分享：航空发动机用镍基单晶高温合金涡轮叶片服役后的显微组织损伤

0.   引言

涡轮叶片是航空发动机的关键组成部分,由于长期服役于高温、高压等恶劣工况[1],其材料的组织会不可避免地发生损伤和退化,从而影响发动机的性能和运行安全。研究涡轮叶片在服役后的显微组织损伤,对于理解和评估其工作状态、预测使用寿命以及优化材料设计和制造工艺具有重要意义。 

近年来,国内外关于航空发动机涡轮叶片服役后的组织损伤已有大量研究[2-5]。冯强等[3]概述了涡轮叶片的主要组织损伤类型,探讨了这些损伤与性能下降之间的关系,提出了定量化研究两者关系的框架。MAZUR等[4]研究发现,温度与载荷的共同作用会导致燃气轮机I级涡轮叶片组织中的γ´相粗化,并伴随筏状结构的形成和团聚。JAHANGIRI等[5]研究发现,长期服役后析出相的变化是导致涡轮叶片力学性能降低的关键因素。然而,目前通过显微组织损伤情况来评估叶片损伤分布的研究仍较少。 

镍基单晶高温合金具有优异的耐高温腐蚀性能和抗蠕变性能,能够在极端高温和高应力的环境下保持结构的稳定性,且具有较长的服役寿命[6],是制造涡轮叶片的优选材料。镍基单晶高温合金的显微组织通常由基体相（γ相）和强化相（γ´相）组成[7],体积分数在60%~75%的γ´相能够有效发挥强化作用[8]。但是,γ´相的粗化和筏化是镍基单晶高温合金涡轮叶片服役时的主要损伤模式[9],因此针对γ´相的退化进行定量评估以表征叶片的损伤程度[10],对确保涡轮叶片的安全运行具有重要意义。 

作者以服役后的镍基单晶高温合金涡轮叶片为研究对象,采用定量显微组织分析方法,精确测算了叶片的γ´相面积分数和γ相通道宽度等,分析了叶片不同高度不同位置的显微组织损伤,并结合硬度测定,探讨了显微组织与材料性能之间的关系。这种定量化分析弥补了传统显微技术的不足,更全面地揭示了涡轮叶片在极端工况下的微观结构损伤,可为优化涡轮叶片设计和选材、提高发动机运行效率和寿命提供参考。 

1.   试样制备与试验方法

试样取自服役一定时间后的某型号波音飞机发动机高压涡轮叶片,叶片材料为第二代镍基单晶高温合金。采用XRF-1800型X射线荧光分析仪对合金的化学成分进行测定,结果见表1。 

在涡轮叶片的榫头、叶根、49%叶高、60%叶高和85%叶高处取横截面试样,以分析叶片在不同应力和温度条件下的性能,取样高度及不同高度处叶片取样位置如图1所示。叶片叶根部位承受较大的离心载荷和振动,是研究叶片固定方式及其耐久性的重要部位；叶身中部（49%和60%叶高）为叶片承受载荷的主要区域,位于叶片的工作负荷中心,承受着较高的应力以及较为稳定的气流速度；85%叶高部位的气流速度相比叶身中部更快,而由于冷却系统设计,温度并未达到极端高温水平,应力和温度相对处于较低水平,变化相对平稳,工作环境较为复杂；榫头部位对叶片安全性和性能至关重要。 

图  1  涡轮叶片取样高度及不同叶高取样位置示意

Figure  1.  Schematic of sampling height (a) and sampling positions at different heights (b) of turbine blade

对试样进行打磨和抛光处理,随后用腐蚀液（由33 mL HNO3+33 mL CH3COOH+1 mL HF+33 mL H2O组成）腐蚀5~10 s,采用MEF-3型光学显微镜（OM）和SUPRA 55型扫描电子显微镜（SEM）进行显微组织观察。在SEM图像上选择涡轮叶片不同区域的视图,利用Image-J软件和Origin软件对涡轮叶片的显微组织进行定量分析,统计γ´相面积分数以及γ相通道宽度,相同位置至少选取3张视图。采用FM800型维氏硬度计测试横截面显微硬度,载荷为4.9 N,保载时间为15 s,测5个点取平均值。 

2.   试验结果与讨论

2.1   服役后γ´相变化

由图2可以看出：服役后的叶片不同高度不同位置均呈现出典型的[001]取向γ´相枝晶结构[3],这些枝晶呈“十”字花纹状的排列模式,γ´相作为强化相存在于基体相γ相中形成了强化结构；不同叶高位置的前缘、叶背、叶盆和尾缘区域的枝晶数量和形态基本保持一致,未观察到显著差异。 

图  2  服役后叶片不同高度前缘、叶背、叶盆和尾缘处的OM形貌

Figure  2.  OM morphology of leading edge (a, e, i, m), blade back (b, f, j, n) , blade basin (c, g, k, o) and trailing edge (d, h, l, p) at different heights of blade after service: (a–d) blade root; (e–h) 49% blade height; (i–l) 60% blade height and (m–p) 85% blade height

由图3可以看出,服役后的叶片榫头处γ´相呈现出规则的立方形态,边长约为0.5 μm,均匀弥散地分布在基体γ相中。统计得到叶片榫头处的γ´相面积分数约为72%,γ相通道宽度为0.155 μm。结合文献[11]分析可知,榫头部位的服役温度和应力相对较低,γ´相的形貌和尺寸变化较为有限。因此,榫头部位的显微组织特征可作为评估叶片其他位置组织损伤的基准。 

图  3  服役后叶片榫头的SEM形貌

Figure  3.  SEM morphology of blade tenon after service

由图4可以看出：与榫头部位相比,服役后叶片叶根前缘区域的部分γ´相出现了连接和聚合现象,导致单个γ´相的面积相较于叶片榫头部位有所增大,且部分γ相发生断裂；叶背和叶盆区域的γ´相保持较为规整的结构,与榫头部位相似；尾缘区域的γ´相表现出明显的边角钝化现象,大多数γ´相的形状由立方形转变为长方体或球形,γ相通道发生断裂并细化,通道宽度约为0.09 μm,显著小于前缘、叶背和叶盆区域以及榫头部位。 

图  4  服役后叶根处叶片不同区域的SEM形貌

Figure  4.  SEM morphology at different areas of blade at blade root after service: (a) leading edge; (b) blade back; (c) blade basin and (d) trailing edge

在相同的服役时间下,服役温度对材料微观结构的损伤影响显著。在相同高度处叶片的前缘和尾缘区域承受相对较高的服役温度,因此γ´相的粗化现象更加严重,微观结构的损伤程度也较大,但总体而言组织差异不是很大。此外,虽然叶根与榫头部位的服役温度均相对较低,但叶根部位可能会受到超速运行等工况条件的影响[12],会承受比榫头部位更高的应力,使得γ´相和γ相与榫头部位相比发生较为显著的变化,尤其在前缘区域,γ´相出现明显的粗化与聚合现象。 

由图5可以看出,49%叶高处叶片不同位置的γ´相表现出明显的差异。叶盆区域的γ´相保持了较为规则的立方结构,与榫头部位相比γ´相未发生过度粗化,未观察到明显的退化现象,说明该区域的γ´相组织较为稳定；叶背区域的γ´相粒子出现了边角钝化现象,并且部分粒子之间发生了连接,γ相通道宽度明显变小,小于叶盆、前缘和尾缘等3个区域；前缘区域的γ´相相比于叶背区域发生了粗化,且相邻粒子之间的通道大量消失,粒子之间出现了更广泛的连接和聚合,导致γ´相的尺寸进一步增大；尾缘区域的组织退化程度最为严重,γ´相发生了聚集和连接,大部分γ相基体发生断裂。 

图  5  服役后49%叶高处叶片不同区域的SEM形貌

Figure  5.  SEM morphology at different areas of blade at 49% blade height after service: (a) leading edge; (b) blade back; (c) blade basin and (d) trailing edge

在服役过程中,尾缘区域的γ´相退化最为显著,这可能是因为相较于叶盆、叶背和前缘3个区域,该区域经历了更极端的温度和应力作用,导致了最严重的组织损伤；前缘区域的损伤程度次之,而叶背和叶盆区域则表现出相对较好的组织稳定性,这可能是因为这2个区域所承受的温度和应力条件较为均匀或较低。 

由图6可见,服役后叶片60%叶高处的叶背和叶盆区域的γ´相组织与49%叶高处的叶盆区域相似,大多数γ´相保持了较为规则的立方形结构,γ´相未过度粗化,γ相通道出现了断裂现象。在60%叶高处的叶背和叶盆区域,γ´相组织变化较小,退化现象不显著。在60%叶高处,与叶背和叶盆区域相比,前缘和尾缘区域的γ´相表现出更为显著的退化现象,不再呈现规则的立方形结构,而是表现出边角钝化的特征,呈现出长条状、L型等不规则形态[13],并且γ´相颗粒趋向于连接和聚合。随着γ´相颗粒的聚合和连接,γ´相数量减少,而独立颗粒的数量有所增加。值得注意的是,在γ´相颗粒相连区域,基体γ相通道逐渐细化,最终消失；而在γ´相颗粒未相连区域,基体γ相通道则较宽,这一现象与高温服役过程中γ´相的回溶行为相吻合。在高温作用下,γ´相的回溶会导致γ´相颗粒的溶解与再结晶,从而促使颗粒形态发生改变,并进一步影响基体γ相通道的宽度；同时,由于高温下γ´相的溶解度增加,部分γ´相粒子溶解,并在冷却过程中重新析出,使得独立颗粒数量增加,颗粒形态也变得更加不规则[14]。 

图  6  服役后60%叶高处叶片不同区域的SEM形貌

Figure  6.  SEM morphology at different areas of blade at 60% blade height after service: (a) leading edge; (b) blade back; (c) blade basin and (d) trailing edge

与49%叶高相比,60%叶高处的γ´相退化现象更加明显,特别是在前缘和尾缘区域。49%叶高处尽管已有一些γ´相颗粒出现聚合趋势,但γ´相颗粒的形态变化较为轻微,回溶现象尚不显著。 

由图7可以看出：服役后85%叶高处的叶背和叶盆区域的γ´相仍保持较为规则的立方结构,组织变化较小,而前缘和尾缘区域的γ´相出现了不同程度的聚集现象,损伤较为严重。总体而言,85%叶高处叶片各区域的γ´相颗粒数量较多、分布较均匀,与榫头部位的损伤差异没有49%叶高和60%叶高处与榫头部位的明显。在叶根和85%叶高处,γ´相的变化表现出一定的相似性,γ´相颗粒的边角特征均开始消失,且相邻的γ´相颗粒呈现出聚合的趋势,原本连续的γ相通道出现断裂,形成明显的短条状结构。这些现象说明虽然这2个部位各区域的损伤程度较轻,但其微观结构依然发生了明显退化。 

图  7  服役后85%叶高处叶片不同区域的SEM形貌

Figure  7.  SEM morphology at different areas of blade at 85% blade height after service: (a) leading edge; (b) blade back; (c) blade basin and (d) trailing edge

综上所述,涡轮叶片不同高度不同区域的损伤程度存在显著差异。在相同叶片高度处,前缘和尾缘区域的组织损伤较叶背和叶盆区域更为严重,这种损伤的不均匀性暗示了涡轮叶片在实际服役过程中,不同区域受到的应力和温度分布存在显著差异。此外,不同叶片高度同一区域的组织损伤也存在差异,叶身中部（49%和60%叶高）的损伤更为严重,该部位前缘和尾缘区域的损伤尤甚。叶身中部近排气边区域（前缘和尾缘区域）通常为服役温度最高的区域[15],因此前缘和尾缘区域的显微组织退化最为严重；相比之下,叶背和叶盆区域虽然分别经历了低温高应力和高温低应力工况,但是这两种工况对γ´相演化的影响机制相似,因此γ´相形貌和尺寸保持较高的一致性[16]。 

2.2   组织退化的定量表征

由图8可以看出：60%叶高处叶片各区域的γ´相面积分数最高,85%叶高处的γ´相面积分数最低,其中85%叶高处的γ´相面积分数明显低于60%叶高处的叶盆区域。 

图  8  服役后不同叶高处叶片不同区域的γ´相面积分数

Figure  8.  Area fractions of γ´ phase at different areas of blade at different blade heights after service

85%叶高处的整体温度低于60%叶高处,并且85%叶高处的叶盆区域位于较低温区域的高温低应力区域,而60%叶高处的叶盆区域则处于较高温度环境中。当温度低于γ´相完全溶解的温度时,随着γ´相的粗化和生长,γ´相开始出现回溶现象；而当服役温度升高,甚至超过γ´相的溶解温度时,回溶现象将更加显著。此外,在快速冷却过程中,γ´相中的元素未能充分扩散进入基体固溶体中,这将导致γ´相面积分数明显减少[17]。涡轮叶片的使用温度范围在900~1 200 °C[18],在不同叶高处产生的温度差异可能导致γ´相发生不同程度的溶解与粗化。60%叶高位置处于较高温度区域,较高的温度促进了γ´相的回溶,导致其面积分数较高；而85%叶高处温度相对较低,虽然没有明显的回溶现象,但由于温度较低,γ´相的形貌保持较为规则,退化现象不显著,尤其在叶盆区域,粗化效应较轻。 

由图9可以看出：叶根处叶片不同区域的γ相通道宽度均小于榫头部位（0.155 μm）,γ相的粗化程度较轻,这是因为叶根部位的服役温度较低,导致γ相的粗化速率较慢；相比之下,49%与60%叶高处的前缘和尾缘区域的γ相通道宽度显著大于榫头部位,γ相显著粗化,叶背和叶盆区域的γ相通道宽度接近于榫头部位,γ相粗化程度较轻；85%叶高处叶片各区域的γ相通道宽度与榫头部位相当或略小,γ相粗化程度较轻。这些结果与γ´相面积分数的结果一致。 

图  9  服役后不同叶高处叶片不同区域的γ相通道宽度

Figure  9.  γ phase channel width at different areas of blade at different blade heights after service

通过对γ相和γ´相的对比分析,发现当γ相通道宽度增大时,通常伴随γ´相颗粒的粗化和数量的减少,尤其是在高温区域（如49%和60%叶高处的前缘与尾缘）,可见γ相的粗化与γ´相的退化有显著关联。这一现象符合Ostwald熟化法则,即在高温高压环境下,为了减少界面能,较大的γ´相颗粒逐渐增大,而较小的颗粒则逐步溶解[19]。 

2.3   服役后叶片显微硬度

服役后叶片榫头部位的显微硬度为299 HV。由图10可以看出,叶根处以及49%,60%,85%叶高处叶片的平均显微硬度分别为327,254,295,282 HV。叶根部位的显微组织相对稳定,γ´相颗粒形态规整,且未出现明显的回溶现象,因此硬度较高；49%和85%叶高处的硬度下降与γ´相的回溶现象有关,γ´相回溶过程通常伴随着γ´相颗粒尺寸的增大和数量的减少,从而导致组织退化和硬度下降[20-22]；60%叶高处的前缘和尾缘区域的γ´相也出现了回溶行为,但硬度下降程度没有49%和85%叶高处显著,这可能与该区域经历γ´相回溶的时间较短以及其他局部因素（如应力和组织的初始状态）有关。尽管γ´相发生了回溶,但温度和应力条件的差异可能导致γ´相退化的速率不同,从而使得硬度变化的程度也有所不同。由图10还可以看出：相同叶高处前缘和尾缘的硬度基本比叶盆和叶背低,在49%和60%叶高处,尾缘区域的硬度明显低于叶背和叶盆区域；叶身中部（49%和60%叶高）叶背和叶盆区域的硬度变化与前缘和尾缘区域相比较小,这与这2个区域的γ´相形貌和尺寸较一致,γ´相颗粒形态较为规整,未出现过度粗化现象有关。 

图  10  服役后不同叶高处叶片不同区域的显微硬度

Figure  10.  Microhardness at different areas of blade at different heights after service

结合图8、图9、图10和显微组织分析可知：85%叶高处叶片各区域的γ´相颗粒数量较多、分布较均匀,且基体γ相的粗化程度较轻,硬度相对较高；叶根部位的γ相通道宽度较小,γ相粗化程度较低,γ´相颗粒形态规整,硬度较高；49%和60%叶高处的显微硬度与组织参数之间的关系呈现更为复杂的分布模式。在49%叶高处,前缘区域虽然γ´相和γ相均发生粗化,但硬度最高,而尾缘区域的γ´相发生了聚集和连接,γ相显著粗化,硬度最低。在60%叶高处,前缘区域的γ´相明显退化,γ相显著粗化,硬度最低；叶背区域的γ´相组织退化不显著,γ相粗化程度轻,硬度最高。显微硬度的变化不仅与局部γ´相的形态和尺寸变化有关,还与局部温度和应力分布密切相关[23]。总体而言,γ´相的变化对合金硬度的影响显著：γ´相的回溶和颗粒粗化过程会使硬度下降,而在较低温度区域或较低应力条件下,γ´相颗粒相对稳定,发生回溶和粗化的现象较少,硬度较高。 

3.   结论

（1）服役后镍基单晶高温合金涡轮叶片相同高度处的前缘和尾缘区域由于承受更高的温度和应力,其组织损伤程度较叶背和叶盆区域更显著；在49%和60%叶高处的组织损伤最为严重,尤其在尾缘区域,γ´相的退化现象显著,表现为其面积分数下降、颗粒边角出现钝化以及部分γ´相发生回溶。 

（2）服役后涡轮叶片不同高度按平均显微硬度大小由高到低排序,依次为叶根、榫头、60%叶高、85%叶高和49%叶高；相同叶高处的前缘和尾缘区域的硬度基本比叶盆和叶背低,尤其是49%和60%叶高处,尾缘区域的硬度明显低于叶背和叶盆区域。 

（3）γ´相的回溶和颗粒粗化会导致镍基单晶高温合金硬度下降,而在较低温度或较低应力条件下,γ´相颗粒相对稳定,回溶和粗化的现象较少,硬度较高。

文章来源——材料与测试网