GH4706合金涡轮盘锻件不同部位的组织及高温力学性能

为了研究GH4706涡轮盘不同部位的组织及高温力学性能差异性,基于典型服役性能要求,开展了400、500、600、650℃条件下的高温拉伸,400、500、600℃条件下的高温低周疲劳和650℃/690 MPa、600℃/700 MPa的高温持久寿命对比分析。试验结果表明,轮毂、辐板及轮缘位置的晶粒组织存在显著差异,其中轮毂晶粒度为4级(平均晶粒尺寸为84μm),辐板晶粒度为3级(平均晶粒尺寸为120μm),轮缘晶粒度为2级(平均晶粒尺寸为183μm)。不同部位试样的γ′-γ″复合相均以球状弥散析出。轮毂和辐板位置的η相呈长针状,尺寸较大,且与晶界平行分布;轮缘部位的η相呈短棒状析出,尺寸较小,在晶界的排列比较分散。不同位置的高温拉伸强度无明显差异,轮毂部位的低周疲劳性能最优(4363循环周次),而轮缘部位的高温拉伸塑性和持久寿命最优(1259 h)。GH4706涡轮盘锻件不同部位的组织差异性对其高温力学性能的影响较为显著。

镍基高温合金涡轮盘成形工艺的数值模拟分析实践探究

本文针对涡轮盘锻件尺寸形状及主要技术及制造指标要求进行分析,同时讨论了涡轮盘成形工艺的数值模拟实践要点,内容包括实验材料整理、成形工艺建模、模拟结果整理、等效应变分析、模型验证分析等工作,最终其目的在于积累成形工艺的数值模拟分析经验,为成形工艺相关参数的优化提供可靠依据。

加工参数对高温合金涡轮盘表面精度的影响研究

为研究车削加工参数对双性能粉末高温合金涡轮盘加工表面精度的影响,选取表面粗糙度和残余应力作为评价指标,利用正交试验设计和回归分析方法建立了表面粗糙度的预估模型,并验证了模型的可靠性。采用X射线应力测量技术对盘件表面残余应力进行了测量,结果表明:盘件在加工时,半精加工的参数选择较为重要;为避免引入较高的残余应力,获得更好的表面精度,应尽可能选择高转速和低进给量。半精加工后再进行去应力热处理,能更好的消除加工残余应力。

新型涡轮盘用高性能粉末高温合金的研究进展

综合分析了国外第3代粉末高温合金的化学成分、显微组织和点阵常数,总结出新型涡轮盘用高性能粉末高温合金的研发趋势,重点介绍了作者课题组与钢铁研究总院合作在国内率先进行我国新型第3代高性能粉末高温合金的初期研究工作与成果,并提出了研制高性能粉末高温合金的重点研究方向。

飞机涡轮盘用镍基粉末高温合金研究进展

综述了国内外飞机涡轮盘用镍基粉末高温合金的研究进展,分析了国内在粉末高温合金的研制过程中面临的问题及其解决途径。

双性能粉末高温合金涡轮盘的研究进展

粉末高温合金由于在高温条件下表现出一系列优越的性能而成为制造高推重比航空发动机涡轮盘等热端部件的首选材料,特别是近年来对具有双晶粒组织的双性能涡轮盘不断深入的研究,使粉末高温合金应用前景更加乐观。本文论述国内外双性能粉末高温合金涡轮盘的研究进展,重点分析在制备中面临的问题,并对国内研制双性能涡轮盘提出建议。

涡轮盘用高性能粉末高温合金的优化设计探讨

从成分和组织两个方面分析近年来国内外涡轮盘用粉末高温合金的优化设计过程,总结新的合金化途径对合金力学性能的影响规律,探讨合适的热处理工艺对获取最佳显微组织的重要性,并为国内开展新型高性能粉末高温合金优化设计提出建议。

高温氧化对粉末高温合金微观结构和疲劳性能影响研究

为了探究涡轮盘用粉末高温合金表面氧化对其低周疲劳性能的影响,分别针对第三代镍基粉末高温合金的粗晶(Coarse grain,CG)和细晶(Fine grain,FG)材料开展氧化时间对其疲劳性能影响机理的研究。通过在700℃空气环境下开展不同时长的高温预氧化实验和低周疲劳(Low-cycle fatigue,LCF)实验,使用SEM和EDS表征LCF断口、表面氧化层结构成分及其强化相形貌变化,揭示LCF裂纹萌生机理。实验结果表明,氧化层厚度随氧化时间而增加,氧元素以氧化侵入的形式进入基体;相同氧化时间下,CG抗氧化性能优于FG;疲劳裂纹萌生于氧化侵入和亚表面夹杂物等应力集中部位,在实验温度下LCF寿命受氧化作用和夹杂物共同影响;高温氧化作用下氧化层呈现分层结构,外层为NiO,中间层为含有Cr_(2)O_(3),TiO_(2)等复杂氧化物及尖晶石相(NiCr_(2)O_(4))的混合层,内层为Al_(2)O_(3);CG二次γ’相氧化后平均尺寸增加,FG二次γ’相平均尺寸没有明显的变化,但两种组织氧化后在晶界附近均观察到长条状的二次γ’相,表明高温氧化作用下晶界优先遭到破坏。

航空发动机高温合金涡轮盘抗疲劳制造评价方法研究

针对航空发动机高温合金涡轮盘的机加及喷丸强化表面，使用金相显微分析、X射线残余应力检测等实验技术手段，研究了高温合金涡轮盘的表面微观表征及评价方法、力学表征及评价方法。结果表明：（1）机械加工表面微观形貌主要包括：变形层、应变线、皱折、拉扯和白层等特征；喷丸表面微观形貌为表层组织剧烈变形、晶格扭曲和双向交滑移；（2）喷丸后表面残余压应力处于725～850MPa范围内；（3）深度为0．02mm的表面划痕对FGH96涡轮盘的疲劳寿命影响较小，深度≤10μm的表面变形层对FGH96涡轮盘的疲劳寿命影响不明显。

FGH96粉末高温合金涡轮盘淬火过程界面换热系数的研究

以试验方法研究了FGH96粉末高温合金涡轮盘在空冷、风冷和油淬等条件下的表面换热行为,进而反算求解得到了界面换热系数,并将其应用到实际盘件热处理过程的数值模拟当中。结果表明,油淬条件下的界面换热系数远大于其他两种冷却方式,其最大值约为空冷换热系数最大值的10倍。现有工艺适合文中涡轮盘的热处理,淬火应力低于材料对应温度的屈服强度。

整体涡轮叶盘五坐标数控电火花加工编程

大扭曲叶型带冠整体涡轮叶盘结构复杂,五坐标数控电火花加工中成型电极与加工工件极易发生干涉,成型电极进给轨迹复杂.针对上述问题,采用逆向搜索算法搜索成型电极进给轨迹.利用通道内相邻叶盆曲面、叶背曲面设计成型电极,由逆向搜索算法平移和旋转成型电极,再进行干涉检测;若无法得到合理加工轨迹,可减小成型电极厚度,重复该过程,直至成型电极安全退出,同时得到成型电极最优厚度.控制成型电极平移及旋转步长,生成密度合理的NC加工轨迹.系统验证表明,生成的NC加工轨迹优化、密度合理,成型电极厚度优化.

镍基粉末高温合金FGH95涡轮盘材料研究

讨论了ＦＧＨ９５氩气雾化粉末高温合金中缺陷、粉末颗粒凝固组织及其相组成、粉末经过热等静压后显微组织与相组成、热等静压坯再经包套模锻后合金的组织与低周疲劳性能、以及热等静压坯再经挤压后合金组织的改善和热处理制度的改进。

国内粉末高温合金涡轮盘件制造技术的发展现状

在介绍粉末高温合金涡轮盘主要成形工艺的基础上 ,综述了我国粉末高温合金盘件制造技术发展现状 ,对存在的问题提出了一些建议。

直径2000mm超大型高温合金涡轮盘的制造工艺研究

通过大型高温合金钢锭电渣重熔工艺的研究，成功试制出了国内最大高温合金钢锭——GH2674合金φ900mm的钢锭；开发了新的涡轮盘分区变形的锻造工艺，利用4000t快锻机成功试制出了φ1840-φ2118mm的超大型高温合金涡轮盘。采用分区锻造新工艺生产的超大型GH2674舍金涡轮盘，组织与性能全部满足技术标准要求，其晶粒组织比传统模锻的大型涡轮盘晶粒组织更加细小，而且不同部位的晶粒组织比较均匀。

喷射成形技术在涡轮盘高温合金中的应用

喷射成形是一种新型快速凝固技术，采用这项技术制备的镍基合金，具有细小、球状的晶粒和均一的组织，从而提高其性能。本文综述了喷射成形技术在涡轮盘用镍基高温合金中的应用及其发展与研究现状。

高温合金涡轮盘锻造工艺

航空航天发动机涡轮盘材料GH4133B是一种特殊的镍基高温合金新材料,该材料锻造成形时塑性低、变形抗力特别大、可锻温度范围窄、导热性差,且锻件的晶粒尺寸不能通过热处理细化,所以要满足锻件的内在质量要求,必须制定合理的工艺路线。本文从材料的化学成分、锻造工艺、模具设计和生产试制等方面介绍了涡轮盘的生产过程。其中,为了满足对锻造加热火次和每火次的锻造变形量的控制,提出了锻坯准备、表面清理、表面涂料、加热、刻标记和检验的新工艺路线。经验证通过热处理固溶、时效后的涡轮盘锻件,其力学性能完全达到使用要求,并且已批量生产,效果良好。

俄罗斯粉末高温合金涡轮盘的生产工艺

介绍了俄罗斯粉末高温合金涡轮盘的生产工艺、存在的问题和改进措施以及新合金、新工艺。目的是借鉴国外的先进技术以发展我国的粉末高温合金。

变形高温合金在液体火箭发动机中的应用进展及展望

变形高温合金以其良好的耐高温、抗氧化、抗热腐蚀性能和较好的冷、热加工性,在液体火箭发动机推力室身部、涡轮壳体、涡轮转子等热端部件中得到了广泛的应用。通过查阅文献,综述了国内外变形高温合金及热加工技术发展现状、液体火箭发动机热端构件对高温合金性能需求、变形高温合金在国内外著名液体火箭发动机中的应用情况。结合液体火箭发动机可回收、高性能、轻量化、低成本的发展趋势,总结了变形高温合金在液体火箭发动机领域的主要发展趋势,包括研发针对液体火箭发动机服役工况的高温合金材料、改进热加工工艺,从而提升高温合金性能、降低高温合金构件制造成本;研发和推广耐高温轻质金属间化合物、降低热端构件质量。

闭式整体涡轮叶盘多轴联动电火花加工电极运动路径规划

多轴联动电火花加工作为闭式整体涡轮叶盘的主流加工方法,其电极运动路径规划至关重要。为此,提出了一种电极运动路径规划的方法,使电极尽可能沿涡轮叶盘流道中心曲线运动,获得电极的最佳位置姿态。基于该方法,对某闭式整体涡轮泵叶轮进行了电极设计与电极运动路径规划,加工试验结果证明了该方法在加工效率与成本上的整体优势。

基于压缩Voxel模型的整体涡轮叶盘五坐标数控电火花加工仿真验证

提出了基于压缩Voxel模型的整体涡轮叶盘五坐标数控电火花加工仿真、验证新方法.该方法首先构造整体涡轮叶盘仿真工件、成型电极压缩Voxel模型,再根据数控加工轨迹构造成型电极扫描体,最后在三维虚拟空间完成加工过程仿真.利用Marching Cubes方法提取仿真工件表面三角网格,增强了仿真工件显示质量和速度.通过仿真工件压缩Voxel模型与标准CAD模型的三维对比实现了仿真结果分析验证.该方法在某航天火箭发动机整体涡轮叶盘五坐标数控电火花加工编程仿真与验证中得到了应用,效果良好.