高压涡轮叶片定向凝固技术

RENE150定向凝固高温合金涡轮叶片
摘要：
政府和工业界4年合作项目，属于MATE先进涡轮发动机材料项目，经改善铸造和加工方法的镍基高温合金RENE150定向凝固转子零件已经实施用于发动机测试。

该部件制造用于CF6-50高压一级涡轮转子叶片，本项目的目标是：（1）表明在推力可调、先进的商用CF6-50发动机（提升燃油效率1.45%sfc）上提高运行温度的能力；（2）改善叶片铸造工艺，该工艺允许叶片在保证质量的前提下不超过原RENE80叶片制造成本的1.5倍。

本项目分成八个任务：
TASK1：包括涡轮叶片的设计和分析;
TASK2：包括合金制备和评估、机匣/核心机选择、初步铸造参数设计;
TASK3：包括RENE150涡轮叶片外部涂层系统的适配和选择;
TASK4：确定RENE150涡轮叶片铸造工艺，包括试制铸造过程和项目铸造成本分析。

TASK5：包括涡轮叶片成品制造，该叶片用于部件试验；
TASK6：包括用于发动机试车的成品叶片制造；
TASK7：包括地面发动机RENE150涡轮叶片成品测试；
TASK8：地面发动机测试结果分析。

第二册文件是TASK5核心机试车结果和最后两个任务的结论。

RENE150高压涡轮叶片已成功完成投产型DS铸造，有涂层和没有涂层两种叶片机械和物理性能符合设计要求，叶片已完成加速持久试车，结论在第二册中分别给出。

1 概述
本项目的任务是扩大先进的DS涡轮叶片合金Rene150在CF6-50发动机HPT一
级涡轮叶片的应用范围。

本次扩展应用将许可RENE150提升运行温度（超过RENE80）以期实现商用发动机CF6-50提升1.45%燃油效率。

本项目将通过改进铸造工艺，使得该叶片制造成本能够在不超过Rene80叶片1.5倍的前提下，完成批量生产。

项目开始阶段使用的是1977年9月的RENE150性能数据（见表1），初步设计分析确定RENE150材料应用于CF6-50叶片上时抗温度、载荷和应力的性能。

该分析表明RENE150可应用于CF6-50一级高压涡轮叶片设计。

通过研究空气冷却模式，确定其对叶片温度、应力和寿命的影响，并改进叶片冷却结构（对完成发动机试车验证是必须的）。

相对RENE80叶片，RENE150涡轮叶片冷却性能改进后实现提升平均使用温度56℃（100℉）。

去除一排进气边冷却孔，如图1所示，在叶片底部使用一个节流板控制进入叶片空气量。

与初始设计活动并行开展RENE150合金的采购和验证工作以满足整个项目需求。

共采购1.6吨定型RENE150合金。

该铸件已完成基于GE标准的测试验证，包括化学分析，可铸性、拉伸和应力断裂测试。

四个陶瓷芯材料和四个面层/陶瓷涂层组合被评估后用于叶片铸造过程。

基于Rene150合金溶液可铸性和稳定性选用SR-731芯体。

基于表面粗糙度和温度特性，选用氧化铝涂层/莫来石陶瓷涂层组合系统，用于GE的快速自动化多功能DS铸造过程。

叶片制造需要的陶瓷模具已完成制造，初步铸造试验已经完成。

但模具需要在叶片伸根区域进行改造，如图2所示，通过增加附加的金属厚度用于阻止铸造过程中的裂纹产生。

该附加材料最终将通过电火花工艺移除以获取所需的尺寸。

使用改造后的铸造工具做了20次最终设计铸造试验，已完成晶相结构、荧光、目视检查和X光检查。

没有遇到大的问题，因此，铸造过程的预制已完成。

基于80%通过了初步铸造检查，本工艺被定为部件和发动机试验用叶片铸造工艺。

本项目已完成成本分析，基于最终定型工艺和可接受标准，成本测算的是定型状态的RENE150涡轮叶片。

在合理可获得的叶片标本下，估计RENE150涡轮叶片成本约为Rene80等轴晶叶片的1.5倍。

用于部件试验和发动机试验的RENE150涡轮叶片使用RAM-DS工艺。

铸造工序已完成，打冷却孔、焊接叶尖盖板，最终机加工也已完成，最终检查符合图纸要求。

伸根区域的附加材料已通过电火花加工去除。

铸造合格率是可接受的，打冷却孔时没有出现问题。

大量的损耗是由于不正确的冷却孔定位，经验表明是使用了较软的工具导致。

这种损耗在整个制造过程中是不可接受的。

电镀铝NiCrAlHf工艺最初选用于外部涂层，该涂层包括三种电镀层包括Cr和Ni，以及包覆渗工艺增加Hf和Al。

通过评估其对叶片保护能力，表明该涂层适用于Rene150叶片；然而，基于GE正在开展的平行项目结果，一种替换涂层被用于测试叶片制造过程。

叶片制造的同时，进行机械性能和部件测试，以最大保障该叶片在发动机试验中的安全性和成功率。

这些试验将是寿命预测和可靠性预测的基础。

进行HCF试验为部件试验和数据对比提供一个极限设置的基础。

生成的古德曼图表被用于建立与发动机叶片设计和性能相关的HCF能力要求。

叶片部件试验包括：应变分布、频率和振型试验用于确定涡轮叶片对各种激振模型的响应。

部件HCF试验建立叶片疲劳强度与试棒数据的关系，以及确定叶片应力/应变性能参数。

核心机试验预测叶片性能。

冲击试验建立叶片抗外来物损伤能力。

模拟发动机热冲击试验提供基本热疲劳性能信息。

这些试验确定叶片能够满足涡扇发动机耐久性试验要求。

有涂层成品叶片安装在CF6-50转子上，如图3所示。

发动机组装完成，叶片完
成工厂试车的耐久性试验；试验结果在第二册。

项目2的结果确定增加Rene150服役温度，并表明能够通过铸造过程达到设计目的。

本项目大幅提升镍基DS高温合金工艺水平。

获取了该合金的性能参数，尤其具有价值。

2 介绍
2.1 背景
NASA先进航空发动机材料项目主要目的是推进新材料技术在先进航空发动机中的应用以取得经济和性能提升。

项目包括加快对所选材料技术的转换，通过从可行性阶段到发动机验证阶段的推广，以及对材料技术投资/收益分析，为后续材料技术的选择提供指导。

本报告中，GE MATE的项目2，阐述了将定向结晶涡轮叶片合金（rene150）推广应用到CF6-50发动机的高压一级涡轮叶片上。

下面段落描述了MATE项目的目标，以及RENE150的某些材料特性。

在喷气发动机的早期阶段，便期望提高涡轮叶片的材料性能。

因此已开发了一系列新的高温合金。

以每年提高8℃的抗高温能力增长。

从1950年早期开始，通过改进镍基高温合金的γ`强度来提高材料的抗高温能力。

认为通过改进等轴晶、真空铸造方式的高温合金，是不可能超过今天使用的最好合金（RENE125）的。

相比于传统的、随机定向微观结构的高温合金来说，定向结晶高温合金，至少有三大优势：
➢基本上消除了垂直于结晶方向上晶界的强度限制；在涡轮叶片上，这也是主要轴向应力；消除这种强度后增强了断裂强度；
➢从本质上降低了在结晶方向上的弹性模量，极大的降低了由热梯度所产生的断裂应力，因此提高了抗热疲劳能力。

➢在结晶方向上，大幅提高延展性。

允许添加更多合金元素来提高强度，并且
保持原有延展性。

因此GE已建立了合金目标（rene150）。

该合金的目标是超过rene125的性能。

Rene150采用定向结晶并增强γ相强度，由于采用了定向结晶技术，rene150会比125要重一些。

150的材料成分在附录A中给出。

当合金按照传统铸件进行初始设计，并采用定向结晶时，仅能小幅度提高抗高温性能。

Rene150充分利用DS工艺优势，与当前DS合金相比，获得了28到33℃的断裂强度裕度。

相比于GE的rene80高出64℃的裕度，比rene125高出33℃裕度。

Rene150的初期断裂应力强度数据表明，比CC rene80材料的抗高温能力提高64-67℃。

150与80和125的断裂强度对比图，见图4.附录A给出了在本项目实施前的rene150其它数据：成分、密度、拉伸特性、弹性模量、抗氧化特性、抗热腐蚀特性、热膨胀率、LCF和热传导率。

基于同rene80在CF6-50发动机上的使用经验，对比rene80和rene150，评估150的优势：
本项目采用了独特的DS过程。

其术语为快速自动多核DS（RAM-DS）。

该过程与传统铸造工艺有较大不同，在具有独立加热，冷却，和分离系统的单模具中铸造叶片，而不是传统的多模具铸造方法。

尽管GE在150材料的开发过程中取得了较大的技术进步，但仍需要加大材料推广应用力度，才能将其材料运用于商业领域。

2.2 项目概况
GE的MATE项目2，其总目标是推广rene150的运用以及rene150叶片的发动机试车，150是一种先进的适用于发动机涡轮叶片的高温合金。

选用CF6-50发动机的一级涡轮叶片来验证材料的性能。

项目的目的有：（1）在CF6-50发动机，使用rene150制造一级HPT叶片，证明其能够提高运行温度，并降低1.45%的燃油消耗量。

（2）优化叶片铸造工艺，使得铸造rene150叶片的费用不超过铸造rene80叶片的1.5倍。

项目2的TASK：
TASK1：涡轮叶片设计和分析
TASK2：初步rene150材料系统优化
TASK3：涂层选取和评估
TASK4：rene150材料系统最终优化
TASK5：部件试验-叶片生产和评估
TASK6：发动机试验-叶片生产
TASK7：发动机试验
TASK8：试验结果分析
下图给出整个项目的结构流程，图5。

图5 rene150定向结晶合金涡轮叶片开发路线图
3.0 TASKI-涡轮叶片设计和分析
本节的目标是进行涡轮叶片的设计分析，为rene150涡轮叶片能够成功通过工厂耐久性试车提供指南。

3.1 初始设计分析
使用项目启动阶段可用的rene150材料性能数据（附录A）进行初步设计分析，确定CF6-50发动机叶片抗温度、载荷和应力水平。

在CF6-50M发动机工作温度和转速条件下，进行CF6-50M发动机叶片构型（当
前设计以及将用于项目2的设计构型）的中径温度分析。

最小断裂寿命，基于“叶片蠕变III”计算机仿真分析，相比于使用了相同边界条件假设、带冷却孔的CC rene80涡轮叶片的断裂寿命，rene150叶片的断裂寿命是rene80叶片断裂寿命的4.2倍。

仿真分析包括薄壁效果、10°晶粒取向因子、0.7倍的安全系数。

Rene150叶片的低周疲劳寿命（LCF）表明，在相似的试验条件下且使用平均材料特性数据的前提下，rene150叶片的LCF寿命是CC rene80叶片的16倍。

此处寿命是指叶身前缘出现裂纹的循环次数。

初始分析表明，rene150可用于制造CF6-50
发动机的一级涡轮叶片。

3.2 rene150 CF6-50叶片设计
本子节的目标是进行叶片气冷结构更改研究，以确定其对叶片温度、应力和寿命的影响，进而确定能够通过发动机试验所必须的涡轮冷却结构的构型。

由于rene150比rene80具有更高的耐温特性，因此可选择将150和80叶片分别装在同一台发动机上进行试车，80叶片在常温条件下运行，150叶片可在相对更高的温度下运行，进而证明rene150的优势。

由于验证了150叶片比现有材料制造的叶片（如80叶片）具有更高的耐温特性，因此可转变为150叶片能够提高发动机性能，延长发动机寿命或两者同时增加。

特别是，150叶片具有如下优势：
发动机性能：由于具备更高的耐温能力，因此在保证相同的使用寿命的前提下，可以减少冷却空气，相应的就减少燃油消耗量。

例如：对CF-50发动机在固定载荷的前提下，使用150叶片后，其燃油消耗量的改善情况，如图6。

对于更先进的CF6-50可变载荷的商用发动机，使用项目2的结果后，可将燃油消耗量降低1.45%。

上述评估结论，是基于NASA和GE的涡轮发动机低能源消耗设计项目的研究结论。

在正常设计应力水平和冷却空气流量率的条件下，在允许的更高涡轮进口温度范围内，提高温度增加推力。

图6 CF6-50发动机使用rene150一级涡轮叶片后，对燃油消耗量的潜在改进
发动机寿命：改进的材料特性，在正常的应力条件、涡轮进口温度和冷却气流量条件下，允许提高涡轮叶片的设计寿命。

基于上述途径，在工厂试车的条件下，与80材料的涡轮叶片相比，150材料高压涡轮叶片的冷却结构能够使叶片平均温度升高56℃（100F）。

实现方法是：通过去掉叶片进气边的一排冷却孔，并且在叶片底部增加节流板，从而控制进入涡轮叶片的冷却空气量，如图1所示。

热传递、应力和寿命分析表明，80叶片的平均温度为953℃，150叶片的平均温度为1005℃。

尽管150叶片的工作温度比80叶片高出56℃，但是其应力断裂寿命几乎是其2倍。

表Ⅱ中给出的LCF预测寿命表明，150叶片是80叶片的10倍以上。

Table II. 计算得出的CF6-50 （M34）HPT的低周疲劳寿命.
另外，为展示150叶片的抗高温能力，叶片设计所选的冷却结构其实是减少了冷却气体流量的。

表III给出了150叶片冷却气体具体的减少量。

在项目2初期，M-90 rene80叶片已经通过使用，因此以80涡轮叶片的冷却气量为基准。

在本项目开展的过程中，80叶片已经进行更新优化。

相比于M-90的rene80叶片而言，改进后的80叶片具有更好的冷却效率，冷却气流量减少0.47%W2C。

M-34改进设计方案可用rene150铸件进行生产，相比于rene80材料的M-34，将获得56℃的温增，同时冷却
气量比M-34减少0.23% W2C。

表III rene150HPT减少的冷却气流量
150HPT叶片能够证明其提高抗高温能力，增加应力断裂寿命、LCF寿命，减少冷却气流量、降低燃油消耗量。

3.3 采用辅助工具设计和发布叶片设计图纸
为获得TASKIV、V、VI所述叶片生产中必要的铸件，应准备必要的工程绘图设计模具。

需使用这些设计模具进行初始铸件试验，结果表明需对铸造模具进行改进，从而改进叶片的伸根区域。

伸根区域是在叶片缘板下方，需增加厚度，从而减少浇铸过程中产生裂纹。

在后续电火花加工过程中必须去除掉上述增加的材料，才能够获取所需的构型。

对现有80叶片的图纸进行修改，改变其冷却结构，然后用150材料进行加工。

另外，需对叶片的精加工过程进行评审和改进，以便适用于150叶片。

最终发布工程图纸，以便指导150叶片的制造加工。

4.0 TASKⅡ-对rene150材料系统的初步改进
4.1合金成分优化和评估
本子节的目标是生产足够的rene150合格材料，以满足整个项目的需要。

附录B给出了获取rene150棒材的工艺规定。

选择Allegheny Ludlum, New Hartford, New York的特种材料部作为毛坯加工厂。

将1.6Mg（3500lbm）（1600kg）的纯镍在真空感应设备中熔化，然后倒入熔化rene150的坩埚中，对坩埚进行清洗。

然后将rene150熔化并制成样本。

30分钟内进行光谱分析，判断熔液的化学成分是否在规定范围内。

然而，钛、钴、铪元素的含量靠近技术要求的下限，在浇铸前，在rene150熔液中增加上述元素的含量，使其含量达到技术要求的中间值。

然后浇铸rene150熔液，重新铸造成直径为70mm的棒材。

熔液（NO.7-11158）浇铸成图7所示的棒材后交付给GE。

共获得棒材的净重为
1.387Mg（3058lnm）（1387kg）。

按照规定，应从第一个铸锭、中间过程的铸锭、最后一个铸锭中取样进行化学成分分析，以判定铸件的可接受性。

表Ⅳ给出了特种材料的材料分析评审标准。

通过对比材料化学成分规范和GE对中间过程铸锭的材料成分分析，认为此材料是可接受的。

熔液可铸性评估。

图8给出的试验装置构型，为一根由待测合金制作的空心管。

该空心管采用定向结晶制造，空心管沿着氧化铝芯收缩，其合成应力（约2%）导致裂纹敏感合金产生晶界裂纹。

此试验建立的可铸性等级分为A（无裂纹）到F（晶界裂纹总数）级。

Rene的可铸性为A级，如图8所示。

选择回熔铸锭30，中间过程的铸锭作为评估件。

直径为413mm的铸锭30，在GE的DS铸造设备上重新进行380mm/hr的定向结晶，所用参数近似于GE RAM-DS 设备。

棒材进行纵向和横向切断，按如下要求进行热处理：
上述热处理方法是rene150材料的标准热处理制度，能够很好的平衡纵向和横向特性。

在1205℃时，仅有少量的γ`相回熔。

研究表明，熔液温度超过1205℃后，将会提高纵向强度，同时也就降低横向强度和延展性。

试样经过热处理后进行机加工和试验。

纵向试样的尺寸：4mm（直径）×17.8mm （长度），横向试样的尺寸：3.2mm（直径）×12.7mm（长度）。

表Ⅴ给出拉伸强度和应力断裂数据。

Rene150结果在附录A中已给出。

在980℃的一个试样时，其拉伸延展性比预期要求低，其它试样的延展性均高于平均水平。

在横向试样中，这种分布是不正常的。

其原因是各晶粒定向的可变性。

铸件的应力断裂数据略低于平均水平。

然而，均在可接受范围内。

对于大多数CC合金而言，用于铸件-可接受试验的-2σ极限应是平均寿命的60%。

对于铸件7-11158的测试结构表明，rene150为平均寿命的75%~80%。

此结果表明该铸件满足本项目的要求。

本节提供的试样试验数据，可为TASK Ⅴ的叶片部件试验设计极限要求，以及提供叶片的对比数据，本子节还进行了HCF试验。

选取18件直径为41.3mm的棒材进行HCF试验。

选取2号、32号、62号铸锭进行定向结晶，制备6根试验棒材，以代表第一批铸件、中间批铸件和最后一批铸件材料。

1-63号中所有奇数号铸锭均送往ALBUQUERQUE，大约有680kg。

对这批DS棒材按照所期望的方向加工成试样，在试验前进行“标准的”热处理。

HCF试验的目标是确定产生107循环寿命的最小应力与温度、激励模式和A比率（交变应力/平均应力）的函数关系。

为了建立涡轮叶片设计及性能与HCF能力的关系，可使用以上数据构建Goodman图。

表Ⅵ中给出HCF数据。

在∞和1.0的A比率下建立了107循环点后，还需在0.5 A比率条件下进行多项试验，以便改进Goodman图表
的精确性。

另外，还对rene150进行了650℃和A比率为1.0以及其他更多的疲劳特性试验。

HCF数据以应力和循环寿命曲线图的形式在图9~13中给出。

该曲线建立了各种试验条件下的107循环疲劳寿命。

表Ⅶ给出具体数值。

图14~19为Goodman图。

为了进行对比，前期获得的rene150和rene80的试验数据也在这些图标中给出。

从这些数据中可得出以下结论：
●当A比率趋近于∞时，从轴向看：Rene 150的强度约等于Rene 80的强度。

从横
向看：Rene 150的强度略小于Rene 80的强度。

●当A比率较低时，从纵向看：Rene 150的强度大于Rene 80的强度。

从横向看：
Rene 150的强度至少等同于Rene 80的强度。

●与之前获取的疲劳数据相比，可以看出Rene 150对最初的DS棒材尺寸和热加工
工艺的敏感度。

在本研究中所用到的棒材尺寸和热加工工艺均采用了与CF6-50涡轮叶片相似的结构及方法；因此，这些数据可被认为是实际叶片的特性。

对HCF试样的微观组织分析表明很多失效源于内部的孔隙。

剩余三个样本的过早失效源于未发现表面下的孔隙。

这些测试的代表点包含在图9到图17中；在构造实际的曲线时，这些点则不被采用。

4.2 模子/芯体的选择
在本项目中所提到的陶瓷芯体，是基于在铸造Rene 150合金叶片时的可加工性和稳定性来选取的。

所选取模具材料的为RAM-DS。

该模具具备足够的耐温能力。

通过在铸造Rene 150合金叶片时过程中对样品特性的测试，确定模子和陶瓷芯体的有效性。

随后是对试样进行金相特性分析以确定陶瓷/金属是否发生反应。

4.2.1 陶瓷芯体的选择
在实际的DS铸造条件下，将对与铸造Rene 150合金叶片相关的4种陶瓷芯体进行评估。

这四种陶瓷芯体材料分别是：
图9 Rene 150的高周疲劳特性轴向+弯曲度A=∞
图10 Rene 150的高周疲劳特性轴向+弯曲度A=1.0
图11 Rene 150的高周疲劳特性轴向+轴向A=∞
图12 Rene 150的高周疲劳特性轴向+轴向A=0.95
图12 Rene 150的高周疲劳特性A=0.5
表格VII 107循环的耐久性
*表示估算值
图14 古德曼曲线，760℃，轴向+弯曲度，107个循环
图15 古德曼曲线，870℃，轴向+弯曲度，107个循环
图16 古德曼曲线，980℃，轴向+弯曲度，107个循环
图17 古德曼曲线，760℃，轴向+轴向，107个循环
图18 古德曼曲线，870℃，轴向+轴向，107个循环
图19 古德曼曲线，980℃，轴向+轴向，107个循环SR-605、SR-731 Sherwood耐火材料部
DS-1 DS-4 Misco陶瓷产品部
陶瓷芯体构型包含两种：早期的M90陶瓷芯体构型和后期引进的M34陶瓷芯体构型；这些构型将被用在任务IV，V和VI中的叶片上。

用一个表面为氧化铝和基体为莫来石的模子做出9个不同陶瓷芯体的CF6-50叶片铸件。

在指定的温度条件下，只有用SR-731铸造的陶瓷芯体能够满足机械强度要求。

如果铸件的强度不够将引起陶瓷芯体的应变和壁厚难以控制。

图20显示的是用DS-1铸造的陶瓷芯体叶身截面和用SR-731铸造的陶瓷芯体叶身截面的对比。

芯体与Rene 150合金之间的反应可以忽略不计。

图21表示的是一个典型的金属/陶瓷芯体的分界面。

金属渗透是不规则的且渗透深度大约只有5.1μm左右。

一般情况下在分界面会出现一层薄氧化层。

如图所示，没有明显的合金消耗。

在金属/陶瓷芯体的分界面上，合金的微观结构是一致的。

根据
以上分析，SR-731被选作该项目的陶瓷芯体材料。

4.2.2 模子的选择
测试包含四种不同的模子/涂层组合。

●莫来石/氧化铝涂层
●莫来石/锆石涂层
●莫来石/二氧化硅涂层
●氧化铝/氧化铝涂层
用M34芯体构型和SR-731芯体材料生产出11件CF6-50叶片铸件。

通过对所有铸件进行外观检查表明：二氧化硅涂层和基体/涂层都是氧化铝是不可取的。

二氧化硅涂层在铸造温度下会出现凹陷，对铸件表面产生不利影响。

在插入铸造炉中时，氧化铝基体会由于其本身抗热冲击性差的特性而出现裂纹。

用莫来石/锆石涂层和莫来石/二氧化硅涂层制成的铸件表现出优良的表面特性。

通过对所有模子/芯体的组合的金相分析表明在Rene 150合金和陶瓷之间有可能会发生反应。

图20 用两种备选芯材做成的叶身其横断面的内壁厚度控制图21 CF6-50涡轮叶片中Rene 150合金和SR-731陶瓷芯体的交界面对所有模子材料的评估结果是：铸件表面均相对平滑，很少或几乎不与Rene 150合金发生反应。

从金属/模子反应的角度来看：所有的基体和涂层材料的组合都是可以接受的。

根据以上结果，并主要从机械强度方面考虑，SR-731芯体材料、锆石、氧化铝涂层和莫来石基体被选中并作进一步的研究。

可以看出，Rene 150与很多模子和芯体材料具备化学兼容性。

4.3 初步铸造试验
用SR-731芯体材料、氧化铝涂层、莫来石基体系统，对铸造过程的进行细化研究。

初始过程参数要被充分定义，以确保运用早期的CF6-50 M90设计工具可以生产出符合要求的Rene 150铸件。

这套工具的设计最初被用作普通铸造，经过改进后被用作定向凝固。

第一批模子是用新的蜡模和初始过程参数，并用早期的工具生产出可接受的铸件。

对蜡模进行机加工是为了使生产出铸造叶片的生根区域内达到要求的规格。

共生产了32件Rene 150 CF6-50 M34叶片。

所有叶片在生根区域均出现不同程度的裂纹。

对RAM-DS工具中的温度和时间等过程变量进行修订仍不能消除裂纹。

为了做进一步的检查，又铸造了9件CF6-50，M34叶片以研究RAM-DS过程。

9件叶片均出现与Rene 150叶片相似的裂纹。

同时，还铸造了4件GE23叶片并采用与Rene 150相同的方式在高温下检测其铸造性能，用相同的评估程序下未发现裂纹。

因此，导致裂纹的主要原因是：在冷却过程中模子对叶片生根区域金属的约束造成的。

大多数变形均与晶界裂纹有关，如图22所示。

有必要对工具或模子进行改进。

共选取了两种方法作进一步的评估以消除裂纹。

第一种方法是对陶瓷模子进行改进：将尼龙垫密封在模子里并在随后的烧制过程中将其气化。

最终制成的模子会在生根区域形成空腔。

这样做的预期结果是会改变模子壳体的强度和热传导性，从而减少裂纹的产生。

图22 CF6-50的Rene 150铸造叶片生根区域的横截面显示出大量的变形和晶界裂纹总共铸造了21种该种结构的模子。

这次尝试的结果是鼓舞人心的：只有不到20%的叶片通过荧光检查发现有裂纹产生。

为了使结果更加确定并证明这一修改的有效性，接下来又生产了30件叶片。

但结果令人失望，超过75%的铸件出现裂纹。

显而易见，要形成可行性铸造过程，还需要对铸造过程做大量的适应性改进。

第二种途径是通过增大生根部位金属厚度的方法对叶片的蜡模进行改进。

这种方法预期的结果是通过增大该部位的承载强度以减少或消除产生裂纹的趋势。

所生产出的蜡模衬垫允许叶片蜡模按下列结构进行生产：。