涡轮单晶叶片
单晶叶片晶体取向检验标准
单晶叶片晶体取向检验标准在航空、航天、能源等领域的高温合金材料中，单晶叶片是重要的组成部分。
它们的性能直接影响到发动机、涡轮机等关键设备的高温工作性能。
而单晶叶片的晶体取向对其性能具有重要影响，因此制定一套科学、准确的单晶叶片晶体取向检验标准至关重要。
一、引言单晶叶片晶体取向检验标准旨在确保单晶叶片的晶体取向符合要求，以保证其高温性能和稳定性。
本文将介绍目前常用的单晶叶片晶体取向检验方法，并分析其优缺点。
希望通过这些研究，为单晶叶片的制造和应用提供更准确、可行的晶体取向检验标准。
二、单晶叶片晶体取向检验方法1. 显微组织观测法显微组织观测法是最传统的单晶叶片晶体取向检验方法之一。
通过金相显微镜观察样品的金相组织，判断晶体取向。
这种方法依赖于显微镜的放大和观察能力，需要经验丰富的检验人员进行判断。
虽然这种方法简单直观，但其主观性较强，易受到人为因素的影响，因此可靠性有限。
2. X射线衍射法X射线衍射法是目前应用较广的单晶叶片晶体取向检验方法之一。
该方法利用X射线的衍射现象，通过测量衍射图样的晶面倾角和附属参数，确定晶体的取向。
相比于显微组织观测法，X射线衍射法具有更高的准确性和可靠性。
但该方法设备昂贵，需要专业人员进行操作和解读，所以在实际应用中受到一定的限制。
3. 电子背散射散粒法电子背散射散粒法是一种较新的单晶叶片晶体取向检验方法。
该方法利用电子背散射模式和散粒模式相结合的技术，结合电镜观察和计算机分析，可以准确地确定晶体的取向。
电子背散射散粒法不仅具有高分辨率、高准确性的特点，而且测试速度快，操作相对简单。
但该方法依赖于电子显微镜设备，成本较高，限制了其广泛应用。
三、单晶叶片晶体取向检验标准的制定单晶叶片晶体取向检验标准的制定应结合实际需求和目前可行的检验方法。
首先，需要确立样品的检验数量和抽样方法，以保证样品的代表性。
其次，制定具体的检验步骤和要求，包括样品的制备、测试环境的控制以及测试参数的设定等。
单晶涡轮叶片材料本构模型及应用研究
摘要: 综述了 各向异性单晶叶片 强度分析和寿命预 测方面的一些研究 工作。这些工 作包括: 建 立并验证了弹 塑性、蠕变滑移本 构模型及蠕 变持久寿 命预测方法; 进行 了不同晶体 取向 DD 3单 晶在不同温 度、不 同速率或 不 同温 度、不同 应力 水平 下的 拉伸 试验、蠕 变、疲劳 及 热疲 劳试 验; 开 发了 大 型单 晶结 构 有限 元分 析 软件 SLA P SC 和 A BA Q U S 的 umat; 用双剪切试 样和模拟叶片等系 列试验对模型和有 限元进行考 核。作 为应用研 究, 对某发动机单晶涡轮叶片进行了强度分析和寿命预测。 关 键 词: 航空、航天推进系统; 镍基单晶合金; 力学性能; 模型 中图分类号: V 231. 9 文献标识码: A
1 前 言
S= Sy[ 1 + ( C/ K 0) 1/ n ] õ [ 1 - B 2S2 - DB3 S3 + B4ln( ûEaû) ] ( 4)
单晶叶片技术是提高航空发动机及地面燃气 轮机性能、寿命及可靠性的关键技术之一, 但单晶 材料机械、力学性能的各向异性特性制约了其发 展和应用。本文综述了课题组开展了各向异性单 晶叶片强度分析和寿命预测方面的一 些研究工 作, 部分文献见[ 1～26] 。
∫ dW
dV
=
Eij
RijdEij =
0
dW dV
+
e
dW dV
≡
p
∫ ∫ Eeij RijdEeij + 0
航空发动机单晶涡轮工作叶片气膜孔制孔技术研究
航空发动机单晶涡轮工作叶片气膜孔制孔技术研究航空发动机单晶涡轮是航空工程中非常重要的部件，其工作叶片承受着高温高压和高速气流的冲击和侵蚀，因此需要具备优异的耐热、耐氧化和耐磨损性能。
气膜孔是单晶涡轮制造过程中关键的步骤之一，它能够通过气膜冷却，有效降低叶片的工作温度并提高其寿命。
目前，航空发动机单晶涡轮制孔技术主要采用激光制孔和电火花制孔两种方法。
激光制孔技术是目前最常用的方法之一、它采用激光束对单晶涡轮叶片进行高精度的蒸发和烧蚀，形成孔洞。
这种方法具有制孔速度快、孔洞形状规整、孔径精度高等优点。
但是，激光制孔技术的成本较高，设备体积较大，孔壁表面质量有一定的要求。
电火花制孔技术是一种电火花放电加工方法。
它通过电极间的辉光放电将工作液体（通常是纯水或蜡液）离子化，并形成大量气体泡沫。
当液体附着在单晶涡轮叶片上时，放电就会在液体和表面产生化学反应，形成孔洞。
这种方法具有制孔成本低、设备体积小、可控性强等优点。
但是，电火花制孔技术的制孔速度较慢，还存在易产生裂纹和孔壁质量问题的风险。
为了提高气膜孔制孔技术的质量和效率，研究人员还进行了一系列的研究工作。
例如，他们通过优化激光参数、改进工艺流程和控制冷却介质等方式，提高激光制孔的速度和质量。
另外，也有研究者尝试采用新的制孔材料，如超硬合金和陶瓷材料，来改善电火花制孔的效果和质量。
总的来说，航空发动机单晶涡轮工作叶片气膜孔制孔技术是一项具有挑战性的工作。
未来的研究重点将在提高制孔速度、降低成本、提高孔洞质量和减少材料损耗等方面进行。
这将有助于更好地满足航空工程领域对单晶涡轮的性能要求，并推动航空发动机技术的发展。
单晶叶片工艺流程
单晶叶片工艺流程单晶叶片是一种在航空发动机等高温工况下工作的关键部件。
在过去的几十年中，通过不断改进和优化，单晶叶片的工艺流程得到了极大的提升。
本文将深入探讨单晶叶片工艺流程的各个方面，并分享我对这一主题的观点和理解。
为了更好地理解单晶叶片的工艺流程，让我们从基础开始逐步深入。
在了解工艺流程之前，我们首先需要知道单晶叶片的定义和特点。
单晶叶片是由一整块金属材料制成，没有晶界和晶粒边界，并具有高温下的优异性能。
能够抵御高温、高应力等极端工况是单晶叶片的重要特点。
1. 成型单晶叶片的制作过程通常以金属合金的熔化为起点。
选择合适的金属合金材料，如镍基合金或钴基合金，这些合金具有较高的耐高温性能。
在高温下将金属合金加热至液态，形成熔化的金属池。
接下来，通过特殊的成型工艺，将熔化的金属池迅速冷却并凝固。
这一工艺被称为定向凝固，其核心是通过控制温度梯度和凝固速率，使金属从液态逐渐凝固为单一的晶体结构。
这样就得到了没有晶界的单晶叶片。
2. 热处理在成型之后，单晶叶片需要进行热处理，以提高其力学性能和耐高温性能。
热处理过程包括固溶处理和时效处理两个步骤。
固溶处理是将单晶叶片加热至合金固溶温度，使合金中的元素均匀溶解，然后迅速冷却，以保持原子结构的均匀性。
这一过程可以消除材料中的晶界和位错，提高材料的塑性和韧性。
时效处理是在固溶处理之后，将单晶叶片再次加热至较低的温度，让合金中的元素重新分布，形成一定的强化相。
这能够提高单晶叶片的强度和耐高温性能。
3. 加工完成热处理后，单晶叶片需要进行一系列的机械加工和精密加工。
这些加工包括铸造铲型、冷冲和精密磨削等工序。
通过铸造铲型过程，将单晶叶片的外形和内部通道等特征形成。
这可以通过将熔融金属注入预先设计好的铸型中来实现。
这一过程需要高度的技术和精密的工艺控制，以确保最终形成的叶片符合设计要求。
冷冲和精密磨削是为了进一步修整和精细加工单晶叶片的外形。
通过压力和磨削等加工方式，将叶片表面的毛刺、氧化层等去除，使叶片表面光滑和清洁。
飞机涡轮单晶体叶片
飞机涡轮单晶体叶片
飞机涡轮单晶体叶片是一种应用于航空发动机中的高性能叶片。
这种叶片采用单晶体材料制成，具有优异的耐高温、高压和高载荷特性，是现代航空发动机中不可或缺的组成部分。
飞机涡轮单晶体叶片的制造过程非常复杂，需要经历多个工序和严格的控制。
首先，需要选取高质量的单晶体材料，这一步骤的质量直接影响到叶片的性能。
接着，通过多次熔化和凝固的过程，将单晶体材料形成一整块叶片母体。
然后，使用电火花加工、化学蚀刻等技术，将母体加工成具有复杂结构的叶片形状。
最后，通过热处理等工序，使叶片具有良好的机械性能和高温稳定性。
飞机涡轮单晶体叶片具有许多优点。
首先，由于采用单晶体材料制造，叶片内部没有晶界，可以避免晶界引起的裂纹和松动问题。
其次，单晶体材料具有较高的强度和刚度，能够承受较高的载荷和压力。
此外，单晶体材料的热膨胀系数小，使叶片在高温下具有较好的热稳定性。
飞机涡轮单晶体叶片的应用范围广泛。
在航空发动机中，它们被用作高压涡轮、低压涡轮和喷气推进器等部件的叶片。
这些部件需要耐高温、高压和高载荷的特性，才能保证发动机的高效、可靠运行。
除了航空领域，飞机涡轮单晶体叶片还被应用于燃气轮机、船舶发动机、发电机等领域。
总之，飞机涡轮单晶体叶片是一种高性能、高可靠性的关键部件，对于现代航空工业和其他领域的发展具有重要意义。
随着技术的不断
进步，相信它们的性能和应用范围还将不断拓展。
航空发动机涡轮叶片材料性能研究
航空发动机涡轮叶片材料性能研究一、引言航空发动机涡轮叶片是影响飞机性能和安全的关键部件之一，其材料性能的研究对于提高发动机的性能和可靠性具有重要意义。
二、航空发动机涡轮叶片的材料选择航空发动机涡轮叶片要求材料具备高的强度和刚度、良好的疲劳寿命和高温下的抗氧化性能。
当前航空发动机涡轮叶片常用的材料包括单晶高温合金、多晶高温合金和陶瓷复合材料等。
1. 单晶高温合金单晶高温合金是一种在高温、高压、氧化和腐蚀等极端工况下表现出优异性能的合金。
其主要由镍、铝、铬、铍、钼、钽、钨、铁等元素组成，具有高的温度强度、高的耐热蠕变性能和良好的抗腐蚀性能。
但由于其生产成本较高，应用范围受到一定限制。
2. 多晶高温合金多晶高温合金是由钴、镍、铬、铝、钨、钼等元素组成的一种强度高、耐腐蚀性好、抗热蠕变性强的高温合金。
其优点是生产成本低，成功应用于一些商用飞机的涡轮叶片上。
3. 陶瓷复合材料陶瓷复合材料是一种由陶瓷基体和增强材料组成的复合材料。
其主要优点是具有极高的温度强度、优异的耐热性能和抗疲劳性能，同时还具有良好的抗氧化性能和低密度等特点。
但其缺点是比较脆弱，易受振动和冲击损坏。
三、航空发动机涡轮叶片材料性能研究为了使发动机涡轮叶片材料具有更好的性能，需要对其性能进行研究和测试。
1.强度与刚度测试航空发动机涡轮叶片材料的强度和刚度是其最重要的机械性能指标之一。
通常使用万能试验机等测试设备进行拉伸、压缩和弯曲等试验，以确定其弹性模量、屈服强度、断裂强度以及抗弯刚度等参数。
2. 疲劳寿命测试航空发动机涡轮叶片在使用过程中，经常处于高温高压的工作状态，因此具有较强的疲劳特性。
为评估其在高温高压环境下的疲劳寿命，需要进行疲劳寿命试验。
疲劳寿命试验通常采用恒振幅低周循环试验或高周循环试验进行，通过测量断裂寿命和S-N曲线等参数来评估其疲劳特性。
3.高温抗氧化性测试航空发动机涡轮叶片通常工作在高温高压下，因此其材料需要具有良好的高温抗氧化性能。
单晶叶片 工艺流程
单晶叶片工艺流程
单晶叶片是一种高质量的涡轮叶片，具有高温和高压特性，被广泛应
用于飞机、船舶、火车和发电厂等领域。
而单晶叶片的制造过程是十
分复杂和精细的，下面就给大家介绍一下单晶叶片的工艺流程。
首先是原材料的准备。
单晶叶片通常由高温合金材料制成，这些材料
具有良好的高温强度和抗腐蚀性能。
原材料需要经过熔炼、铸造、锻造、轧制等多道工序加工。
随后，需要在高温下对原材料进行热处理，消除残余应力和改善其性能。
其次是模具制造。
单晶叶片是通过模具制造的，模具需要具备高精度
和高耐用性。
模具通常采用精密的数控加工设备加工而成，具有高精
度和高表面质量，可以确保单晶叶片的精度和表面质量。
接下来是单晶叶片的制造。
制造单晶叶片的过程包括熔化、成形、固
化和后处理等多个步骤，每个步骤都需要精确控制。
具体而言，首先
需要将原材料熔化，然后将熔体注入模具中，模具会引导熔体在特定
方向上固化，形成单晶结构。
待熔体固化完成后，需要对单晶叶片进
行后处理，如机械加工、抛光、热处理等。
最后是品质检验。
由于单晶叶片的制造过程异常复杂和精细，因此品
质检验显得尤为重要。
检验包括外观检查、尺寸测量、材质分析、成分检测、性能测试、热处理等多个环节，可以确保单晶叶片的质量符合要求。
总之，单晶叶片是一种高质量的工程材料，制造工艺流程非常复杂和精细，需要精密的加工设备和高水平的技术人员来保证质量。
随着工艺技术的不断改进和升级，单晶叶片在航空航天、汽车、能源等领域的应用前景非常广阔。
涡轮单晶叶片
涡轮单晶叶片
• 涡轮叶片的制造原理，是将镍基金属溶液浇铸在模具中，再进行冷却 结晶，过程类似于冬天水汽在玻璃窗上遇冷结晶形成“冰花”。涡轮 叶片能否耐受高温、是否有足够的强度，和结晶过程中的温度以及晶 体形成的数量、甚至方向都有关系。一般来说，晶粒数越少，叶片的 耐高温性越好，也越能胜任发电机燃气轮机等高功率设备用途。目前 行业内最难的技术，是让整个叶片成为一个晶粒，即“单晶”技术。 此外，如果让晶粒有序地向一个方向排列，也能提高叶片强度，避免 断裂，此类技术为“定向”技术。 涡轮叶片的制造原理，是将镍基金 属溶液浇铸在模具中，再进行冷却结晶，过程类似于冬天水汽在玻璃 窗上遇冷结晶形成“冰花”。涡轮叶片能否耐受高温、是否有足够的 强度，和结晶过程中的温度以及晶体形成的数量、甚至方向都有关系。 一般来说，晶粒数越少，叶片的耐高温性越好，也越能胜任发电机燃 气轮机等高功率设备用途。目前行业内最难的技术，是让整个叶片成 为一个晶粒，即“单晶”技术。此外，如果让晶粒有序地向一个方向 排列，也能提高叶片强度，避免断裂，此类技术为“定向”技术。
• 通过四年的努力，课题组在上述两种技术 路径上均有突破，还形成了自己独特的工 艺路线。例如，通过施加磁场控制，避免 金属溶液在结晶过程中无序流动，使成品 的材料密度更加均匀；通过设置叶片不同 位置的温度梯度，控制晶体生长速度等。 目前，课题组已经为微型燃气轮机试生产 了三台份（套）高温涡轮叶片，用于试机 和试车。同时还为国内精铸企业试生产了 燃气轮机高温涡轮动力叶片、导向叶片和 矢量喷口导向叶等关键部件。
单晶高温合金涡轮叶片
单晶高温合金涡轮叶片
单晶高温合金涡轮叶片是飞机涡轮发动机叶片的首选材料之一。
单晶高温合金具有许多优点，例如优良的高温强度、抗氧化性能和抗蠕变性能等。
在高温环境下，单晶高温合金能够保持较高的强度和稳定性，因此被广泛应用于制造航空发动机和燃气轮机的涡轮叶片。
在制造单晶高温合金涡轮叶片的过程中，通常采用定向凝固技术。
定向凝固技术是指在高温合金熔炼过程中，将合金液体倒入模具中，然后通过特定的热处理工艺，使合金液体沿着一定的方向凝固，从而得到具有单一晶体结构的涡轮叶片。
除了制造工艺外，单晶高温合金涡轮叶片的质量和性能还受到许多因素的影响，例如原材料的选择、熔炼和热处理工艺的优化、表面涂层的选用等。
为了提高涡轮叶片的性能和质量，需要综合考虑这些因素并进行优化。
总之，单晶高温合金涡轮叶片是现代航空发动机和燃气轮机制造中不可或缺的关键材料之一，对于提高发动机的性能和可靠性具有重要作用。
单晶叶片用氧化铝陶瓷型芯的发展概况
单晶叶片用氧化铝陶瓷型芯的发展概况单晶叶片是高压涡轮发动机的核心部件。
它的结构复杂，需要高精度的制造工艺和材料。
氧化铝陶瓷型芯作为单晶叶片制造中不可或缺的一个组成部分，曾经面临很多难题，但现在已经有了较大的进展和发展。
首先，简单介绍一下单晶叶片。
单晶叶片是利用单晶化技术制造出来的高温合金，具有高温强度和高抗蠕变性能。
单晶叶片的外形复杂，用于高温高压工作环境下，必须承受极大的应力和热压力。
单晶叶片制造流程相当复杂，其中涉及到很多关键的工艺过程，如模具制作、熔炼、晶化、加工和涂层等。
其中一环——型芯制造，可以说是单晶叶片制造的“重中之重”。
型芯即是单晶叶片的内部空心结构形状，通常采用铸造或锻造的方法进行制造。
传统的型芯用石膏、砂型等材料制作，存在一些问题：如成本高、生产速度慢、精度难以控制、污染环境等问题。
而氧化铝陶瓷型芯作为单晶叶片的新型型芯，有着更加优良的性能和低成本的优点。
由于氧化铝陶瓷耐高温性、化学稳定性、机械性能、密度小、热膨胀系数小、杂质含量低等特点，使得其可以用于高温高压下单晶叶片的内腔制造，型芯也得到快速推广和应用。
但是，在实践应用中，氧化铝陶瓷型芯仍然存在一些问题。
例如，型芯的完整性、强度和精度等需要进一步提高；氧化铝陶瓷型芯不能离心铸造和氢气取向晶化等关键生产工艺技术和生产设备也比较落后。
为解决上述问题，需要进行系统的技术研发和设备更新。
从材料方面考虑，可以适当地添加氧化锆、氧化钆等合金内容量，同时引进新型热膨胀系数小、抗热冲击性好的低膨胀陶瓷作为型芯材料，以达到更高的强度和较好的耐火性。
从工艺方式上考虑，需要发展新型先进的陶瓷成型工艺，优化氧化铝陶瓷型芯模具的结构和制造工艺，增强其完整性和精度。
此外，需要采用自动控制生产线、数字化化管理系统等新型技术设备，从而提高氧化铝陶瓷型芯的制造效率和精度。
总的来说，单晶叶片用氧化铝陶瓷型芯已经成为了单晶叶片制造的主流工艺，并逐渐得到了广泛的应用。
涡轮叶片的材料和制造工艺
涡轮叶片的材料和制造工艺涡轮叶片是航空发动机的关键件，其承受温度的能力是评价发动机性能和决定发动机寿命上的重要因素，为了使涡轮叶片获得高耐温能力，应从两方面进行考虑：铸造工艺和叶片材料。
涡轮叶片的工作环境极其恶劣，一方面叶片的工作温度很高，对于航机的涡轮进口温度最高已达1950℃,因此要求叶片材料在高温下应具有较高的持久强度和蠕变强度，足够的韧性，良好的抗热疲劳和机械疲劳性能，以及较高的抗高温氧化和抗热腐蚀能力。
另一方面，由于叶片承受温度的不均匀性，使其存在很高的热应力，并且燃机在变工况时将承受很大的热冲击，所以要求叶片拥有耐热冲击能力。
随着大推力、高效率、长寿命的涡轮发动机的发展，需要不断提高涡轮进口燃气温度，为适应这一要求，无论叶片结构还是叶片材料都应不断改进以提高其耐高温能力。
无余量熔模精密铸造目前为涡轮叶片制造的最佳手段。
其工艺流程主要包括型芯模具的设计与制造、压制型芯、蜡模模具的设计与制造、装配注蜡、涂浆制壳、干燥型壳、脱蜡、烧结、浇注金属、脱壳脱芯、激光打孔等环节。
模具的设计定型：1、精铸模具型腔体设计，首先建立叶片零件模型，包括叶身、缘板、榫头伸根的内型特征，以此构建叶身实体。
此后进行叶片的多态模型转化，由叶片零件模型转化到型腔体模型。
2、型腔优化及精铸仿真，根据铸件的收缩原理采用反变形优化工艺方法对型腔进行放型最终得到模具型腔。
3、精铸模具结构设计与制造，确定核心包络块并设计叶片精铸模具模架，再由模具标准件经机械加工、表面处理、装配、检测、修模到定型。
模具结构的合理性和尺寸精度对于熔模精铸件十分重要。
设计制造高质量的内外型模具即精铸模具就成为精密熔模铸造技术的关键。
陶瓷型芯的制造：在叶片蜡型压制之前是需制作设计陶瓷型芯模具，并压制合格陶瓷型芯。
陶瓷型芯的制备包括浆料的配制、型芯压制、型芯素肧的修理、烧结、强化及其过程质量控制与检验等。
决定浆料性能的因素有陶瓷粉料的成分与颗粒形状、增塑剂的成分和性质、粉料和增塑剂的比例等。
航空发动机单晶涡轮工作叶片气膜孔制孔技术研究
航空发动机单晶涡轮工作叶片气膜孔制孔技术研究摘要涡轮是航空发动机中热负荷和机械负荷最大的部件,其材料必须具备很高的高温性能。
使用气膜冷却保护技术可以有效解决,使材料的局部温度降低,同样的材料可以应用在温度更高的高温工作环境中。
涡轮叶片作为航空发动机的“心脏”，其工作环境极其恶劣,是决定发动机性能的关键部件之一。
在发动机循环工作中,涡轮叶片承受着高温高压燃气冲击,其制造技术为现代航空发动机的关键技术之一【1】。
单晶高温合金因具有较高的高温强度、优异的蠕变与疲劳抗力以及良好的抗氧化性、抗热腐蚀性、组织稳定性和使用可靠性,广泛应用于航空涡轮发动机等先进动力推进系统涡轮叶片等部件。
对于起冷却作用的单晶涡轮工作叶片气膜孔的加工新工艺被不断开发，但均没有达到能满足工程化应用的阶段，面对当前对单晶涡轮工作叶片需要的迫切性，研究一种既满足设计要求，又可实现工程化应用的工艺方法尤为重要。
本文通过对各类特种加工工艺的对比，选取较为合理的工艺方法，进行相关工艺试验，通过理论分析和理化试验分析，研究了单晶涡轮工作叶片的制孔技术。
主要研究内容及结论如下：1）单晶材料用于航空发动机涡轮工作叶片的意义和单晶涡轮工作叶片目前存在的制孔加工技术难度；2）单晶材料微细小孔的的特种加工工艺研究；3）单晶涡轮工作叶片气膜孔的特种加工工艺研究，内容包括高速电火花打孔工艺研究（工艺参数、工装设计、程序编制）和重熔层的去除方法研究；4）去除重熔层前后表面状态物理变化，表面化学成分的变化，表面形貌特征、金相组织结构的变化，气膜孔孔径的影响以及重熔层去除判定方法研究；5）与其余各种特种工艺方法比较，采用电火花制孔的主工艺，结合去除重熔层的辅助工艺，相比于激光制孔的成本低，孔表面质量好，相比于电液束流加工效率高，无疑是一种适用于工程化且能带来较大经济效益的工艺方法。
关键词：涡轮叶片，气膜孔，电火花，重熔层ABSTRACTTurbine is the component of aero-engine which undertakes the largest thermal load and machanical load, so it has a high demand about the high temperature property of the material. One of effective solution to these problems is to adopt cooling technology to decrease the local temperature of the material and make it possible to work at higher temerature. As the heart of the aero-engine, turbine blade is one of the main component which dicides the the property of the engine. During the working cycles of the aero-engine, turbine blade experinces the impact of the high temperature and high pressure gas. The manufacutring technique of it is considered as the key technology for the modern aero-engine.Single crystal high temperature alloy is widely used in the area of advaned propulsion system such as turbine engine, owing to it’s excellent high temperature strength, creep property, fatigue properpty, structure stability and service reliability, together with its ability to resist oxidation and thermal corrosion. There are many new technologies to make film holes on theturbine, however none of them can meet the requriements of engineering application. In onder to employ single crystal turbine blade, developing a method which can both satisfy the requirement of design and engineering application become urgent.In this paper, reasonable processing method was selected and experiments were carried out after comparing different special machining processes. The technology for making holes was studied by theoretical analysis and physical and chemical test.The main research contents and conclusions are listed as bellow:Meaning of using single crystal to manufacture turbine blade and the main problems to drill holes on the turbine;Special machining porcess to make tiny hole;Special machining technology to make film hole on the single crystal turbine blade, such as making hole with high speed electrical discharge machining (process parameters, jig design and programing) and the method to remove the remelt layer.Physical, chemical,appearance and microstructure change of the material after removing the remelting layer; the effect of the diameter of film hole and the way to estimate whether the remelting layer was completely removed.Comparing to laser drilling, the cost of electrical discharge machining with remelting layer removing process is lower and the surface quality is better; Comparing to electro hydraulic beam machining, the efficiency of it is higher. There is no doubt that electrical discharge machining with remelting layer removing process which can fit engineering application and bring economic benefit is a better chocie than other special machining methods.Key words: turbine blade; film hole; electrical discharge machining; remelting layer.目录Northwestern Polytechnical University III摘要IABSTRACT I第一章绪论 11.1课题研究背景及意义 11.2 气膜冷却孔发展趋势21.3 涡轮叶片气膜孔加工技术发展及应用 31.4 本文主要研究内容 5第二章单晶涡轮工作叶片气膜孔的特种加工工艺研究 72.1 高速电火花小孔加工气膜孔工艺性研究72.1.1 气膜小孔加工的表面质量72.1.2 高压涡轮工作叶片电火花制孔工艺方案及加工参数82.2 ZT-040A设备打孔工装和程序的设计建立92.2.1气膜孔的数据建立和程序生成92.2.2气膜孔的工装设计和后置程序生成仿真92.3 化学去除重熔层技术研究112.3.1 重熔层去除方法研究112.3.2 去除重熔层的化学腐蚀工艺方法研究122.4 重熔层去除的判定方法研究192.4.1 体视镜观察192.4.2 电镜分析192.4.3 金相法222.5 化学腐蚀去除重熔层的孔与其他方法制孔的比较22 2.5.1 宏观观察 222.5.2 扫描电镜观察222.5.3 金相显微观察24第三章试验结果对比及去除重熔层的验证试验253.1 委托对比分析253.2 去除重熔层的验证试验253.3 模拟工作条件的高温、热循环试验283.3.1 高温、热循环试验方法283.3.2 试验结果283.3.3试验结论283.4 不同工艺方法的疲劳和蠕变性能对比分析303.4.1 疲劳试验313.4.2 高温蠕变试验32第四章疲劳试验 344.1 疲劳试验方案344.2 试棒的单晶完整性及晶体取向检查344.3 疲劳试样的制备344.4 试验设备354.5 试验条件354.6 试验步骤354.7 疲劳试验结果354.7.1 疲劳试验数据354.7.2 平均寿命比较图364.8 数据结果分析364.9 疲劳试验的断口分析37第五章热循环＋振动试验 415.1 试验方案415.2 试验结果41第六章总结及展望436.1研究结论436.2 研究效果43参考文献44致谢46第一章绪论1.1课题研究背景及意义涡轮是航空发动机中热负荷和机械负荷最大的部件, 由于对燃气涡轮发动机推重比的要求不断增加,导致对材料的高温性能的要求越来越高，其中以提高热效率最为关键。
利用引晶技术制备大尺寸镍基单晶涡轮导向叶片
2023 年第 43 卷航 空 材 料 学 报2023，Vol. 43第 3 期第 22 – 31 页JOURNAL OF AERONAUTICAL MATERIALS No.3 pp.22 – 31利用引晶技术制备大尺寸镍基单晶涡轮导向叶片肖久寒1,2,3*, 姜卫国4*, 李凯文3,5, 韩东宇6, 王 栋5, 王 迪5,王 华1,2, 陈立佳3, 楼琅洪5（1．海洋装备用金属材料及其应用国家重点实验室，辽宁 鞍山114021；2．鞍山钢铁集团有限公司，辽宁 鞍山114021；3．沈阳工业大学 材料科学与工程学院，沈阳110870；4．潍坊科技学院，山东 寿光262700；5．中国科学院金属研究所 师昌绪先进材料创新中心，沈阳110016；6．上海大学 材料科学与工程学院，上海200444）摘要：采用引晶技术制备了大尺寸双联镍基单晶涡轮导向叶片。
利用高速凝固法（high rate solidification，HRS）进行单晶叶片定向凝固，并对单晶叶片进行宏观腐蚀，揭示叶片单晶完整性。
通过扫描电镜、电子背散射衍射（EBSD）技术及高温持久实验，评估单晶叶片实际性能。
同时，利用有限元模拟软件ProCAST对单晶叶片的定向凝固过程进行数值模拟及分析。
结果表明：采用引晶技术可有效避免杂晶缺陷的形成，并可成功制备单晶完整性良好的大尺寸双联涡轮导向叶片，但在Vane 1叶片主晶与引入晶体之间仍会形成角度分别为1.5°和2.7°小角度晶界（LABs）缺陷；LABs使得单晶叶片的高温持久性能虽稍有降低（寿命损失小于15%、断后伸长率损失小于7%），但仍可满足叶片的服役性能。
根据ProCAST软件对大尺寸双联单晶导向叶片凝固过程的模拟结果得知，设置引晶结构后，叶片的原始凝固路径得到了优化，叶片前缘位置的过冷条件得到了改善，杂晶缺陷的形核概率得到了降低，有效避免了杂晶缺陷的形成。
关键词：镍基高温合金；涡轮导向叶片；单晶生长；引晶技术；晶体取向；杂晶缺陷doi：10.11868/j.issn.1005-5053.2022.000150中图分类号：TB31 文献标识码：A 文章编号：1005-5053(2023)03-0022-10Manufacturing of large size nickel-based single crystal turbine guide vanes bygrain continuator technologyXIAO Jiuhan1,2,3*, JIANG Weiguo4*, LI Kaiwen3,5, HAN Dongyu6, WANG Dong5, WANG Di5,WANG Hua1,2, CHEN Lijia3, LOU Langhong5（1. State Key Laboratory of Metal Material for Marine Equipment and Application, Anshan 114021, Liaoning, China；2. Anshan Iron and Steel Group Company Limited, Anshan 114021, Liaoning, China；3. School of Materials Science and Engineering, Shenyang University of Technology, Shenyang 110870, China；4. Weifang University of Science and Technology, Shouguang 262700, Shandong, China；5. Shi-changxu Innovation Center for Advanced Materials, Institute of Metal Research, Chinese Academy of Sciences, Shenyang 110016, China；6. School of Materials Science and Engineering, Shanghai University, Shanghai 200444, China）Abstract: Large size nickel-based single crystal twin turbine guide vanes（TGVs）were prepared by grain continuator（GC）technology. Directional solidification was performed in a high-rate-solidification（HRS）Bridgman vacuum furnace. Then, the macro-etching test was carried out to reveal the single crystal integrality of TGVs. Scanning electron microscopy（SEM）, electron backscatter diffraction（EBSD）technology, and high temperature stress rupture experiment were applied to evaluate the actual properties of TGVs. Simultaneously, the professional finite element modeling（FEM）ProCAST software was used to simulate the directional solidification process of single crystal TGVs. The experimental results show that the formation of stray grain（SG）defect can be avoided effectively, and integrity large size single crystal twin TGVs can be prepared successfully by adopting GC technology. However, the low angle grain boundaries（LABs）defects are formed inevitably, and the boundaries angle betweenprimary crystal and GC crystal in Vane 1 are 1.5° and 2.7° respectively. Despite the mechanical performance at high temperature degrades slightly（stress rupture life loss less than 15%, and elongation loss less than 7%）, the service performance of TGVs is still satisfied perfectly. According to the solidification process results of the large size twin TGVs simulated by ProCAST software, it is found that the initial solidification path of TGVs is optimized, meanwhile, and the undercooling condition at the leading edge of TGVs is improved by adding the GC structure. In addition, the nucleation probability of SG defect is reduced significantly, and the formation of SG defects is avoided effectively.Key words: nickel-based superalloy；turbine guide vanes；single crystal growth；grain continuator technology；crystallographic orientation；stray grain defect镍基单晶高温合金由于具有良好的高温力学性能和组织稳定性，目前被广泛用于制造航空发动机和陆基燃气轮机涡轮叶片[1-6]。
涡轮叶片的材料和制造工艺
涡轮叶片的材料和制造工艺涡轮叶片是航空发动机的关键件，其承受温度的能力是评价发动机性能和决定发动机寿命上的重要因素，为了使涡轮叶片获得高耐温能力，应从两方面进行考虑：铸造工艺和叶片材料。
涡轮叶片的工作环境极其恶劣，一方面叶片的工作温度很高，对于航机的涡轮进口温度最高已达1950℃,因此要求叶片材料在高温下应具有较高的持久强度和蠕变强度，足够的韧性，良好的抗热疲劳和机械疲劳性能，以及较高的抗高温氧化和抗热腐蚀能力。
另一方面，由于叶片承受温度的不均匀性，使其存在很高的热应力，并且燃机在变工况时将承受很大的热冲击，所以要求叶片拥有耐热冲击能力。
随着大推力、高效率、长寿命的涡轮发动机的发展，需要不断提高涡轮进口燃气温度，为适应这一要求，无论叶片结构还是叶片材料都应不断改进以提高其耐高温能力。
无余量熔模精密铸造目前为涡轮叶片制造的最佳手段。
其工艺流程主要包括型芯模具的设计与制造、压制型芯、蜡模模具的设计与制造、装配注蜡、涂浆制壳、干燥型壳、脱蜡、烧结、浇注金属、脱壳脱芯、激光打孔等环节。
模具的设计定型：1、精铸模具型腔体设计，首先建立叶片零件模型，包括叶身、缘板、榫头伸根的内型特征，以此构建叶身实体。
此后进行叶片的多态模型转化，由叶片零件模型转化到型腔体模型。
2、型腔优化及精铸仿真，根据铸件的收缩原理采用反变形优化工艺方法对型腔进行放型最终得到模具型腔。
3、精铸模具结构设计与制造，确定核心包络块并设计叶片精铸模具模架，再由模具标准件经机械加工、表面处理、装配、检测、修模到定型。
模具结构的合理性和尺寸精度对于熔模精铸件十分重要。
设计制造高质量的内外型模具即精铸模具就成为精密熔模铸造技术的关键。
陶瓷型芯的制造：在叶片蜡型压制之前是需制作设计陶瓷型芯模具，并压制合格陶瓷型芯。
陶瓷型芯的制备包括浆料的配制、型芯压制、型芯素肧的修理、烧结、强化及其过程质量控制与检验等。
决定浆料性能的因素有陶瓷粉料的成分与颗粒形状、增塑剂的成分和性质、粉料和增塑剂的比例等。
航空单叶片零件总结
航空单叶片零件总结
叶片是航空发动机关键零件，它的制造量占整机制造量的三分之一左右，是发动机中数量最大的一类零件。
航空发动机叶片属于薄壁易变形零件，如何控制其变形并高效、高质量地加工是目前叶片制造行业研究的重要课题之一。
航空发动机叶片按部件分为风扇叶片、压气机叶片和涡轮叶片。
按运动方式又分为动叶和静叶。
风扇和压气机的静叶称作整流器叶片，而涡轮的静叶称作导向器叶片，涡轮盘上的动叶就是工作叶片。
金属材料叶片按工艺类别分，压气机叶片主要采用精密锻造工艺，涡轮叶片主要采用精密铸造工艺（高压级单晶、低压级定向晶）。
航空单叶片类零件是航空航天业重要的典型零件，在航空航天、能源动力、石油化工、冶金等领域应用广泛。
航空单叶片的造型涉及到空气动力学等多个学科，叶片所采用的加工方法、加工精度和加工表面质量对其最终的性能参数有很大的影响。
随着数控技术的发展，航空单叶片的加工技术也日新月异。
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• 通过四年的努力，课题组在上述两种技术 路径上均有突破，还形成了自己独特的工 艺路线。例如，通过施加磁场控制，避免 金属溶液在结晶过程中无序流动，使成品 的材料密度更加均匀；通过设置叶片不同 位置的温度梯度，控制晶体生长速度等。 目前，课题组已经为微型燃气轮机试生产 了三台份（套）高温涡轮叶片，用于试机 和试车。同时还为国内精铸企业试生产了 燃气轮机高温涡轮动力叶片、导向叶片和 矢量喷口导向叶等关键部件。