航空工程材料 压气机叶片涡轮盘的选材与工艺分析

压气机叶片涡轮盘的选材与工艺分析1．压气机叶片飞机发动机的叶片分为导向叶片、涡轮叶片和压气机叶片等，根据它们所处的位置和最大工作温度的不同，选材和热处理工艺不同。涡轮叶片着重强度指标和承受动载荷的能力，而导向叶片着重热疲劳性能。压气机叶片前几级温度低，一般用铝合金制成，后几级温度高，用强度较高的耐热合金制成。压气机部件中以转子叶片受力最大、最复杂，脉动疲劳应力是压气机叶片破坏的主要原因。压气机叶片承受本身高速转动产生的离心力，因此要求具有高的比强度，还承受空气动力所产生的扭力、弯曲力和脉动疲劳应力，此外，还要有高的抗应力疲劳和热疲劳能力，良好的抗氧化性和抗大气腐蚀和应力腐蚀的能力。1）材料选择：1Cr11Ni2W2MoV。技术要求σb≥1079MPa，σ0.2≥883M2）热处理工艺淬火温度：1000℃±10℃,保温时间：45min～60min,空冷。回火温度：540℃~600℃,保温时间：3.6h～4.5h。1Cr11Ni2W2MoV钢中的合金元素较多，在基体中扩散速度较慢，因此回火时必须有充分的保温时间，才能获得强度和韧性的良好配合。这种钢有回火脆性，所以回火的温度范围很窄，若控制不当，容易导致韧性下降。2.涡轮盘1）工作状况及性能要求涡轮盘是航空发动机重要的热端部件之一。飞行时，它承受高速旋转的离心力和气动力所引起的应力和涡轮盘中心和轮缘温差引起的热应力的叠加作用。涡轮盘常见的故障是榫齿裂纹、槽底裂纹、封严齿裂纹等。涡轮盘要求有足够的屈服强度、抗拉强度和高的塑性，适当的蠕变强度，持久强度和伸长率，以及较高的热疲劳性能。2）材料选择：铁基高温合金GH2036GH2036属于奥氏体面心立方结构，主要依靠碳化物和金属间化合物v，相进行强化。合金中含有0.34%~0.4%C，12%Cr提高合金抗氧化能力。含有8%Ni、8%Mn稳定奥氏体基体,并加入少量Mo、Ⅴ,Ti、Nb等元素提高其热强性。合金在固溶处理(淬火)+时效状态下使用,适用于制造600℃常温力学性能为σb≥785MPa9σ0.2≥588MPa，δ≥12%,ψ≥16%,аk=20J/cm2,硬度为3.45~3.65HB(d),在试验温度为650℃,应力为314MPa的条件下,持续时间≥100h。3)热处理工艺（见下表）l固溶热处理目的是溶解碳化物相,使合金成分均匀化,获得过饱和固溶体(奥氏体组织),为时效强化作准各。固溶处理温度一般为114O℃,固溶处理温度的选择,要使碳化物相充分溶解在固溶体中。表热处理工艺参数时效方法时效制度普通时效1140°C±10°C,80min,水冷670±10℃,12h~14h780±10℃,10h~12h,空冷快速时效1140°C±10°C,80min,水冷670±10℃,4h~6h工件放入≤700℃的炉中,以≤80℃/h的速度升温至850℃,保温2h,再升温到980℃,保温2h,以促使碳化物溶解,然后升温到1050℃保温2h,以便消除锻造的热机械加工效应,最后快速升温至1140℃±10℃,保温3h,使VC、Cr23C6基本溶解完,水冷,得到过饱和奥氏体。淬火是在流动水中冷却,最好水温不超过30℃,因为冷却水温偏高时,对大截面零件则易淬不透,表面与中心硬度不同,反映在σ0.2和高温持久性能偏低,控制冷却速度对稳定综合性能l时效目的是将硬化物强化相(VC、Cr23C6)重新析出,使合金强化。合金固溶处理后，要经双时效处理才能保证合金具有室温和高温的良好综合性能。合金第一次时效析出均匀分布的细小的强化相,硬度值最高。然后第二次时效,强化相继续析出的同时产生VC及Cr23c6的一定聚集。这时合金的强度下降,塑性增加。生产实践证明,第一次时效温度采用670℃±10℃,第二次时效温度采用780℃工件放人≤600℃的炉中,升温到680℃±10℃保温