jù)航空工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)HB/Z91-1985《航空用高溫合金渦輪葉片模鍛件》對(duì)1600h服役后的GH4033合金組織和性能損傷程度進(jìn)行評(píng)價(jià)。通過(guò)組織演變規(guī)律，推測(cè)該二級(jí)渦輪葉片實(shí)際服役溫度。結(jié)論如下：

（1）該服役葉片葉身表面及內(nèi)部無(wú)裂紋、空洞以及夾雜等宏觀(guān)缺陷。葉片葉身各部位顯微組織形貌與榫頭相比：晶粒沒(méi)有長(zhǎng)大；葉片葉身基體組織中γ′相體積分?jǐn)?shù)無(wú)明顯變化，γ′相尺寸發(fā)生長(zhǎng)大，且進(jìn)氣邊和排氣邊比中間部位稍大；晶界碳化物沿葉身縱向存在較小差別。

（2）葉片各部位硬度差別較小，在320～351HV范圍，與榫頭部位324HV相近。從葉尖至葉根方向進(jìn)氣邊3個(gè)部位在700℃/430MPa下的持久壽命為124～138h，與榫頭部位143h相近。

（3）根據(jù)GH4033合金γ′相尺寸-溫度-時(shí)間關(guān)系推導(dǎo)該葉片葉尖部位服役溫度最高，其余部位略低，但葉片整體服役溫度應(yīng)低于700℃。