摘要：研究了增材制造Hastelloy X合金在850℃下的熔盐(75%Na_(2)SO_(4)+25%K_(2)SO_(4))热腐蚀行为及力学性能的变化。结果表明,合金热腐蚀产物主要为Ni、Ti和Cr的氧化物。在经历不同时间热腐蚀后,合金的室温拉伸强度变化不大,持久强度及塑性均显著下降,主要原因是熔盐侵蚀及高温对合金表面状态及组织的改变造成的。

摘要：对金属材料的热腐蚀机理及危害进行了探讨。在对不同热腐蚀评价方法对比分析的基础上,以某发动机涡轮工作叶片和导向叶片及其所用材料为研究对象,采用燃气热腐蚀试验方法,开展涡轮零部件及材料抗热腐蚀能力评价方法的研究。结果表明,该方法是最为接近海洋环境下涡轮零部件实际工作状态的实验室评价方法,适合于评价涡轮零部件及材料的抗热腐蚀性能,能为改进涡轮零部件的防腐设计和防腐加工工艺提供较为客观、准确的试验评价依据。

摘要：为了有效评估燃料气中H_2S超标对燃气轮机涡轮叶片热腐蚀的影响,在腐蚀机理研究基础上结合燃机的运行参数条件,采用热力学模拟方法完成了对25 MW燃气轮机涡轮叶片热腐蚀风险评估分析。通过分析杂质含量变化及燃料类型对腐蚀产物露点曲线的影响,得出了碱金属含量是涡轮叶片热腐蚀的关键影响因子,在(Na+K)质量分数小于1×10^(-5)%的条件下,即使当H_2S体积分数达到0.01%时,涡轮叶片也不会面临热腐蚀风险。这将对海上平台用国产25 MW燃气轮机燃料中杂质含量目标控制和高温涡轮叶片防护涂层设计起到了一定的参考作用。

摘要：本文针对Si_3N_4基陶瓷材料作为高温结构材料使用的不同环境,首先讨论了Si_3N_4陶瓷在高温下的氧化,继而论述了Si_3N_4陶瓷在熔融盐(钠盐或钾盐)中的腐蚀研究现状。文中最后指出了腐蚀研究中存在的问题,提出了今后应进行的研究方向。

摘要：对镍基合金进行渗铝,采用粉末包埋法使合金表面获得渗层。通过X射线衍射仪(XRD)研究渗层的相组成,用扫描电子显微镜(SEM)观察渗层表面和截面的组织形貌。通过热腐蚀试验,研究合金的耐腐蚀性能。从腐蚀动力学曲线看,没有渗层的K488合金腐蚀脱落非常严重,而有渗层的K488合金其腐蚀动力学曲线比较平缓,渗铝涂层的腐蚀动力学曲线呈抛物线,有渗层的K488合金抗腐蚀能力远优于没有渗层的K488合金。

摘要：目的分析稀土Y添加对激光熔覆Inconel 625组织和性能的影响规律,为严苛服役环境条件下的改性Inconel 625合金设计和制备提供借鉴。方法采用真空气雾化工艺,制备含有0.1%(质量分数)Y的IN625-Y粉末,并使用激光熔覆工艺分别制备了IN625和IN625-Y的熔覆试样。对比研究二者在组织和力学性能上的差异,分析稀土Y添加对激光熔覆IN625试样表面氧化膜组成、抗高温氧化、模拟烟气及熔盐热腐蚀性能变化趋势的影响。结果IN625合金和IN625-Y试样的显微组织主要由灰色富含Ni和Cr的γ-Ni基体相和枝晶组成,而IN625-Y试样晶粒组织更为细小,且有少量Laves相析出。IN625-Y和IN625试样的显微硬度分别为(268.8±3.1)HV0.3和(265.2±3.2)HV0.3,屈服强度、抗拉强度和延伸率分别从(430.1±20.8)、(753.2±19.1)MPa和(37.6±3.4)%,提升到(433.8±21.8)、(774.8±10.4)MPa和(39.2±1.1)%。激光熔覆IN625-Y试样的高温氧化增重和气氛熔盐条件下的热腐蚀增重速率均小于未添加稀土Y的IN625试样。结论基于稀土Y添加对IN625熔覆组织的晶粒细化和洁净化作用,添加稀土Y能整体提升IN625试样的力学性能。激光熔覆IN625-Y试样表面能形成致密且稳定的Cr_(2)O_(3)氧化膜,具有更强的抗高温氧化性能,能更好地抵御SO_(2)气体及NaCl/Na_(2)SO_(4)熔盐的热腐蚀。

摘要：设计开发了一种FeCrBSiC粉芯丝材,采用电弧喷涂技术在Q235钢基体上制备相应涂层,通过XRD、SEM、磨粒磨损试验机及高温箱式电阻炉等对其微观组织结构、磨粒磨损及热腐蚀行为进行表征,同时与工程中广泛应用的NiCrTi涂层进行了对比研究。结果表明,涂层均具有热喷涂典型的层状结构,且较为致密,孔隙率低于3%;Fe基涂层组织更为均匀,其氧化物含量显著低于Ni基涂层。所设计Fe基涂层平均显微硬度约为1107.3HV0.1,其耐磨性也更为优异,达到Ni基涂层4倍以上。两种涂层在650℃时的热腐蚀动力学曲线均呈抛物线形式,表面生成连续致密的氧化膜阻止了腐蚀介质向涂层内部的渗透,能够对基体起到有效的防护作用。

摘要：通过盐雾-热暴露循环试验研究了GH4169合金的抗腐蚀性能。常温盐雾腐蚀试验按照GJB150.11-1986的要求进行,热暴露试验温度分别选择400、450、500、550、600和650℃,并将550和650℃下的试验结果与同温度下的高温氧化试验结果进行了对比分析。通过形貌观察、质量变化的比较、元素成分的测定等一系列宏观、微观分析,探究了GH4169合金的腐蚀机理。研究结果表明:GH4169合金在上述热暴露温度下均发生了腐蚀,但程度有所差异,呈现出随热暴露温度的升高,腐蚀加剧的趋势。

摘要：对于沿海地区或海洋环境中使用的航空发动机来说,由于高温、机械载荷和盐雾环境的共同作用,热腐蚀疲劳破坏是影响其热端部件服役寿命的主要因素.本文对热端部件低温热腐蚀疲劳损伤机理、寿命模型和防腐蚀设计方法进行了总结、归纳及评述,提出了未来的研究趋势与发展方向.首先介绍航空发动机热端部件的热腐蚀疲劳故障案例、损伤演化机理;其次,重点分析了低温腐蚀疲劳寿命的唯象模型、损伤力学模型、断裂力学模型以及机器学习模型;再次,对几种代表性的考虑腐蚀演化不同阶段的分段式腐蚀疲劳全寿命模型进行综述,还分析指出了腐蚀疲劳全寿命模型的发展趋势;从次,对航空发动机材料选择、零件制造、结构强度设计和外场运行维护不同阶段的抗腐蚀方法进行了综述.最后,对增材制造零部件的热腐蚀疲劳问题以及无损检测技术、人工智能等与热腐蚀疲劳研究的结合进行了展望.

摘要：目的优化大气等离子喷涂工艺,提高热障涂层的耐腐蚀性能与热循环寿命。方法设计正交试验,制备出不同工艺参数的YSZ涂层。用共聚焦显微镜、X射线衍射仪、能谱分析仪对涂层的表面粗糙度、表面与截面形貌、元素组成与分布进行表征,用ImageJ软件分析涂层的孔隙。根据试验数据优化工艺参数,对比分析工艺优化前后涂层的耐腐蚀性与热循环寿命。对涂层进行热震水淬试验,分析涂层的热震寿命与失效行为。结果不同工艺下制备的涂层在孔隙、耐熔盐腐蚀与热循环寿命方面存在明显差异,工艺参数W3X3Y1Z3组合为优化出的喷涂工艺。采用优化后工艺所制备的涂层TBC-1,孔隙率为9.65%,平均孔隙尺寸为6.18μm^(2),未观察到明显的大孔与裂纹。涂层表面粗糙度为3.48μm,粉末熔化状态较好。热腐蚀之后,涂层截面熔盐元素V的质量分数为2.03%,无熔盐积聚现象。涂层经20次热腐蚀与热冲击联合试验后,质量损失率为0.25%,表面完整,无明显剥落。TBC-1在热震试验中的失效形式为涂层大面积剥落,失效次数为172次。结论等离子喷涂的工艺参数对涂层的综合性能有重要影响,涂层中较大的裂纹和孔隙可作为熔盐的渗透途径,加速涂层的腐蚀,同时使热循环寿命变差。经优化后工艺制备的涂层,内部孔隙分布均匀,且平均孔隙尺寸较小,表现出良好的耐腐蚀性与热循环寿命。涂层中热生长氧化物(TGO)的生长应力、陶瓷层与黏结层的热失配应力是涂层中裂纹扩展和涂层失效的重要原因。