付　超，馮　微，童錦艷，鄭運(yùn)榮，馮　強(qiáng)

(1 北京科技大學(xué) 新金屬材料國家重點(diǎn)實驗室，北京 100083；2 北京航空材料研究院 熔鑄中心，北京 100095)

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GH4033渦輪葉片服役1600h后的顯微組織及力學(xué)性能評價

付超1，馮微2，童錦艷1，鄭運(yùn)榮1，馮強(qiáng)1

(1 北京科技大學(xué) 新金屬材料國家重點(diǎn)實驗室，北京 100083；2 北京航空材料研究院 熔鑄中心，北京 100095)

航空發(fā)動機(jī)渦輪葉片服役過程中將產(chǎn)生組織退化和性能降低，從而威脅其服役安全。已有研究中，對長時服役后的葉片組織退化和性能損傷的評價研究較少。本研究對服役1600h后的GH4033合金二級渦輪葉片進(jìn)行金相解剖分析和物理化學(xué)相分析；同時觀察并量化表征該二級渦輪葉片各部位晶粒組織，γ+γ′基體組織和晶界碳化物，測量不同部位的維氏硬度和持久性能，分析其組織退化與性能損傷規(guī)律。結(jié)果表明：服役后葉片各部位組織退化及性能損傷程度不明顯，根據(jù)γ′ 相的量化表征結(jié)果推斷該葉片最高服役溫度應(yīng)不高于700℃。葉身各部位持久性能及維氏硬度與榫頭部位相當(dāng)，均符合航空工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)HB/Z 91—1985要求，因而判斷該葉片仍可以繼續(xù)使用。研究結(jié)果對低γ′相體積分?jǐn)?shù)的變形高溫合金航空發(fā)動機(jī)渦輪葉片的服役安全評價具有指導(dǎo)意義。

GH4033合金；渦輪葉片；服役評價；顯微組織；持久性能

渦輪葉片是飛機(jī)發(fā)動機(jī)最重要的部件之一，長時間處于不均勻高溫條件下服役，同時承受復(fù)雜的機(jī)械載荷，氣動載荷和熱載荷的聯(lián)合作用[1]。在正常服役情況下，葉片損傷主要由蠕變過程產(chǎn)生，渦輪葉片材料通常采用鎳基高溫合金[2]，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)[3,4]。目前，我國燃?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[5,6]；因此提高設(shè)計和制造水平是短期內(nèi)解決葉片失效的關(guān)鍵手段。從長期來看，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[4]。在正常服役過程中，合金會發(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驗室條件下對葉片用高溫合金材料在高溫長時熱暴露后的組織和性能演變，對實際長時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航空發(fā)動機(jī)的壽命預(yù)測和延壽具有更重要的指導(dǎo)意義。

研究對象為經(jīng)1600h服役后的某航空發(fā)動機(jī)GH4033合金二級渦輪葉片，GH4033合金被廣泛用于正常服役溫度在700 ℃以內(nèi)的渦輪葉片[7]。前人對類似合金的研究主要集中于微合金化，熱加工工藝，熱處理制度和長時組織穩(wěn)定性的探討，并分析不同組織特征對其力學(xué)性能的影響[8,9]。

本研究對服役葉片不同截面的顯微組織進(jìn)行檢查，對葉片不同部位的室溫硬度和持久性能進(jìn)行研究，對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/Z 91—1985《航空用高溫合金渦輪葉片模鍛件》[10]對1600h服役后的GH4033合金組織和性能損傷程度進(jìn)行評價。隨后根據(jù)課題組前期工作，通過組織演變規(guī)律，推測該二級渦輪葉片實際服役溫度[11]。

1　實驗材料與方法

本研究以某航空發(fā)動機(jī)累計飛行1600h后的二級渦輪葉片為研究對象，該葉片材料為GH4033變形鎳基高溫合金。其主要化學(xué)成分(結(jié)果列于表1)和合金相組成的分析樣品取自榫頭部位，委托鋼研納克檢測技術(shù)有限公司測定。

表1　GH4033合金的主要化學(xué)成分(質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%)

圖1所示為服役葉片解剖示意圖。其中，葉片葉身部分截取4個橫截面分別標(biāo)記為Ⅰ，Ⅱ，Ⅲ，Ⅳ，見圖1(a)；每個橫截面主要觀察和測試位置為進(jìn)氣邊(L)，中間部位(M)和排氣邊(T)，見圖1(b)。此外，葉片葉身沿縱向分為3部分，分別標(biāo)記為A，B，C，如圖1(a)所示。

圖1　服役1600h后的GH4033合金二級渦輪葉片示意圖(a)沿葉高方向切樣的位置；(b)葉身橫截面組織觀察部位Fig.1　Illustration of the locations in the 2nd stage blade made of GH4033 alloy after service for 1600h(a)locations of sectioning specimens along the blade height direction;(b)locations of microstructural investigation for each cross section

本工作對服役葉片葉身12個位置及榫頭部位進(jìn)行硬度測試，針對本研究的試樣特點(diǎn)，硬度測試選擇3kg的小負(fù)荷維氏硬度壓頭，硬度值為6次硬度測量值的平均值。從葉片葉身A，B和C 3部分的進(jìn)氣邊和榫頭分別切取板狀持久試樣(圖2)用于高溫持久測試，實驗采用RDJ-50機(jī)械持久試驗機(jī)進(jìn)行，實驗條件為700℃/430MPa。

圖2　板狀持久試樣示意圖(單位：mm)Fig.2　The sketch of the plate-type specimen for stress rupture sample(unit：mm)

對服役葉片葉身4個截面中12個位置及榫頭部位進(jìn)行顯微組織觀察與分析。金相試樣按標(biāo)準(zhǔn)制樣程序進(jìn)行磨光和拋光后用10%(體積分?jǐn)?shù))草酸水溶液電解顯示晶界；用H3PO4∶HNO3∶HCl=3∶10∶12(體積)混合酸溶液電解顯示γ′相和晶界碳化物，電壓為3～4V，時間為3～5s。組織觀察用4XC型光學(xué)顯微鏡和SUPRA 55型場發(fā)射掃描電子顯微鏡；分別通過Inlens和二次電子(Secondary Electron，SE)兩種成像模式進(jìn)行觀察。掃描電子顯微鏡附帶的X射線能譜儀(Energy Dispersive Spectrometer，EDS)用于成分分析。平均晶粒尺寸和晶粒度按國標(biāo)GB/T6394—2002《金屬平均晶粒度測定方法》進(jìn)行測量和評級[12]，取自5個不同視場中100個以上晶粒尺寸的平均值。γ′相平均尺寸和體積分?jǐn)?shù)的測定在高分辨掃描電鏡照片上用IPP軟件完成，γ′相顆粒統(tǒng)計的樣本容量為200～300。

2　實驗結(jié)果

2.1宏觀檢查

本研究對服役近1600h后的GH4033二級渦輪葉片進(jìn)行宏觀檢查，目視檢查結(jié)果表明：經(jīng)長時服役后，葉片葉盆和葉背的表面光亮，有金屬光澤，葉身中部顏色呈藍(lán)綠色，葉根部呈磚紅色，表明葉片表面有氧化膜。另外，葉片未發(fā)生明顯徑向伸長，扭轉(zhuǎn)等變形；未見燒蝕，掉塊等損傷。熒光滲透檢查發(fā)現(xiàn)：服役葉片在紫外燈下未形成明亮，黃綠色的線狀，孔狀等可見缺陷。

2.2榫頭部位顯微組織

本研究以服役葉片榫頭部位作為原始組織，對其進(jìn)行顯微組織觀察。圖3(a) 服役1600h后GH4033合金二級葉片榫頭部位的金相組織，顯示其為等軸晶組織，部分晶粒內(nèi)部存在少量孿晶；平均晶粒尺寸為269μm，晶粒度等級為I級。其中，還存在細(xì)晶帶，細(xì)晶帶平均晶粒尺寸為53μm，占基體面積百分比為3.9%。根據(jù)GB/T 14999.4—1994 《高溫合金顯微組織實驗法》[13]中對GH4033合金細(xì)晶帶級別的表示方法，當(dāng)葉片的細(xì)晶帶部位體積分?jǐn)?shù)小于10%，平均晶粒尺寸位于47.6～56.6μm之間，其故細(xì)晶帶評級為I-5.5級。圖3(b)為SEM照片，顯示了榫頭部位基體組織中γ′相的形貌，為彌散分布的細(xì)小均勻球狀顆粒，其平均尺寸為26nm，體積分?jǐn)?shù)為13.8%。圖3(c) 為SEM照片，表現(xiàn)了葉片榫頭部位晶界碳化物形貌。其碳化物主要有兩種類型：黑色箭頭所示細(xì)小的鏈狀碳化物，大量分布于晶界上，經(jīng)EDS分析應(yīng)為富Cr的碳化物；白色箭頭所示數(shù)量較少大塊狀的碳化物，主要分布于晶內(nèi)，也有少量分布于晶界，經(jīng)EDS分析應(yīng)為富Ti的碳化物碳氮化物。服役葉片榫頭部位的晶粒度與γ′相尺寸及體積分?jǐn)?shù)列于表2。

圖3　服役1600h后GH4033合金二級葉片榫頭部位的顯微組織(a)晶粒組織；(b)γ+γ′相基體；(c)晶界碳化物Fig.3　Microstructures of the shank in the 2nd stage blade made of GH4033 alloy after service for 1600h(a)grain microstructure；(b)γ+γ′ matrix；(c)GB carbides

Grainsize/μmGradeSizeofγ'precipitate/nmVolumefractionofγ'phase/%269±231.025.5±3.813.8

為了進(jìn)一步研究服役葉片的相組成，取葉片榫頭部位進(jìn)行物理化學(xué)相分析，其結(jié)果列于表3：包括γ′相，Cr7C3，Cr23C6和MC型碳化物。其中，γ′相質(zhì)量分?jǐn)?shù)為12.87%，MC型碳化物質(zhì)量分?jǐn)?shù)為0.04%，Cr7C3和Cr23C6型碳化物共占0.44%，進(jìn)一步證實榫頭部位的金相分析結(jié)果。

表3　服役1600h后GH4033合金二級渦輪葉片榫頭部位化學(xué)相分析結(jié)果

2.3葉身部位顯微組織

本研究對服役1600h后的GH4033合金二級渦輪葉片葉身Ⅰ-Ⅳ截面進(jìn)氣邊，中間部位及排氣邊共12個位置的顯微組織進(jìn)行了表征，包括晶粒組織，基體組織中的γ′相和晶界碳化物。

2.3.1晶粒組織

圖4為服役1600h后 GH4033合金二級渦輪葉片Ⅱ截面中間部位金相組織，顯示為等軸晶組織；部分晶粒內(nèi)部存在少量孿晶，晶粒大小無明顯差別，未發(fā)現(xiàn)類似榫頭部位的細(xì)晶帶區(qū)域。其余11個位置晶粒組織均與Ⅱ截面中間部位近似，為晶粒大小均勻的等軸晶組織。表4所示為葉片葉身Ⅰ-Ⅳ截面進(jìn)氣邊，中間部位，排氣邊共12個位置的晶粒尺寸和晶粒度觀測結(jié)果。其中，葉身部位的晶粒尺寸分布在221～265μm范圍內(nèi)，略小于榫頭部位的269μm。根據(jù)國標(biāo)GB/T6394—2002《金屬平均晶粒度測定方法》[12]，得出葉身Ⅰ～Ⅳ截面晶粒度等級均在1.0～1.5之間。

圖4　服役1600h后 GH4033合金二級渦輪葉片II截面中間部位金相組織Fig.4　Metallographic microstructure of location M and section II in the 2nd stage blade made of GH4033 alloy after service for 1600h

SectionGrainsize/μmLMTGradeⅠ242±32250±19227±251.0-1.5Ⅱ235±25244±16233±331.0-1.5Ⅲ221±21247±25253±201.0-1.5Ⅳ265±15240±16228±131.0-1.5

2.3.2γ′相

圖5(a)～(c)分別為服役1600h后GH4033合金二級渦輪葉片Ⅰ截面進(jìn)氣邊，中間部位和排氣邊基體組織中γ′相形貌，均為球形顆粒。其中，中間部位的γ′相尺寸略小于進(jìn)氣邊和排氣邊。其余9個位置基體組織中γ′相形貌均與Ⅰ截面相似，為球形顆粒，且中間部位的γ′相尺寸略小于進(jìn)氣邊和排氣邊。表5所示為葉片葉身各部位γ′相顆粒平均尺寸和體積分?jǐn)?shù)。研究結(jié)果表明：葉身不同部位的γ′相尺寸差別不大，在31.8～36.9nm之間；同一截面上，進(jìn)氣邊和排氣邊γ′相尺寸較大而中間位置γ′相尺寸較小；此外，靠近葉尖的γ′相尺寸略大于其他截面。需要指出的是，葉身所有部位γ′相尺寸均明顯大于榫頭部位γ′相尺寸(25.5nm)。葉身不同部位的γ′相體積分?jǐn)?shù)在12.1%～15.9%范圍之間，與榫頭部位的γ′相體積分?jǐn)?shù)(13.8%)近似。

圖5　服役1600h后GH4033合金二級渦輪葉片Ⅰ截面各部位基體組織中γ′相形貌(a)L位置；(b)M位置；(c)T位置Fig.5　Morphologies of γ′ phase of various locations of sectionⅠin the 2nd stage blade made of GH4033 alloy after service for 1600h(a)location L;(b)location M;(c)location T

SectionLocationLMTSize/nmVolumefraction/%Size/nmVolumefraction/%Size/nmVolumefraction/%Ⅰ36.9±6.414.033.1±2.514.335.7±5.113.6Ⅱ34.4±6.412.731.8±2.512.635.7±3.812.9Ⅲ33.1±3.815.931.8±2.515.334.4±5.113.1Ⅳ34.4±3.812.130.6±5.112.935.7±5.113.4

2.3.3晶界碳化物

服役葉片葉身不同部位的晶界碳化物主要是Cr23C6，偶爾也分布著尺寸較大的Cr7C3和MC型碳化物。同一截面不同部位的晶界碳化物分布狀態(tài)相似，但是不同截面上的晶界碳化物形貌存在差異，圖6對比了Ⅰ截面和Ⅳ截面中進(jìn)氣邊和排氣邊晶界碳化物形貌。Ⅰ截面上無論進(jìn)氣邊和排氣邊，Cr23C6型碳化物有粗化傾向，形成較粗且更平直的形貌，如圖6(a)所示；而Ⅳ截面上晶界Cr23C6型碳化物相對較細(xì)，大多呈不連續(xù)分布，晶界多呈彎曲狀，如圖6(b)所示；與圖4(c)所示的榫頭部位晶界碳化物形貌近似。

圖6　服役1600h后GH4033合金二級渦輪葉片各部位晶界碳化物形貌1-進(jìn)氣邊；2-排氣邊(a)I截面；(b)IV截面Fig.6　Morphologies of grain boundary carbides at various locations in the 2nd stage blade made of GH4033 alloy after service for 1600h　1-leading side;2-trailing side(a)section I;(b)section IV

2.4渦輪葉片硬度和持久性能

為了考察服役后葉片組織演變對葉片力學(xué)性能的影響，對包括榫頭在內(nèi)的服役1600h后葉片不同部位的顯微硬度和700℃/430MPa條件下的持久性能進(jìn)行測試，結(jié)果列于表6和表7中。表6表明，榫頭部位的維氏硬度為324HV，而葉片葉身的維氏硬度在320～351HV之間，與榫頭部位相近。表7表明，榫頭部位持久壽命為143h，而葉身進(jìn)氣邊的持久壽命分別為138，137，124h，與榫頭部位在同一水平。

表6　服役1600h后GH4033合金二級渦輪葉片各部位維氏硬度(HV)

表7　服役1600 h后GH4033合金二級渦輪葉片各部位持久壽命及斷后伸長率

3　分析與討論

航空發(fā)動機(jī)渦輪葉片長時服役后的組織演變以及由此引起的力學(xué)性能降低歷來被冶金工作者、發(fā)動機(jī)設(shè)計及維護(hù)人員所重視，并且發(fā)表了相關(guān)文章[14,15]。但是，已發(fā)表的文獻(xiàn)中[11,16]，實驗室模擬條件下的研究工作較多，實際服役后的數(shù)據(jù)較少；同時對顯微組織演變的研究明顯多于對力學(xué)性能的研究，更是鮮有關(guān)于服役后顯微組織演變對力學(xué)性能影響的有關(guān)報道。本研究對真實服役后的葉片顯微組織和力學(xué)性能進(jìn)行了研究；對比目前已有報道，對葉片長時服役后的葉片組織退化及性能損傷進(jìn)行分析和評價。

通常認(rèn)為，航空發(fā)動機(jī)渦輪葉片的服役溫度沿葉根至葉尖方向升高，進(jìn)氣邊溫度則略高于排氣邊溫度，應(yīng)力分布趨勢則相反[14]。Persson等對Mar-M247合金葉片的研究表明：渦輪葉片的服役組織退化首先發(fā)生于葉身中部排氣邊，隨著服役時間延長，組織退化逐漸向周圍擴(kuò)展，同時葉身中部排氣邊的服役組織進(jìn)一步退化[4]。但是，Miura等對服役葉片的研究結(jié)果則顯示：葉尖處的組織退化更加嚴(yán)重[15]。變形鎳基高溫合金渦輪葉片在服役過程中，服役溫度超過其晶界碳化物溶解溫度會引起晶粒的長大，而γ′相的退化方式主要表現(xiàn)為粗化長大。通常認(rèn)為γ′相體積分?jǐn)?shù)少于33%的鎳基高溫合金，γ′相的長大及形貌受溫度影響較為明顯，而所受應(yīng)力狀態(tài)對其無顯著影響[17]。

渦輪葉片服役過程中的變形主要由蠕變，疲勞及兩者交互作用而引起，因此通常要求葉片用具有良好的蠕變持久性能的高溫合金制造[18]。航空工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)HB/Z 91—1985《航空用高溫合金渦輪葉片模鍛件》中對出廠狀態(tài)的GH4033合金渦輪葉片規(guī)定：經(jīng)過最終熱處理供應(yīng)的鍛件合金，在700℃/430MPa下的持久壽命不低于60h[10]。鎳基高溫合金的蠕變持久性能與晶粒尺寸，γ′相，晶界碳化物等組織形貌特征密切相關(guān)[2,3]。姚志浩等對GH864合金的研究也驗證了以上結(jié)論[19]。同時γ′相與位錯的交互作用是高溫合金強(qiáng)化的本質(zhì)，γ′相的大小，間距，數(shù)量及分布直接影響其強(qiáng)化效果[18]。譚毅等對Inconel 740合金的研究認(rèn)為，細(xì)小彌散分布的γ′相能提高合金的維氏硬度[20]。一般認(rèn)為，γ′相體積分?jǐn)?shù)低時，為了得到較好的力學(xué)性能，最合適的尺寸范圍為10～50nm。當(dāng)晶界碳化物呈細(xì)小彌散分布時合金具有良好的蠕變性能，這是由于細(xì)小彌散的晶界碳化物能有效阻礙晶界滑動，增加蠕變抗力[21]。

本研究對葉片葉身12個不同位置的晶粒尺寸，基體組織中γ′相尺寸及體積分?jǐn)?shù)以及晶界碳化物形貌等顯微組織特征進(jìn)行表征和統(tǒng)計，并對服役葉片葉身同一截面不同位置和不同截面的組織退化進(jìn)行評價。研究表明：經(jīng)過1600h服役后，葉片榫頭部位平均晶粒尺寸為269μm，葉身各部位晶粒平均尺寸在221～265μm范圍內(nèi)，比榫頭部位略小，見表3和表4。榫頭部位γ′相尺寸為25.5nm，體積分?jǐn)?shù)為13.8%(表3)；葉身部位γ′相發(fā)生長大，排氣邊和進(jìn)氣邊尺寸大于中間部位，達(dá)到34.4～36.9nm；葉身各部位γ′相體積分?jǐn)?shù)則沒有顯著差別，平均體積分?jǐn)?shù)在12.1%～15.9%之間，且均呈球形顆粒彌散分布于基體，如表5和圖5所示。榫頭部位晶界碳化物呈細(xì)小不連續(xù)與半連續(xù)狀并存分布，葉身部位的晶界碳化物形貌與榫頭部位相似；Ⅰ截面晶界碳化物具有粗化傾向，碳化物形貌更為平直；其他截面晶界碳化物呈細(xì)小不連續(xù)與半連續(xù)狀并存分布，未發(fā)現(xiàn)晶界碳化物明顯粗化或呈連續(xù)地膜狀分布；如圖3(c)和圖6所示。因此，本研究認(rèn)為：該葉片經(jīng)1600h服役后，顯微組織退化情況并不嚴(yán)重。本研究對服役葉片的持久性能和維氏硬度進(jìn)行測試。結(jié)果表明：服役1600h后葉片從葉尖至葉根方向進(jìn)氣邊3個部位700℃/430MPa下的持久壽命為124～138h，榫頭部位為143h，見表7；葉片葉身維氏硬度介于320～351HV之間，榫頭部位為324HV，如表6所示。因此，本研究認(rèn)為：服役后葉片持久性能和維氏硬度均無明顯降低，與顯微組織退化情況相當(dāng)。

通過顯微組織退化情況，可以推斷此葉片服役溫度。在本課題組前期工作中，對GH4033合金進(jìn)行了長時熱暴露模擬實驗，并且得出熱暴露時間與γ′相長大的關(guān)系滿足L-S-W熟化理論。且滿足以下關(guān)系[11]：

本研究結(jié)果表明，此葉片經(jīng)1600h服役后，葉身γ′相尺寸為31.8～36.9nm，榫頭葉身γ′相尺寸為25.5nm。根據(jù)上述公式，假定葉片的服役溫度分別恒定為650℃和700℃，經(jīng)1600h服役后，葉片基體組織中的γ′相尺寸將長大為31.1nm和73.8nm；因此，該服役葉片葉身服役溫度介于650℃至700℃之間。根據(jù)基體組織中γ′相尺寸的分布規(guī)律可知，服役葉片葉身Ⅰ，Ⅱ截面服役溫度高于其他截面；服役葉片葉身中間部位服役溫度約為650℃，進(jìn)氣邊和排氣邊服役溫度高于中間部位。但是，葉片在實際服役過程，處于變溫服役狀態(tài)。假設(shè)葉片的最高服役溫度為700℃，其余時間服役溫度為650℃。根據(jù)葉片葉身γ′相的尺寸范圍(31.8～36.9nm)及上述公式，可推導(dǎo)出進(jìn)氣邊葉尖部位700℃條件下服役時間約占5.4%，而中間部位Ⅱ，Ⅲ截面700℃條件下服役時間僅占0.6%。因此，可初步得出結(jié)論，該葉片服役溫度應(yīng)低于700℃。

綜上所述，經(jīng)過1600h服役后，葉片晶粒組織，基體組織中γ′相及晶界碳化物均無明顯退化。本研究認(rèn)為該葉片經(jīng)1600h服役后顯微組織退化不明顯。服役后葉片葉身進(jìn)氣邊700℃/430MPa持久壽命與原始組織近似；均顯著大于航標(biāo)HB/Z 91—1985《航空用高溫合金渦輪葉片模鍛件》要求的60h[10]；同時，葉片葉身各部位維氏硬度與榫頭近似。GH4033合金被廣泛用于制備服役溫度在700℃以內(nèi)的渦輪葉片[6]；該葉片服役過程中，服役溫度符合GH4033合金設(shè)計使用溫度。因此，本研究初步判定該葉片經(jīng)1600h服役后，仍可繼續(xù)使用。

4　結(jié)論

(1)該服役葉片葉身表面及內(nèi)部無裂紋，空洞以及夾雜等宏觀缺陷。葉片葉身各部位顯微組織形貌與榫頭相比：晶粒沒有長大；葉片葉身基體組織中γ′相體積分?jǐn)?shù)無明顯變化，γ′相尺寸發(fā)生長大，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℃。

(4)該服役葉片顯微組織和力學(xué)性能均未發(fā)生明顯退化，且700℃/430MPa條件下的持久壽命顯著大于航標(biāo)HB/Z 91—1985《航空用高溫合金渦輪葉片模鍛件》要求的60h，說明該葉片在服役1600h以后仍可繼續(xù)使用。

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Evaluation of Microstructure and Property of a Turbine Blade Made of GH4033 Alloy After Service for 1600h

FU Chao1，F(xiàn)ENG Wei2，TONG Jin-yan1，ZHENG Yun-rong1，F(xiàn)ENG Qiang1

(1 State Key Laboratory for Advanced Metals and Materials,University of Science and Technology Beijing,Beijing 100083,China；2 Melting and Casting Center, Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095,China)

The microstructure and property degradation of turbine blades in aircraft engines during service would finally pose threat to service safety. But report on systematic research work about microstructure and property degradation of serviced turbine blades is limited. In this paper, the 2ndstage turbine blade made of wrought Ni-based superalloy GH4033 was taken from an aircraft engine and investigated by metallographic analysis and physical and chemical phase analysis after service exposure for about 1600 engine operating hours (EOH). Microstructural features including grain microstructure, γ+γ′ matrix and grain boundary (GB) carbides in different locations of the serviced blade were observed and quantitatively characterized. Vickers hardness and stress rupture tests were also conducted. The microstructure characterization indicates that the degradation in grain size, γ′ precipitates and GB carbides is rarely observed in the airfoil. The service temperature is estimated to be lower than 700℃ based on the coarsen of γ′ phase. The Vickers hardness and rupture lives of different locations in this blade are similar to those in the shank and met the requirement of Chinese Aeronautical Industry Standard HB/Z 91-1985. Therefore, it is suggested that the service exposure of this blade can be continuously prolonged. This study would be helpful for the evaluation of turbine blade made of wrought superalloys containing low volume fraction of γ′ precipitates.

GH4033 alloy；turbine blade；service evaluation；microstructure；stress rupture property

馮強(qiáng)(1969-)，男，教授，主要從事高溫結(jié)構(gòu)材料相關(guān)研究工作，聯(lián)系地址：北京市海淀區(qū)學(xué)院路30號北京科技大學(xué)新金屬材料國家重點(diǎn)實驗室(100083)，E-mail: qfeng@skl.ustb.edu.cn

10.11868/j.issn.1001-4381.2016.06.013

TG132.3+2

A

1001-4381(2016)06-0084-08

國家高技術(shù)研究發(fā)展計劃(863計劃)(2012AA03A513)；教育部支撐計劃(625010337)

2015-09-02;

2016-03-07