摘要：将附着有/无CoNiCrAl涂层的试样设计为阶梯状,目的是排除其他环境因素的影响,研究950℃高温下应力对DZ411高温合金蠕变组织和元素扩散的影响,同时分析涂层对试样的保护作用。结果表明,涂层可以大幅提高试样的蠕变寿命。发现随着试样所受的应力越大,γ′相退化程度越高,紧密度也越高,特别是高应力区的γ′相完全筏化,其余部位呈现不同程度的球化,有涂层试样在高应力区的涂层被严重破坏,低应力区和无应力区的涂层仅发生轻微氧化;无涂层试样表面氧化程度随应力增大而增大,高应力区则较为严重,出现了裂纹、疏松等缺陷,而应力低的位置表面仍较完整。并且元素扩散随应力也发生变化,在试样表面形成了不同的氧化物,其中有涂层试样Ti元素含量从基体到氧化层表面逐渐降低,且随应力降低呈减小趋势,Cr元素含量由表及里持续上升后降低。

摘要：为评估服役前IC10合金涡轮叶片不同部位的真实材料力学性能,与《航空发动机设计用材料数据手册》中采用标准试棒获得的性能数据进行对比。在选取的新叶片的叶身尾缘、叶背和叶盆处沿叶高方向完成小尺寸的工字形试验件取样,通过优化设计的工装在保证加载同轴度和安装一致性的基础上进行单轴加载试验,即900℃拉伸试验以及900℃、342/374 MPa的持久寿命试验。试验结果表明:试样均在平行段断裂,符合试验设计要求;相比于手册中标准试棒的测试数据,试样的抗拉强度下降约20%,持久寿命缩短达76%~85%;不同叶身部位的原始组织形貌相似,试样性能差别不大;应力提高会导致取样的持久寿命明显降低,其中盆侧取样的降低幅度最大,约64%。相比于标准试棒,叶身的本体取样兼具了铸造叶片的晶体取向和薄壁特征,在一定程度上可以真实反映叶片的力学性能,为客观评价IC10合金涡轮叶片材料力学性能奠定了基础。

摘要：为了解决涡轮叶片内腔渗层设计过程中需求分析不全面、设计确认不充分、设计验证不完整等问题,提出基于系统工程理论的方法,对舰用燃气轮机高压涡轮工作叶片内腔渗层进行正向设计研发。应用需求分析-技术方案设计-试样验证-产品实施-产品集成-产品验证的技术路线,开展了涡轮叶片内腔渗层技术研究。通过拉伸性能试验、低周疲劳试验、高周疲劳试验、燃气热腐蚀试验、工艺试验等对多方案进行验证,优筛选出的内腔CoAl薄渗层和纯Al薄渗层为最佳方案。结果表明:验证方案合理可行,渗层能够满足发动机的使用需求。基于系统工程的涡轮叶片内腔渗层设计方法从整体需求出发,设计、验证具有系统性和完整性,在叶片内腔渗层设计过程中具有重要作用。

摘要：涡轮叶片作为航空发动机和燃气轮机重要的热端部件,在复杂温度场、应力场及氧化腐蚀等环境下工作,面临多种损伤失效风险。为了阐明涡轮叶片涂层损伤模式,总结了现阶段涡轮叶片涂层工艺、特点及其显微组织构成。在结合叶片材料热力耦合试验中相的演变规律研究成果基础上,对服役不同时间和类型的涡轮叶片基体和涂层系统的显微组织进行分析,并与原始组织对比;确定了各种服役组织损伤形式,主要包括涂层系统退化、原始缺陷导致的裂纹扩展、过热损伤及γ′相的退化等;初步给出了涡轮叶片损伤机理和服役环境评估,提出后期涡轮叶片工程化应开展的研究工作和注意事项,从而实现由服役叶片失效后分析向使用前预防的转变,完善涡轮叶片正向设计体系。

摘要：设计搭建了航空发动机叶片高温扭转试验平台,并应用于某型航空发动机DZ417G合金低压涡轮工作叶片的扭转蠕变试验研究。试验结果表明,该叶片在高温及扭转载荷作用下易产生变形,高温蠕变是变形产生的主要原因,变形主要集中于叶冠附近。试验温度对变形速率影响显著。