【摘 要】
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航空发动机涡轮叶片承受着高温高压、燃气腐蚀和固体颗粒冲击等综合作用，服役环境复杂苛刻，易产生各类损伤并导致叶片失效、造成重大安全事故。因此，系统研究服役涡轮叶片的组织与性能损伤规律，确定服役损伤参量，进而建立涡轮叶片的服役损伤评价方法并发展寿命评估技术是非常必要的。本文针对不同翻修期的铸造高温合金涡轮叶片(等轴晶铸造叶片和定向凝固铸造空心涡轮叶片)的服役损伤进行研究，并对组织损伤模式进行归纳总结。
【机 构】
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国家材料服役安全科学中心,北京科技大学,北京 100083
【出 处】
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第十四届全国青年材料科学技术研讨会
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航空发动机涡轮叶片承受着高温高压、燃气腐蚀和固体颗粒冲击等综合作用，服役环境复杂苛刻，易产生各类损伤并导致叶片失效、造成重大安全事故。因此，系统研究服役涡轮叶片的组织与性能损伤规律，确定服役损伤参量，进而建立涡轮叶片的服役损伤评价方法并发展寿命评估技术是非常必要的。本文针对不同翻修期的铸造高温合金涡轮叶片(等轴晶铸造叶片和定向凝固铸造空心涡轮叶片)的服役损伤进行研究，并对组织损伤模式进行归纳总结。同时，利用长期热暴露以及变截面持久试验进行组织损伤模拟，进而对服役后涡轮叶片的组织损伤进行评估。结果表明：叶片在服役过程中初生MC 逐渐向M6C 转变，枝晶干、枝晶间γ’相逐渐粗化连接，涂层厚度逐渐降低并在β-NiAl 基体逐步析出γ’相；同一截面组织损伤程度由高到低分别为进气边、排气边、中部叶背、中部叶盆；同一叶片不同截面的组织损伤程度由高到低为中部截面、叶尖截面和叶根截面。本研究为我国现役航空发动机的服役状态评估和外场检修提供基础数据和初步的技术支撑。
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