GH3044化學成分：
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 金相組織結構：
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。
3、合金可以用氬弧焊、點焊、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′彌散強化相的一種高溫合金,在700~750℃具有較高的強度,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動機中燃燒室、渦輪等熱端零部件。結合環是航空發動機上的熱端部件,其主要作用是固定Ⅱ級渦輪導向葉片的下緣板軸頸。

如果結合環發生斷裂,則會使Ⅱ級渦輪導向葉片脫落。在高壓氣流的作用下,脫落的葉片會打傷Ⅱ級渦輪葉片和發動機上的尾噴管、加力部件,或者打穿機匣,從而造成發動機空中停車,并導致等級事故的發生[3-6]。在對某航空發動機大修分解檢查時發現,其中一個Ⅱ級渦輪導向器結合環出現嚴重變形及開裂現象,該失效結合環的材料為GH4033鎳基合金。

為了防止此問題的再次發生,作者通過理化檢驗和結構分析,對結合環的變形和開裂原因進行了分析,并提出了相應的改進措施。1理化檢驗及結果1.1宏觀形貌結合環側表面共有38個安裝孔,且所有安裝孔均為直孔結構。

裝配時,Ⅱ級渦輪導向葉片的軸頸固定在安裝孔中。

由圖1和圖2可以看出,該結合環的變形和開裂主要表現在:(1)與38個安裝孔位置相對應的零件上下端面(軸向)均有明顯的凸起特征;(2)38個安裝孔中有4個孔變形嚴重,測得其中1個安裝孔的尺寸約為11.2mm×8.7mm(軸向×周向),另外34個安裝孔也有一定的變形,測得其中1個安裝孔的尺寸約為10.1mm×9.6mm(軸向×周向);(3)在4個嚴重變形安裝孔附近,結合環有明顯的向零件圓心凹陷變形的痕跡,且局部呈平直狀,同時在這4個安裝孔邊緣,結合環有明顯的擠壓磨損痕跡和金屬堆積現象。圖1失效結合環的外觀形貌

Fig.1根據上述結合環的變形和開裂特征,選取以下3個試樣進行分析:(1)對結合環上一個嚴重變形安裝孔沿軸向切割后,觀察其內表面損傷形貌,并將該試樣記作1#試樣;(2)對另一個嚴重變形安裝孔沿周向切割后,觀察其內表面裂紋及損傷情況,并將該試樣記作

2#試樣;(3)對一個輕微變形安裝孔沿軸向切割后,觀察孔內損傷情況,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堆積的現象,且在該安裝孔內表面有明顯的機加工痕跡。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,長度均為6mm左右;該安裝孔內機加工痕跡不明顯。由圖5可知:3#試樣安裝孔邊緣未見明顯金屬堆積現象;安裝孔內2/3面積存在嚴重的擠壓磨損痕跡,剩余1/3面積可見原始周向機工加痕跡。

在某航空發動機大修分解檢查時發現,其Ⅱ級渦輪導向器結合環出現了嚴重變形及開裂現象,采用宏觀和微觀形貌觀察、斷口分析、化學成分分析、硬度測試等方法對其變形及開裂原因進行分析。結果表明:結合環安裝孔內表面裂紋為高周疲勞裂紋;導向葉片軸頸和結合環安裝孔的配合間隙及導向葉片下緣板間的間隙偏小,且導向葉片和結合環的

線膨脹系數不同,使得在高溫工況下軸頸不能在安裝孔內自由移動,在熱應力作用下,結合環向中心擠壓而發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致疲勞裂紋擴展的主要原因;適當減小Ⅱ級渦輪導向葉片軸頸尺寸,以增大其與結合環安裝孔的配合間隙并適當增大導向葉片下緣板間的間隙,可避免此類故障的產生。