航空发动机涡轮叶片损伤的热等静压治愈机理和延寿技术研究

【类型】学位论文

【作者】周煜 

【关键词】 涡轮叶片 延寿技术 蠕变空洞 热等静压 镍基高温合金

【摘要】涡轮叶片是航空发动机中最为关键的热端部件，通常由镍基高温合金制造而成。合金在高温高应力的长期服役过程中会不可避免地出现显微组织退化甚至产生蠕变空洞，导致力学性能降低。因此，开展面向涡轮叶片的延寿技术研究是保证发动机长寿命、高可靠性和低成本运行的重要手段，同时具有巨大的经济效益以及显著的军事作用。本文针对涡轮叶片的延寿问题系统研究了热等静压修复技术，开发了一套可应用于某型航空发动机I级涡轮叶片的修复处理制度。主要研究包括以下四个方面的内容：叶片的服役损伤行为、热处理中的显微组织演变行为、热等静压治愈机理及模型和复合HIP恢复热处理技术的应用。采用定量金相分析技术研究了某型航空发动机高压I级涡轮叶片的服役损伤行为，确定了复合HIP恢复热处理技术对这类涡轮叶片损伤的修复有效性。结果表明，жc6y合金的立方γ’相在以Ostwald熟化机制粗化长大的同时，还会在弹性相互作用能下发生聚集长大并演变成条状γ’相。MC碳化物逐渐分解为更稳定的M6C碳化物，晶界则形成连续分布的γ’膜。晶界和晶内碳化物与γ’膜界面容易成为蠕变空洞形核的有利位置和扩展的快速通道。根据叶身不同部位的γ’粒子尺寸，利用经典的LSW（Lifshitz–Slyozov–Wagner）理论估算出叶身各部位的相对温度分布。服役时合金强化效果主要受强相互作用位错对切割机制支配，在此基础上通过线性回归分析、方差分析和相关系数显著性检验建立和验证了显微硬度与γ’粒子尺寸的函数关系式，为评估涡轮叶片服役状态提供理论依据。采用不同的固溶温度、保温时间和冷却速率，系统研究了叶片合金жc6y的γ’相在固溶条件下的组织演变行为，为HIP修复工艺参数的制定提供依据。研究揭示了合金在固溶温度范围内出现的一系列γ’相演变。阐明了在固溶开始阶段出现于相邻γ’粒子之间的“扩散颈”是由于扩散场相互交叠所致，证实了弹性相互作用能在жc6y合金的组织演变中的重要性。揭示了γ’相的典型局部溶解特征，提出了在未完全溶解的一次γ’粒子上因形貌不稳定性而出现“花状”结构的原因，分析了形成“长丝状”γ’结构的原因。采用定量金相技术分析了固溶温度和时间对γ’溶解特征的影响，发现γ’尺寸和体积分数随温度的变化趋势不同，保温时间的影响随温度升高而逐渐变小，最佳固溶温度是1230°C。在炉冷条件下γ’粒子形貌不规则，且尺寸较大，导致合金显微硬度值偏低。采用一系列HIP处理实验，系统研究了HIP过程中蠕变空洞和铸造疏松的愈合行为。利用弹性力学和有限元模拟分析了厚壁球壳模型的应力场分布，确定了在空洞愈合区内出现同心γ’筏排结构的形成机制。发现这种具有N型筏排特征的结构的尺寸与有效扩散场范围有关，而且只出现在适当的HIP温度和等静压力条件下。空洞发生有效愈合所需HIP压力存在临界值，它的大小随HIP温度的增加而降低。基于空洞在不同HIP条件下的演变特征和溶质原子的浓度分布，认为愈合过程与由塑性流变引起的机械闭合机制无关，并进一步提出了基于扩散蠕变的空洞愈合机制。根据微观组织分析和持久性能测试，确定了恢复热处理对显微组织修复的有效性。根据空洞愈合机制和热力学理论建立了关于晶内空洞和晶界空洞的愈合动力学模型，并考虑了内部气压对空洞愈合动力学的影响。通过数值积分空洞愈合速率方程完成了对愈合模型的参数分析，确定了HIP工艺参数（温度、压力和保温时间）和初始空洞尺寸对空洞愈合动力学的定量影响，并建立了晶界空洞和晶内空洞的HIP愈合图，开发了一套优化热等静压参数的模拟软件，为制定适用于特定损伤程度的涡轮叶片的优化HIP处理制度提供理论依据。通过对不同使用寿命的到寿叶片进行组织分析，证实了复合HIP恢复热处理技术在到寿叶片延寿处理上的可行性。通过微观组织分析、显微硬度测量和持久性能测试，定量评估了两种HIP修复制度对具有不同损伤程度的叶片和合金试样的修复效果。发现显微组织退化和空洞型损伤都能得到很好的治愈，晶界具有典型的锯齿状特征。选择在蠕变第II阶段晚期对合金进行修复较为合适，采用修复制度#1（即HIP：1230°C/4h/200MPa和恢复热处理）能使总使用寿命达到原始寿命的184%以上。

【学位名称】博士

【学位授予单位】北京航空航天大学

【学位授予年度】2016

【导师姓名】钟群鹏

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