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)秀的抗氧化性和杰出的沖壓、焊接工藝性能，適宜制造在900℃以下長時(shí)間工作的航空發(fā)起機(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。

GH3044化學(xué)成分：
碳 C: ≤0.10
鉻 Cr: 23.5～26.5
鉬 Mo: ≤1.50
鎳 Ni: 余量
鎢 W: 13.0～16.0
鋁 Al: ≤0.50
鈮 Nb: —
鈦 Ti: 0.30～0.70
鐵 Fe: ≤4.0
硅 Si≤: 0.80
錳 Mn≤: 0.50
磷 P: 0.013
硫 S: 0.013
其他(％): —

GH3044密度：8.89g/cm3

GH3044 金相安排結(jié)構(gòu)：
該合金在1200℃固溶后，基本上是單相奧氏體和少數(shù)的MC和M23C6型碳化物。

GH3044工藝性能與要求：
1、該合金板材有杰出的沖壓工藝性能。鋼錠鍛造加熱溫度1170℃，終鍛900℃。
2、該合金的晶粒度均勻尺度與鍛件的變形程度、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、鉻為首要成分,并添加鋁、鈦合金元素,從而在安排中構(gòu)成γ′彌散強(qiáng)化相的一種高溫合金,在700~750℃具有較高的強(qiáng)度,在900℃以下具有杰出的抗氧化性能[1-2],首要用于制造航空發(fā)起機(jī)中燃燒室、渦輪等熱端零部件。結(jié)合環(huán)是航空發(fā)起機(jī)上的熱端部件,其首要作用是固定Ⅱ級渦輪導(dǎo)向葉片的下緣板軸頸。

假如結(jié)合環(huán)產(chǎn)生開裂,則會使Ⅱ級渦輪導(dǎo)向葉片掉落。在高壓氣流的作用下,掉落的葉片會打傷Ⅱ級渦輪葉片和發(fā)起機(jī)上的尾噴管、加力部件,或者打穿機(jī)匣,從而造成發(fā)起機(jī)空中泊車,并導(dǎo)致等級事端的產(chǎn)生[3-6]。在對某航空發(fā)起機(jī)大修分化查看時(shí)發(fā)現(xiàn),其間一個(gè)Ⅱ級渦輪導(dǎo)向器結(jié)合環(huán)呈現(xiàn)嚴(yán)峻變形及開裂現(xiàn)象,該失效結(jié)合環(huán)的資料為GH4033鎳基合金。

為了防止此問題的再次產(chǎn)生,作者經(jīng)過理化查驗(yàn)和結(jié)構(gòu)剖析,對結(jié)合環(huán)的變形和開裂原因進(jìn)行了剖析,并提出了相應(yīng)的改進(jìn)辦法。1理化查驗(yàn)及成果1.1微觀描摹結(jié)合環(huán)側(cè)外表共有38個(gè)裝置孔,且所有裝置孔均為直孔結(jié)構(gòu)。

裝配時(shí),Ⅱ級渦輪導(dǎo)向葉片的軸頸固定在裝置孔中。

由圖1和圖2可以看出,該結(jié)合環(huán)的變形和開裂首要表現(xiàn)在:(1)與38個(gè)裝置孔方位相對應(yīng)的零件上下端面(軸向)均有顯著的凸起特征;(2)38個(gè)裝置孔中有4個(gè)孔變形嚴(yán)峻,測得其間1個(gè)裝置孔的尺度約為11.2mm×8.7mm(軸向×周向),另外34個(gè)裝置孔也有一定的變形,測得其間1個(gè)裝置孔的尺度約為10.1mm×9.6mm(軸向×周向);(3)在4個(gè)嚴(yán)峻變形裝置孔附近,結(jié)合環(huán)有顯著的向零件圓心凹陷變形的痕跡,且局部呈平直狀,同時(shí)在這4個(gè)裝置孔邊際,結(jié)合環(huán)有顯著的揉捏磨損痕跡和金屬堆積現(xiàn)象。圖1失效結(jié)合環(huán)的外觀描摹

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(gè)試樣進(jìn)行剖析:(1)對結(jié)合環(huán)上一個(gè)嚴(yán)峻變形裝置孔沿軸向切開后,觀察其內(nèi)外表損傷描摹,并將該試樣記作1#試樣;(2)對另一個(gè)嚴(yán)峻變形裝置孔沿周向切開后,觀察其內(nèi)外表裂紋及損傷狀況,并將該試樣記作

2#試樣;(3)對一個(gè)輕微變形裝置孔沿軸向切開后,觀察孔內(nèi)損傷狀況,并將該試樣記作3#試樣。由圖3可知,1#試樣裝置孔邊際約有4/5圓周方位存在顯著的金屬沿孔內(nèi)堆積的現(xiàn)象,且在該裝置孔內(nèi)外表有顯著的機(jī)加工痕跡。由圖4可知:2#試樣裝置孔邊際約有

1/2;在金屬堆積方位存在2條裂紋,裂紋沿裝置孔深度方向散布,長度均為6mm左右;該裝置孔內(nèi)機(jī)加工痕跡不顯著。由圖5可知:3#試樣裝置孔邊際未見顯著金屬堆積現(xiàn)象;裝置孔內(nèi)2/3面積存在嚴(yán)峻的揉捏磨損痕跡,剩余1/3面積可見原始周向機(jī)工加痕跡。

在某航空發(fā)起機(jī)大修分化查看時(shí)發(fā)現(xiàn),其Ⅱ級渦輪導(dǎo)向器結(jié)合環(huán)呈現(xiàn)了嚴(yán)峻變形及開裂現(xiàn)象,選用微觀和微觀描摹觀察、斷口剖析、化學(xué)成分剖析、硬度測試等方法對其變形及開裂原因進(jìn)行剖析。成果表明:結(jié)合環(huán)裝置孔內(nèi)外表裂紋為高周疲憊裂紋;導(dǎo)向葉片軸頸和結(jié)合環(huán)裝置孔的合作空隙及導(dǎo)向葉片下緣板間的空隙偏小,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裝置孔內(nèi)自在移動,在熱應(yīng)力作用下,結(jié)合環(huán)向中心揉捏而產(chǎn)生變形并構(gòu)成疲憊裂紋源;由溫度改變引起的空隙周期性改變是導(dǎo)致疲憊裂紋擴(kuò)展的首要原因;恰當(dāng)減小Ⅱ級渦輪導(dǎo)向葉片軸頸尺度,以增大其與結(jié)合環(huán)裝置孔的合作空隙并恰當(dāng)增大導(dǎo)向葉片下緣板間的空隙,可防止此類故障的產(chǎn)生。