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GH3044鎳基高溫合金成分性能簡介

發(fā)布時間: 2022-12-02  點(diǎn)擊次數(shù): 785次

GH3044簡介:
該合金是體固溶強(qiáng)化鎳基抗氧化合金,在900℃以下具有高的塑性和中等的熱強(qiáng)性,并具有優(yōu)良的抗氧化性和良好的沖壓、焊接工藝性能,適宜制造在900℃以下長期工作的航空發(fā)動機(jī)主燃燒室和加力燃燒室零部件以及隔熱屏、導(dǎo)向葉片等。

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GH3044化學(xué)成分:
 C: ≤0.10
 Cr: 23.5~26.5
 Mo: ≤1.50
 Ni: 余量
 W: 13.0~16.0
 Al: ≤0.50
 Nb: —
 Ti: 0.30~0.70
 Fe: ≤4.0
 Si≤: 0.80
 Mn≤: 0.50
 P: 0.013
 S: 0.013
其他(%): —

GH3044密度:8.89g/cm3

GH3044 金相組織結(jié)構(gòu):
該合金在1200℃固溶后,基本上是單相奧氏體和少量的MC和M23C6型碳化物。

GH3044工藝性能與要求:
1、該合金板材有良好的沖壓工藝性能。鋼錠鍛造加熱溫度1170℃,終鍛900℃。
2、該合金的晶粒度平均尺寸與鍛件的變形程度、終鍛溫度密切相關(guān)。
3、合金可以用氬弧焊、點(diǎn)焊、縫焊及釬焊等方法焊接。

GH4033鎳基合金是以鎳、鉻為主要成分,并添加鋁、鈦合金元素,從而在組織中形成γ′彌散強(qiáng)化相的一種高溫合金,700~750℃具有較高的強(qiáng)度,900℃以下具有良好的抗氧化性能[1-2],主要用于制造航空發(fā)動機(jī)中燃燒室、渦輪等熱端零部件。結(jié)合環(huán)是航空發(fā)動機(jī)上的熱端部件,其主要作用是固定級渦輪導(dǎo)向葉片的下緣板軸頸。

如果結(jié)合環(huán)發(fā)生斷裂,則會使級渦輪導(dǎo)向葉片脫落。在高壓氣流的作用下,脫落的葉片會打傷級渦輪葉片和發(fā)動機(jī)上的尾噴管、加力部件,或者打穿機(jī)匣,從而造成發(fā)動機(jī)空中停車,并導(dǎo)致等級事故的發(fā)生[3-6]。在對某航空發(fā)動機(jī)大修分解檢查時發(fā)現(xiàn),其中一個級渦輪導(dǎo)向器結(jié)合環(huán)出現(xiàn)嚴(yán)重變形及開裂現(xiàn)象,該失效結(jié)合環(huán)的材料為GH4033鎳基合金。

為了防止此問題的再次發(fā)生,作者通過理化檢驗(yàn)和結(jié)構(gòu)分析,對結(jié)合環(huán)的變形和開裂原因進(jìn)行了分析,并提出了相應(yīng)的改進(jìn)措施。1理化檢驗(yàn)及結(jié)果1.1宏觀形貌結(jié)合環(huán)側(cè)表面共有38個安裝孔,且所有安裝孔均為直孔結(jié)構(gòu)。

裝配時,Ⅱ級渦輪導(dǎo)向葉片的軸頸固定在安裝孔中。

由圖1和圖2可以看出,該結(jié)合環(huán)的變形和開裂主要表現(xiàn)在:(1)38個安裝孔位置相對應(yīng)的零件上下端面(軸向)均有明顯的凸起特征;(2)38個安裝孔中有4個孔變形嚴(yán)重,測得其中1個安裝孔的尺寸約為11.2mm×8.7mm(軸向×周向),另外34個安裝孔也有一定的變形,測得其中1個安裝孔的尺寸約為10.1mm×9.6mm(軸向×周向);(3)4個嚴(yán)重變形安裝孔附近,結(jié)合環(huán)有明顯的向零件圓心凹陷變形的痕跡,且局部呈平直狀,同時在這4個安裝孔邊緣,結(jié)合環(huán)有明顯的擠壓磨損痕跡和金屬堆積現(xiàn)象。圖1失效結(jié)合環(huán)的外觀形貌

Fig.1根據(jù)上述結(jié)合環(huán)的變形和開裂特征,選取以下3個試樣進(jìn)行分析:(1)對結(jié)合環(huán)上一個嚴(yán)重變形安裝孔沿軸向切割后,觀察其內(nèi)表面損傷形貌,并將該試樣記作1#試樣;(2)對另一個嚴(yán)重變形安裝孔沿周向切割后,觀察其內(nèi)表面裂紋及損傷情況,并將該試樣記作

2#試樣;(3)對一個輕微變形安裝孔沿軸向切割后,觀察孔內(nèi)損傷情況,并將該試樣記作3#試樣。由圖3可知,1#試樣安裝孔邊緣約有4/5圓周位置存在明顯的金屬沿孔內(nèi)堆積的現(xiàn)象,且在該安裝孔內(nèi)表面有明顯的機(jī)加工痕跡。由圖4可知:2#試樣安裝孔邊緣約有

1/2;在金屬堆積位置存在2條裂紋,裂紋沿安裝孔深度方向分布,長度均為6mm左右;該安裝孔內(nèi)機(jī)加工痕跡不明顯。由圖5可知:3#試樣安裝孔邊緣未見明顯金屬堆積現(xiàn)象;安裝孔內(nèi)2/3面積存在嚴(yán)重的擠壓磨損痕跡,剩余1/3面積可見原始周向機(jī)工加痕跡。

在某航空發(fā)動機(jī)大修分解檢查時發(fā)現(xiàn),級渦輪導(dǎo)向器結(jié)合環(huán)出現(xiàn)了嚴(yán)重變形及開裂現(xiàn)象,采用宏觀和微觀形貌觀察、斷口分析、化學(xué)成分分析、硬度測試等方法對其變形及開裂原因進(jìn)行分析。結(jié)果表明:結(jié)合環(huán)安裝孔內(nèi)表面裂紋為高周疲勞裂紋;導(dǎo)向葉片軸頸和結(jié)合環(huán)安裝孔的配合間隙及導(dǎo)向葉片下緣板間的間隙偏小,且導(dǎo)向葉片和結(jié)合環(huán)的

線膨脹系數(shù)不同,使得在高溫工況下軸頸不能在安裝孔內(nèi)自由移動,在熱應(yīng)力作用下,結(jié)合環(huán)向中心擠壓而發(fā)生變形并形成疲勞裂紋源;由溫度變化引起的間隙周期性變化是導(dǎo)致疲勞裂紋擴(kuò)展的主要原因;適當(dāng)減小級渦輪導(dǎo)向葉片軸頸尺寸,以增大其與結(jié)合環(huán)安裝孔的配合間隙并適當(dāng)增大導(dǎo)向葉片下緣板間的間隙,可避免此類故障的產(chǎn)生。



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