某涡轴发动机Ⅰ级涡轮叶片叶尖涂层剥落失效分析

本文分析了某涡轴发动机Ⅰ级涡轮叶片叶尖涂层剥落的失效原因.宏、微观断口分析发现,涂层剥落断口主要呈烧蚀熔化形貌和瞬断形貌,表明涂层剥落主要由烧蚀引起;金相检查发现叶尖处基体γ'相已经粗化,表明叶片工作时有超温现象.综合分析认为,发动机在大修试车过程中T3温度超温是导致该叶片叶尖涂层剥落的根本原因.     

DZ—22合金和VPS MCrAlY涂层材料高温腐蚀试验研究

采用表面涂盐法进行了ＤＺ－２２合金和真空等离子喷涂（ＶＰＳ）的几种ＭＣｒＡｌＹ涂层材料在９００℃空气中的腐蚀性能试验。结果表明，热盐的存在加速了ＤＺ－２２合金的腐蚀，ＶＰＳ的ＭＣｒＡｌＹ涂层材料热腐蚀试验时在其表面生成一层致密的α－Ａｌ２Ｏ３薄膜，因而具有优异的耐高温腐蚀性能。     

燃气涡轮发动机高温部件的碳腐蚀机理

碳腐蚀简称碳蚀,在论及喷气燃料的腐蚀性时也称作烧蚀。五十年代时,我国生产的低硫喷气燃料易引起某些型号发动机(如涡喷—五型发动机)的镍铬合金火焰筒发生碳腐蚀,使镍基合金表面长有毛状碳、或牛角状碳、或叠碗状碳(见图1、图2、图3)。除去积碳后,可见呈碗状的麻坑(见图4)。随着发动机工作时间延长,麻坑不断扩大并加深,甚至发生穿孔。金相分析可见,麻坑表面为白带区。白带区实际上就是富镍区,Ni/Cr之比为原合金的2～3倍,     

飞机APU涡轮导向叶片高温防护涂层失效模式分析

利用扫描电镜(SEM)、能谱分析仪(EDS)等分析了国内某型在役APU涡轮导向叶片的结构特征与热防护机理,研究了叶片失效件中高温防护涂层的厚度变化与失效模式。结果表明:飞机APU导向叶片中存在渗铝涂层+MCrAlY涂层与单一渗铝涂层2种不同的涂层结构;APU导向叶片失效件的MCrAlY涂层厚度从叶片尾缘—叶盆—前缘区域呈先增大后减小的趋势;受叶片构型影响,叶片尾缘区域涂层的氧化程度较严重,而叶盆区域越靠近前缘的位置涂层氧化损伤程度越低,但叶片前缘区域由于受CMAS腐蚀与高温氧化的耦合作用使得该区域涂层损伤最为严重。     

发动机涡轮导向器叶片掉块分析

某发动机试车后,检查发现一片高压涡轮导向叶片排气边掉块.应用扫描电镜、光学显微镜等,对掉块叶片断口及其金相组织进行了系统地分析与检验.结果表明,该叶片掉块性质为烧蚀掉块,烧蚀掉块的原因是叶片排气边局部出现瞬时高温.     

发动机燃气涡轮叶片断裂分析

某飞机在起飞时尾喷管发生喷火,其燃气涡轮一、二级叶片断裂,在尾喷管及相关机匣内表面存在大量的金属附着物。对断裂的叶片进行断口宏微观观察、金相组织检验。结果表明：燃气涡轮一、二级叶片断口为沿晶脆性断口,高温区组织出现过热,局部过烧,导致叶片断裂的原因是发动机在超温状态下工作。     

常减压蒸馏装置高温部位的腐蚀与防护

阐述了常减压蒸馏装置高温部位的腐蚀机理，介绍了高温防腐蚀的三种方法：正确选材、高温缓蚀剂技术及喷涂渗铝技术，建议在类似的石化装置推广使用。     

高速电弧喷涂Fe-Al复合涂层高温腐蚀研究

研究了高速电弧喷涂（HVAS）的几种Fe-Al复合涂层的耐高温腐蚀行为,用SEM观察分析了腐蚀表面的形貌和成分、涂层截面的组织结构.结果表明：随温度升高,4种Fe-Al涂层的腐蚀增重都增加,添加Cr3C2比添加WC或不添加任何增强的Fe-Al涂层有更高的耐腐蚀性. Fe-Al/Cr3C2涂层外表面形成了铝和铬的氧化物,阻止了氧化的进一步进行. 关键词：高速电弧喷涂;高温腐蚀;Fe-Al涂层     

发动机涡轮叶片真空电弧镀Al-Si-Y涂层性能

介绍了研制的新型Al-Si-Y涂层,分析了Al-Si-Y涂层的常规工艺性能.结果表明,采用真空电弧镀技术将Al-Si-Y合金沉积在叶片表面可以获得附着牢固、组织结构致密、抗高温氧化和抗热腐蚀性能良好的Al-Si-Y涂层,满足了航空发动机涡轮叶片的高温防护需要.该技术可广泛用于需要高温防腐的其它各种零部件上.     

航空发动机涡轮叶片热障涂层失效分析研究

采用扫描电镜及能谱对航空发动机涡轮叶片热障涂层进行失效分析,将叶片划分为9个区域,发现其前缘区域由于涂层的使用温度高、粘结层氧化、尖晶石等大量生长,导致在TGO/陶瓷层界面处产生大量的生长应力,呈TGO/Top coat界面分层失效。后缘区域呈粘结层/基体分层分裂失效,同时所有区域都有CMAS腐蚀。CMAS附着在涂层表面,沿着纵向裂纹等缺陷渗透到涂层内部,引发涂层产生横向分层,并导致涂层腐蚀剥落。     

涡轮叶片一次翻修时的再渗铝

在完全保留，部分保留及彻底去除原始渗铝层的情况下，对一次翻修时某型发动机1级涡轮叶片(材料为铸造镍基高温合金K417)进行了再渗铝试验；用电子探针和X射线衍射仪，对原始渗铝层和每一种再渗铝层的深度、铝浓度及其分布、表层的相等进行了分析研究；提出了对抛修后的这类叶片进行再渗铝的较佳工艺方法。     

航空发动机高温部件热腐蚀机理的探讨

根据燃气涡轮发动机的工作环境及化学反应的原理，本文详细讨论了因腐蚀介质——Na2SO4、NaCl和V2O5引起的燃气涡轮发动机高温部件热腐蚀的机理。     

铸造高温合金涡轮叶片热冲击疲劳行为研究

为了研究不同材料涡轮叶片热冲击疲劳性能,采用感应加热热冲击试验装置对三种铸造高温合金涡轮叶片进行了试验研究。利用光学相机、视频显微镜和扫描电子显微镜对叶片表面裂纹形貌、叶片横截面和断口形貌进行观察。结果表明：单晶涡轮叶片热冲击疲劳寿命长于定向晶涡轮叶片热冲击疲劳寿命。定向晶涡轮叶片中添加Re元素延长了热冲击疲劳寿命。热冲击疲劳导致裂纹萌生于叶片中截面考核区并沿叶高方向扩展。裂纹的扩展方式与叶片合金成分及铸造工艺有关。     

航空发动机涡轮叶片涡流自动化检测试验研究

涡流检测技术对工件表面或近表面的缺陷有很高的检出灵敏度,且检测线圈不需与被测物直接接触,可进行高速检测,易于实现自动化。针对航空发动机涡轮叶片的复杂曲面人工检测难度大、效率低等问题,研制了一套六自由度机器人涡流自动化检测系统,该系统可自行对其工作空间、工作表面和运动学的工作特性进行分析研究;设计了多种典型涡轮叶片专用弹压式涡流检测探头,可自适应叶片形貌及叶片安装误差;开展了涡轮叶片检测自动扫查检测试验,优化了涡流检测的激励频率和自动扫查速度。结果表明:可弹压式涡流探头对叶片表面缺陷可自适应涡轮叶片的复杂表面,提高了自动化检测的精度,同时弥补提离变化和安装误差。当激励频率为1.25~1.75 MHz、扫查速度为30 mm/s时,检测灵敏度较高,能有效检出缺陷。相比于人工涡流检测方法,该自动化检测系统提高了叶片的检测效率。     

镍基单晶高温合金涡轮叶片薄壁效应研究进展

镍基单晶高温合金具有优异的高温综合性能,是航空发动机涡轮叶片和导向叶片等部件的首选材料,承受高温度和高应力的严苛服役环境。目前,高冷效叶片的结构设计中采用多种复杂冷却结构以提高其承温能力,其中以层板冷却和双层壁冷却为代表的微型冷却结构是其主流发展方向。但由于这类复杂涡轮叶片中存在超薄壁结构,已成为叶片制造的关键点和难点。本文综述了镍基单晶高温合金薄壁结构的发展趋势,分析了薄壁受限空间的缺陷产生及枝晶生长规律,阐述了薄壁结构对力学性能的影响,展望了先进涡轮叶片的制备及其组织控制的发展趋势。     

Cr3C2-NiCr涂层的高温抗氧化和热耐腐蚀性

采用大气等离子喷涂技术制备Cr3C2-NiCr复合涂层,并对制备的Cr3C2-NiCr涂层试样进行800 ℃×100 h氧化和熔盐（Na2SO4+25 wt%NaCl）热腐蚀试验。利用X射线衍射仪（XRD）和带能谱的扫描电镜(SEM/EDX)分析氧化、腐蚀涂层表面和截面的成分及结构变化,探讨其高温氧化、腐蚀机理。结果表明：等离子喷涂Cr3C2-NiCr涂层具有层状组织结构,喷涂过程中无明显相分解或氧化。高温氧化后的Cr3C2-NiCr涂层表面及层片界面形成了连续、致密的Cr2O3保护膜,涂层表现出优异的抗高温氧化性能。在热腐蚀过程中,腐蚀盐破坏了涂层表面及层片界面形成的氧化膜,腐蚀性元素沿着涂层中的孔洞及层片界面扩散到涂层内部,涂层发生“活化氧化”,耐腐蚀性较差。     

CeO2/ZrO2-Y2O3纳米结构热障涂层的高温稳定性及耐腐蚀性能

采用等离子喷涂方法（APS）在GH30高温合金表面分别制备了纳米ZrO₂-8%Y₂O₃（YSZ,质量分数）和掺杂25%（质量分数）纳米CeO₂的三元CeO₂/ZrO₂-8%Y₂O₃（CSZ）热障涂层.使用FESEM和XRD分析了涂层的微观组织,研究了CSZ涂层在1100℃加热条件下分别保温不同时间及固定加热时间10 h,改变加热温度时涂层晶粒尺寸的变化情况,测试了2种涂层在高温下的耐Na₂SO₄熔盐腐蚀能力.结果表明,CSZ涂层在高温长时间加热时,平均晶粒尺寸从喷涂态的45 nm增至63 nm,变化较小,在900℃,Na₂SO₄熔盐腐蚀条件下长时间加热无m-ZrO₂相析出,耐蚀性能要高于YSZ涂层.     

Si–Yb2O3/Yb2Si2O7/Yb2SiO5 EBC涂层组织结构及熔盐腐蚀行为研究

目的 研究Si–Yb₂O₃/Yb₂Si₂O₇/Yb₂Si O₅ 3层EBC涂层的抗熔盐腐蚀性能。方法 采用真空等离子喷涂工艺在试样表面单面制备Si–Yb₂O₃/Yb₂Si₂O₇/Yb₂Si O₅ 3层结构的EBC涂层,选用尺寸为Ф25 mm、厚度为5 mm的SiC_f/SiC复合材料基体试样,在900℃、NaCl(质量分数为50%)+Na₂SO₄(质量分数为50%)混合盐中进行连续100 h的熔盐腐蚀试验,采用光学显微镜、扫描电镜、X射线衍射仪等观察和测试3层EBC涂层熔盐腐蚀前后的形貌,分析其组织结构以及该EBC涂层在熔盐腐蚀过程中的化学反应机理。结果 经过连续100 h、900℃的熔盐腐蚀,基体SiC_f     

单晶高温合金的中温Ⅰ阶蠕变--涡轮叶片伸长的重要因素

单晶镍基高温合金已广泛用于制造先进燃气涡轮叶片,但这种合金至今仍被忽视的薄弱环节是它的中温Ⅰ阶蠕变伸长量远高于高温蠕变,而且与高温蠕变相比,中温Ⅰ阶蠕变对取向偏离、合金成分和热处理组织的变化更为敏感.虽然预蠕变引进较高的位错密度能有效抑制中温蠕变,但在实用上仍有困难.在选用单晶合金作为涡轮叶片时,应考虑到先进的二代和三代单晶在中温下的抗变形能力不如一代单晶,同时中温大应力状态下的叶片根部可能过度伸长.     

定向凝固镍基高温合金的成分因素对涡轮叶片热裂的影响

定向凝固合金可铸性的最重要标志就是它的热裂倾向性，亦即合金的定向凝固过程中产生沿纵向晶界开裂的倾向性，根据一种镍基高压涡轮工作叶片的试制过程中暴露出的严重热裂问题，通过进一步的实验对比与分析，讨论了该合金的成分因素对定向空心叶片热裂的影响。