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 金相組織結(jié)構(gòu)：
該合金在1200℃固溶后，基本上是單相奧氏體和少量的MC和M23C6型碳化物。

GH3044工藝性能與要求：
1、該合金板材有良好的沖壓工藝性能。鋼錠鍛造加熱溫度1170℃，終鍛900℃。
2、該合金的晶粒度平均尺寸與鍛件的變形程度、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、鉻為主要成分,并添加鋁、鈦合金元素,從而在組織中形成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℃以下具有良好的抗氧化性能[1-2],主要用于制造航空發(fā)動(dòng)機(jī)中燃燒室、渦輪等熱端零部件。結(jié)合環(huán)是航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的熱端部件,其主要作用是固定Ⅱ級(jí)渦輪導(dǎo)向葉片的下緣板軸頸。

如果結(jié)合環(huán)發(fā)生斷裂,則會(huì)使Ⅱ級(jí)渦輪導(dǎo)向葉片脫落。在高壓氣流的作用下,脫落的葉片會(huì)打傷Ⅱ級(jí)渦輪葉片和發(fā)動(dòng)機(jī)上的尾噴管、加力部件,或者打穿機(jī)匣,從而造成發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車,并導(dǎo)致等級(jí)事故的發(fā)生[3-6]。在對(duì)某航空發(fā)動(dòng)機(jī)大修分解檢查時(shí)發(fā)現(xiàn),其中一個(gè)Ⅱ級(jí)渦輪導(dǎo)向器結(jié)合環(huán)出現(xiàn)嚴(yán)重變形及開(kāi)裂現(xiàn)象,該失效結(jié)合環(huán)的材料為GH4033鎳基合金。

為了防止此問(wèn)題的再次發(fā)生,作者通過(guò)理化檢驗(yàn)和結(jié)構(gòu)分析,對(duì)結(jié)合環(huán)的變形和開(kāi)裂原因進(jìn)行了分析,并提出了相應(yīng)的改進(jìn)措施。1理化檢驗(yàn)及結(jié)果1.1宏觀形貌結(jié)合環(huán)側(cè)表面共有38個(gè)安裝孔,且所有安裝孔均為直孔結(jié)構(gòu)。

裝配時(shí),Ⅱ級(jí)渦輪導(dǎo)向葉片的軸頸固定在安裝孔中。

由圖1和圖2可以看出,該結(jié)合環(huán)的變形和開(kāi)裂主要表現(xiàn)在:(1)與38個(gè)安裝孔位置相對(duì)應(yīng)的零件上下端面(軸向)均有明顯的凸起特征;(2)38個(gè)安裝孔中有4個(gè)孔變形嚴(yán)重,測(cè)得其中1個(gè)安裝孔的尺寸約為11.2mm×8.7mm(軸向×周向),另外34個(gè)安裝孔也有一定的變形,測(cè)得其中1個(gè)安裝孔的尺寸約為10.1mm×9.6mm(軸向×周向);(3)在4個(gè)嚴(yán)重變形安裝孔附近,結(jié)合環(huán)有明顯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)安裝孔邊緣,結(jié)合環(huán)有明顯的擠壓磨損痕跡和金屬堆積現(xiàn)象。圖1失效結(jié)合環(huán)的外觀形貌

Fig.1根據(jù)上述結(jié)合環(huán)的變形和開(kāi)裂特征,選取以下3個(gè)試樣進(jìn)行分析:(1)對(duì)結(jié)合環(huán)上一個(gè)嚴(yán)重變形安裝孔沿軸向切割后,觀察其內(nèi)表面損傷形貌,并將該試樣記作1#試樣;(2)對(duì)另一個(gè)嚴(yán)重變形安裝孔沿周向切割后,觀察其內(nèi)表面裂紋及損傷情況,并將該試樣記作

2#試樣;(3)對(duì)一個(gè)輕微變形安裝孔沿軸向切割后,觀察孔內(nèi)損傷情況,并將該試樣記作3#試樣。由圖3可知,1#試樣安裝孔邊緣約有4/5圓周位置存在明顯的金屬沿孔內(nèi)堆積的現(xiàn)象,且在該安裝孔內(nèi)表面有明顯的機(jī)加工痕跡。由圖4可知:2#試樣安裝孔邊緣約有

1/2;在金屬堆積位置存在2條裂紋,裂紋沿安裝孔深度方向分布,長(zhǎng)度均為6mm左右;該安裝孔內(nèi)機(jī)加工痕跡不明顯。由圖5可知:3#試樣安裝孔邊緣未見(jiàn)明顯金屬堆積現(xiàn)象;安裝孔內(nèi)2/3面積存在嚴(yán)重的擠壓磨損痕跡,剩余1/3面積可見(jiàn)原始周向機(jī)工加痕跡。

在某航空發(fā)動(dòng)機(jī)大修分解檢查時(shí)發(fā)現(xiàn),其Ⅱ級(jí)渦輪導(dǎo)向器結(jié)合環(huán)出現(xiàn)了嚴(yán)重變形及開(kāi)裂現(xiàn)象,采用宏觀和微觀形貌觀察、斷口分析、化學(xué)成分分析、硬度測(cè)試等方法對(duì)其變形及開(kāi)裂原因進(jìn)行分析。結(jié)果表明:結(jié)合環(huán)安裝孔內(nèi)表面裂紋為高周疲勞裂紋;導(dǎo)向葉片軸頸和結(jié)合環(huán)安裝孔的配合間隙及導(dǎo)向葉片下緣板間的間隙偏小,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安裝孔內(nèi)自由移動(dòng),在熱應(yīng)力作用下,結(jié)合環(huán)向中心擠壓而發(fā)生變形并形成疲勞裂紋源;由溫度變化引起的間隙周期性變化是導(dǎo)致疲勞裂紋擴(kuò)展的主要原因;適當(dāng)減小Ⅱ級(jí)渦輪導(dǎo)向葉片軸頸尺寸,以增大其與結(jié)合環(huán)安裝孔的配合間隙并適當(dāng)增大導(dǎo)向葉片下緣板間的間隙,可避免此類故障的產(chǎn)生。