● 摘要
摘 要飞机发动机工作时的强烈振动会引起涡轮叶片的微动磨损，造成叶片形状尺寸的改变，降低发动机的性能和效率，磨损逐渐发展可能导致叶片的整体失效，酿成重大灾难性飞行事故。为减小叶片叶冠之间的微动磨损，国内飞机发动机的涡轮叶片叶冠表面强化大多采用堆焊的方法，采用氩弧焊将高温耐磨合金焊丝堆焊于叶冠阻尼面来提高其高温耐磨性能。Ni3Al基合金IC6是我国自行研制的金属间化合物高温结构材料，由于其优良的性能一被选为某先进航空发动机高压涡轮和低压涡轮导向叶片材料。其工作温度可达950~1100℃，而现役的叶冠表面强化材料Stellite6和T800合金在此温度范围内难以提供有效的耐磨性能。高温耐磨碳化铬/Ni3Al表面强化复合材料是针对这一需求研制的新型高温耐磨材料，服役温度高于900℃。本论文以IC6单晶和定向晶两种铸态的合金作为母材，采用手工钨极氩弧焊将高温耐磨碳化铬/Ni3Al表面强化复合材料单层堆焊于其表面。通过利用OM，EDS，SEM，EPMA，显微硬度仪等手段对焊层、熔合区、热影响区以及IC6基体的相组成、微观组织、元素分布和焊层冶金质量等方面进行了研究。在氩弧堆焊过程中，Cr3C2溶解成[C]和[Cr]离子，母材IC6表层熔化。由于母材中含有大量的Mo元素，而Mo与Cr可以无限互溶，冷却后，焊层中形成雪花状的Cr(Mo)固溶体，同时还生成大量的雀屏状γ-γ’共晶相。快速的冷却造成热影响区的γ-γ’网格细化，从而造成该区域硬度提高。显微硬度梯度结果表明，焊材和母材之间是良好的冶金结合。由于在发动机长期服役过程中，叶片长期暴露于高温环境下，合金组织的热稳定性及其力学性能的变化对于叶片的安全有重要的影响。因此，本论文研究了堆焊后材料在900℃/200h、1000℃/200h、1100℃/200h长期高温时效后，组织和性能的变化。结果表明，时效后，在焊层中生成大量针状、棒状富铬相，在熔合区、热影响区和基体的枝晶间生成大量Y-NiMo相。且随着时效温度的升高，富铬相和Y-NiMo相的尺寸变大。由于高温造成Cr(Mo)固溶体和雀屏状γ-γ’共晶相的溶解，焊层的硬度随时效温度的升高而降低，但仍高于基体硬度。为了评估堆焊于IC6基体表面的碳化铬/Ni3Al复合材料的耐微动磨损性能，本论文对其在室温、500℃和800℃下进行了微动磨损试验。结果表明，在室温下，合金的脆性较大，易于断裂，形成了大量的磨屑，造成摩擦系数较大，磨损严重，且焊层的耐磨损性能低于基体；在500℃和800℃时，合金的塑性增加，不易断裂，磨屑量减少，摩擦系数稳定在0.4至0.47之间，耐磨损性能提高，且焊层的耐磨损性能比基体高50%以上。通过实验和分析可以得出以下结论：堆焊后，IC6与碳化铬/Ni3Al复合材料之间是良好的冶金结合，在焊层可以生成有效的硬质第二相；长期高温时效会使焊层的硬质相发生溶解而降低其硬度，但仍高于基体相；高温时，焊层的耐微动磨损性能出色，但在室温时较差，不能有效保护基体。