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GH简介：该合金是体固溶强化镍基抗氧化合金，在℃以下具有高的塑性和中等的热强性，并具有优良的抗氧化性和良好的冲压、焊接工艺性能，适宜制造在℃以下长期工作的航空发动机主燃烧室和加力燃烧室零部件以及隔热屏、导向叶片等。
GH化学成分：碳C:≤0.10铬Cr:23.5～26.5钼Mo:≤1.50镍Ni:余量钨W:13.0～16.0铝Al:≤0.50铌Nb:—钛Ti:0.30～0.70铁Fe:≤4.0硅Si≤:0.80锰Mn≤:0.50磷P:0.硫S:0.其他(％):—GH密度：8.89g/cm3GH金相组织结构：该合金在℃固溶后，基本上是单相奥氏体和少量的MC和M23C6型碳化物。GH工艺性能与要求：1、该合金板材有良好的冲压工艺性能。钢锭锻造加热温度℃，终锻℃。2、该合金的晶粒度平均尺寸与锻件的变形程度、终锻温度密切相关。3、合金可以用氩弧焊、点焊、缝焊及钎焊等方法焊接。
GH镍基合金是以镍、铬为主要成分,并添加铝、钛合金元素,从而在组织中形成γ′弥散强化相的一种高温合金,在~℃具有较高的强度,在℃以下具有良好的抗氧化性能[1-2],主要用于制造航空发动机中燃烧室、涡轮等热端零部件。结合环是航空发动机上的热端部件,其主要作用是固定Ⅱ级涡轮导向叶片的下缘板轴颈。
如果结合环发生断裂,则会使Ⅱ级涡轮导向叶片脱落。在高压气流的作用下,脱落的叶片会打伤Ⅱ级涡轮叶片和发动机上的尾喷管、加力部件,或者打穿机匣,从而造成发动机空中停车,并导致等级事故的发生[3-6]。在对某航空发动机大修分解检查时发现,其中一个Ⅱ级涡轮导向器结合环出现严重变形及开裂现象,该失效结合环的材料为GH镍基合金。
为了防止此问题的再次发生,作者通过理化检验和结构分析,对结合环的变形和开裂原因进行了分析,并提出了相应的改进措施。1理化检验及结果1.1宏观形貌结合环侧表面共有38个安装孔,且所有安装孔均为直孔结构。
装配时,Ⅱ级涡轮导向叶片的轴颈固定在安装孔中。
由图1和图2可以看出,该结合环的变形和开裂主要表现在:(1)与38个安装孔位置相对应的零件上下端面(轴向)均有明显的凸起特征;(2)38个安装孔中有4个孔变形严重,测得其中1个安装孔的尺寸约为11.2mm×8.7mm(轴向×周向),另外34个安装孔也有一定的变形,测得其中1个安装孔的尺寸约为10.1mm×9.6mm(轴向×周向);(3)在4个严重变形安装孔附近,结合环有明显的向零件圆心凹陷变形的痕迹,且局部呈平直状,同时在这4个安装孔边缘,结合环有明显的挤压磨损痕迹和金属堆积现象。图1失效结合环的外观形貌
Fig.1根据上述结合环的变形和开裂特征,选取以下3个试样进行分析:(1)对结合环上一个严重变形安装孔沿轴向切割后,观察其内表面损伤形貌,并将该试样记作1#试样;(2)对另一个严重变形安装孔沿周向切割后,观察其内表面裂纹及损伤情况,并将该试样记作
2#试样;(3)对一个轻微变形安装孔沿轴向切割后,观察孔内损伤情况,并将该试样记作3#试样。由图3可知,1#试样安装孔边缘约有4/5圆周位置存在明显的金属沿孔内堆积的现象,且在该安装孔内表面有明显的机加工痕迹。由图4可知:2#试样安装孔边缘约有
1/2;在金属堆积位置存在2条裂纹,裂纹沿安装孔深度方向分布,长度均为6mm左右;该安装孔内机加工痕迹不明显。由图5可知:3#试样安装孔边缘未见明显金属堆积现象;安装孔内2/3面积存在严重的挤压磨损痕迹,剩余1/3面积可见原始周向机工加痕迹。
在某航空发动机大修分解检查时发现,其Ⅱ级涡轮导向器结合环出现了严重变形及开裂现象,采用宏观和微观形貌观察、断口分析、化学成分分析、硬度测试等方法对其变形及开裂原因进行分析。结果表明:结合环安装孔内表面裂纹为高周疲劳裂纹;导向叶片轴颈和结合环安装孔的配合间隙及导向叶片下缘板间的间隙偏小,且导向叶片和结合环的
线膨胀系数不同,使得在高温工况下轴颈不能在安装孔内自由移动,在热应力作用下,结合环向中心挤压而发生变形并形成疲劳裂纹源;由温度变化引起的间隙周期性变化是导致疲劳裂纹扩展的主要原因;适当减小Ⅱ级涡轮导向叶片轴颈尺寸,以增大其与结合环安装孔的配合间隙并适当增大导向叶片下缘板间的间隙,可避免此类故障的产生。
