高溫合金疲勞

第一章緒論1.1選題目的及意義焊接結(jié)構(gòu)廣泛地應(yīng)用在船舶、壓力容器、車輛、橋梁、海洋工程、工程機(jī)械、航空航天、電力、冶金等重要領(lǐng)域。目前在工程生產(chǎn)上，焊接是最主要的連接方法，焊接結(jié)構(gòu)的重量已占鋼鐵總產(chǎn)量的45%以上［1-2］，工業(yè)發(fā)達(dá)國家的這一比例已經(jīng)接近70%。疲勞斷裂是金屬焊接結(jié)構(gòu)典型的斷裂形式之一。大量事實(shí)表明［3-8］：疲勞是焊接結(jié)構(gòu)最主要破壞形式，由于疲勞裂紋引起的結(jié)構(gòu)失效斷裂事故占總斷裂事故的70%?80%。而在航天發(fā)動(dòng)機(jī)多種構(gòu)件，如燃燒室的火箭筒，機(jī)匣、支板、尾噴氣口調(diào)節(jié)片均是通過焊接結(jié)構(gòu)。且航空發(fā)動(dòng)機(jī)中焊接構(gòu)件，特別是轉(zhuǎn)動(dòng)件，如渦輪葉片和渦輪盤等，常常要承受類似離心應(yīng)力、振動(dòng)應(yīng)力等周期載荷作用，當(dāng)這種載荷較大時(shí)，往往會(huì)造成疲勞斷裂，給航空發(fā)動(dòng)機(jī)和燃?xì)廨啓C(jī)帶來嚴(yán)重破壞，造成重大經(jīng)濟(jì)損失。因此，開展高溫合金焊接結(jié)構(gòu)的疲勞壽命分析和評(píng)估，對(duì)于正確合理的進(jìn)行焊接結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)正常穩(wěn)定工作及安全，具有至關(guān)重要的意義。1.1.1高溫合金簡(jiǎn)介耐熱合金又稱咼溫合金，是指在600°C?1200°C咼溫下能承受一定應(yīng)力并具有抗氧化或抗腐蝕能力的合金。高溫、較大應(yīng)力、表面穩(wěn)定和高溫合金化鐵基或鎳基、鈷基奧氏體是不可缺一的四大要素。一般來說，金屬材料的熔點(diǎn)越咼，其可使用的溫度極值越咼。隨著環(huán)境溫度的升咼，金屬材料的機(jī)械性能顯著下降，氯化腐蝕的趨勢(shì)相應(yīng)增大。因此，普通的金屬材料長期工作的溫度范圍約為500C?600°C，能在700C以上高溫工作的金屬統(tǒng)稱為高溫合金?！澳蜔帷笔侵钙渚哂休^好的咼溫性能，良好的抗氧化和抗熱腐蝕性能、抗疲勞性能、以及斷裂韌性等綜合性能［1］。高溫合金以其良好的高溫強(qiáng)度和抗氧化腐蝕性能、優(yōu)異的抗疲勞和抗蠕變性能、斷裂性能和組織穩(wěn)定性，成為現(xiàn)代國防建設(shè)和國民經(jīng)濟(jì)發(fā)展不可替代的關(guān)鍵材料。按照不同的標(biāo)準(zhǔn)可以將高溫合金分為以下幾類［2］：（1） 按基體不同可分：鐵基、鎳基、鉬基、鈮基和鎢基等，它們?cè)诟邷叵露季哂辛己玫臋C(jī)械性能和化學(xué)穩(wěn)定性。其中鎳基合會(huì)是最優(yōu)的超耐熱金屬材料，經(jīng)處理后，其使用溫度可達(dá)1000?1100C。（2） 按強(qiáng)化方式分：固溶強(qiáng)化、第二相強(qiáng)化和晶界強(qiáng)化高溫合金。（3） 按生產(chǎn)工藝可分為：變形、鑄造、粉末冶金和機(jī)械合金化高溫合金。1.1.2高溫合金的發(fā)展及應(yīng)用高溫合金的發(fā)展離不開航空發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展，而航空發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展與各種軍用飛機(jī)的發(fā)展密切相關(guān)。英國是世界上最早研究和開發(fā)高溫合金的國家。1939年英國繼德國Heinkel渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)問世之后，獨(dú)立研制成Whittle發(fā)動(dòng)機(jī)。為滿足這種發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件的要求，英國國際鎳公司于該年成功研制成Nimonic75合金⑶。美國高溫合金的發(fā)展晚于英國。高溫合金在美國的發(fā)展起始于上世紀(jì)三十年代，主要應(yīng)用于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪增壓器。1942年美國鉆業(yè)公司發(fā)展了HastelloyB變形鎳基合金，用于通用電器公司研制的Bellp—59噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。1943年在通用電器公司的J—33發(fā)動(dòng)機(jī)使用了鉆基合金HS-21制作渦輪工作葉片，代替原來選用的變形合金HastelloyB,開創(chuàng)了使用鑄造高溫合金制作渦輪葉片的歷史［4］。由于吸收了英國高溫合金發(fā)展的寶貴經(jīng)驗(yàn)，很快發(fā)展了40多種高溫合金。1944年美國西屋公司的YanKee19A發(fā)動(dòng)機(jī)采用了鉆基合金HS-23精密鑄造葉片［5］。1950年由于鉆資源短缺，鎳基高溫合金迅速發(fā)展，廣泛用作渦輪葉片。這一時(shí)期，美國普惠公司、通用電器公司和特殊金屬公司分別研制成功Waspalloy、M-252和Udimet500等合金，并在這些合金的基礎(chǔ)上，采用了類似于Nimonic合金的不斷強(qiáng)化的方法，發(fā)展形成了Inconel、Mar-M和Udimet等牌號(hào)系統(tǒng)⑹。直到現(xiàn)在，鎳基合金用量愈來愈大，用途愈來愈多。50年代，由于真空熔煉技術(shù)的出現(xiàn)，廣泛發(fā)展了鎳基鑄造合金IN-100、Rene100和B1900U60年代和70年代，高溫合金在美國的新工藝蓬勃發(fā)展，工藝技術(shù)的發(fā)展超過了合金成分的研制，成為高溫合金向前發(fā)展的主要推動(dòng)力，發(fā)展了許多性能更優(yōu)越的高溫合金，如定向凝固(DS)合金，單晶(SC)合金和DS共晶合金。單晶合金的使用溫度達(dá)到了合金熔點(diǎn)的90%。又如粉末合金和彌散強(qiáng)化高溫合金，利用高溫合金粉末制備高強(qiáng)度渦輪輪盤，利用彌散強(qiáng)化合金制備火箭筒、導(dǎo)向葉片和渦輪葉片。在高溫合金的研究、生產(chǎn)和應(yīng)用方面，美國在全世界處于領(lǐng)先地位。中國航空工業(yè)自1951年4月開始建立，經(jīng)歷了從維修、仿制、改進(jìn)、改型到自主研發(fā)的道路。最初仿制前蘇聯(lián)的米格15飛機(jī)，國產(chǎn)化發(fā)動(dòng)機(jī)叫做WP5,中國高溫合金的生產(chǎn)就是從試制WP5發(fā)動(dòng)機(jī)所需高溫合金開始的。1956年初由第二機(jī)械工業(yè)部和重工業(yè)部批準(zhǔn)WP5發(fā)動(dòng)機(jī)火箭筒材料GH3030合金的試制任務(wù)⑻。同年，在前蘇聯(lián)專家指導(dǎo)下，由撫順鋼廠將鋼錠鍛成板坯，表面質(zhì)量良［9］。1957年，沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)廠用國產(chǎn)GH3030板材加工成火焰筒，在WP5發(fā)動(dòng)機(jī)上通過了長期試車考核⑻，我國第一個(gè)高溫合金正式試制成功。繼GH3030試制成功之后，撫順鋼廠又試制成功WP5用渦輪葉片合金GH4033和渦輪盤合金GH34,航空材料研究所試制成功渦輪導(dǎo)向葉片材料K412鑄造鎳基合金。到1957年底，殲5飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)用4種高溫合金全部試制成功［4］。1958年為配合WP6發(fā)動(dòng)機(jī)的生產(chǎn)，開始對(duì)渦輪葉片合金GH4037、火箭筒材料GH3039和魚鱗片材料GH3044開展試制工作⑻。其中，撫順鋼廠把電渣重熔工藝應(yīng)用于GH4037合金，由于夾雜物含量降低，熱加工塑性提高，為GH3047合金的試制成功奠定了基礎(chǔ)，也為高溫合金生產(chǎn)開辟了型的途徑。由于中國缺少鎳，為了節(jié)約鎳，利用國產(chǎn)資源，我國開展了以鐵代鎳的高溫合金研究工作。1958年，師昌緒先生帶領(lǐng)中國科學(xué)院金屬所高溫合金研究組，相繼成功研制出鐵基高溫合金808、GH2135、GH1140等。其中航空材料研究所研制成功的GH1140鐵基板材合金，抗冷熱疲勞性能好，塑性高，已成為一種優(yōu)良的、生產(chǎn)量最大的火箭筒材料［10］。鋼鐵研究總院研制的鐵基合金K213合金是中國目前比較理想的750°C以下工作的增壓渦輪材料［⑹。中科院金屬所研制的GH2035A鐵基變形合金，制成渦輪螺漿發(fā)動(dòng)機(jī)一級(jí)渦輪內(nèi)外環(huán)零件并已投入民航使用［10］。同期，我國除了開展以鐵代鎳的高溫合金研制外，還開展了以鑄代鍛的高溫合金工藝研究。中國科學(xué)院金屬所成功研制美國最成熟的鑄造鎳基合金IN100,鋼鐵研究總院研制成功鑄造鎳基合金K418M0］等。進(jìn)入20世紀(jì)90年代，我國自行設(shè)計(jì)出自己的先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)，科研部門研制了一批具有先進(jìn)水平的高溫合金，如定向凝固鎳基高溫合金DZ417G等，單晶合金DD403、DD402等。進(jìn)入21世紀(jì)，由于能源的需要，我國為滿足不同型號(hào)中型和重型燃?xì)獍l(fā)動(dòng)機(jī)的需要，正在研制一批抗熱腐蝕高溫合金，例如鑄造渦輪葉片合金K444M1］、K435M2］、K446R］和變形合金渦輪葉片合金GH4413［14］等。50多年來，我國高溫合金研究已經(jīng)取得了令人矚目的成就，幾十年來，中國共生產(chǎn)6萬多噸高溫合金，保證了我國5萬多臺(tái)航空發(fā)動(dòng)機(jī)及航天火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的生產(chǎn)需要，同時(shí)也滿足了其他民用工業(yè)及燃?xì)廨啓C(jī)的要求［8］。高溫合金在航空發(fā)動(dòng)機(jī)和各種工業(yè)燃?xì)廨啓C(jī)中有廣泛的應(yīng)用。自四十年代初期，由于迫切要求發(fā)展先進(jìn)燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)，促使高溫合金得到了快速發(fā)展。在現(xiàn)代先進(jìn)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)中，高溫合金材料在發(fā)動(dòng)機(jī)總重量的質(zhì)量比重達(dá)到了40%?60%⑸。高溫合金主要應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的四大熱端部件，即：導(dǎo)向器、渦輪葉片、渦輪盤和燃燒室。這些熱端部件在實(shí)際工作狀態(tài)中承受著非常復(fù)雜的載荷狀況。所以要求高溫合金必須具有良好的熱穩(wěn)定性、熱強(qiáng)性和使用條件下的長期組織的穩(wěn)定性。除在航空發(fā)動(dòng)機(jī)和各種工業(yè)燃?xì)廨啓C(jī)中有廣泛的應(yīng)用外，還可以用于制作火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的各種高溫零部件，如發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪軸、盤、噴管等，此外，在能源動(dòng)力、石油化工，交通運(yùn)輸和玻璃建材等工業(yè)部門均有應(yīng)用，甚至可以用作低溫鋼材和耐蝕材料［4］。1.1.3GH4169高溫合金簡(jiǎn)介及應(yīng)用發(fā)展本課題主要是對(duì)GH4169高溫合金的斷裂力學(xué)性能和疲勞性能進(jìn)行研究，所以在本節(jié)將對(duì)該合金作出概述。GH4169合金是鎳一鉻一鐵基高溫合金。GH4169合金屬于鎳基變形高溫合金。鎳基合金是一種最復(fù)雜的合金。它被廣泛地應(yīng)用于制造各種高溫部件。同時(shí)，也是所有高溫合金中最為注目的一種合金。它的相對(duì)使用溫度在所有普通合金系中也是最高的。目前，先進(jìn)的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)中這種合金的比重在50%以上［5］。GH4169合金是由國際鎳公司亨廷頓分公司的Eiselstein研制成功，于1995年公開介紹的時(shí)效硬化鎳一鉻一鐵基變形合金。合金是以體心立方丫〃和面心立方丫‘相為沉淀強(qiáng)化的一種鎳基變形咼溫合金，在650°C以下具有咼的抗拉強(qiáng)度、屈服強(qiáng)度和良好的塑性，具有良好的抗腐蝕、抗輻射能、疲勞、斷裂韌性等綜合性能，以及滿意的焊接和焊后成型性能等［⑸。合金在-253?650C很寬的溫度范圍內(nèi)組織性能穩(wěn)定，成為在深冷和咼溫條件下用途極廣的咼溫合金。由于GH4169良好的綜合性能，目前被廣泛用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)盤、壓氣機(jī)軸、壓氣機(jī)葉片、渦輪盤、渦輪軸、機(jī)匣、緊固件和其它結(jié)構(gòu)件和板材焊接件等。我國于70年代開始研制GH4169合金，主要應(yīng)用于盤件，使用時(shí)間比較短，所以采用真空感應(yīng)加電渣重熔的雙聯(lián)工藝。八十年代開始應(yīng)用于航空領(lǐng)域，提咼和改進(jìn)材料質(zhì)量、提咼合金的綜合性能和使用可靠性成為主要的研究方向［16］。當(dāng)前GH4169合金的主要研究方向?yàn)椋?7］改進(jìn)冶煉工藝，量化冶煉參數(shù)，實(shí)現(xiàn)程序穩(wěn)定操作，使合金顯微組織更加均勻，從而得到優(yōu)良的屈服和疲勞強(qiáng)度以及抗裂紋擴(kuò)展止裂能力，提咼低周疲勞強(qiáng)度等；改進(jìn)熱處理工藝。目前的熱處理工藝不能很好的消除鋼錠中心的偏析，所以對(duì)組織的均勻性有不利影響，因此采用合理的均勻化退火工藝，得到細(xì)晶坯料成為現(xiàn)在的主要研究方向之一；改進(jìn)使用設(shè)計(jì)。由于GH4169的工作溫度不能高于650C，所以應(yīng)當(dāng)加強(qiáng)零部件的冷卻，充分發(fā)揮該咼溫合金的咼性能、低成本等優(yōu)點(diǎn)；提高組織穩(wěn)定性能。由于航空發(fā)動(dòng)機(jī)部件的長壽命要求，對(duì)于提高GH4169合金長期時(shí)效組織穩(wěn)定性方面也是至關(guān)重要的。本文的研究對(duì)象是直接時(shí)效GH4169鍛件，這種合金材料的化學(xué)成分如表1-1所示，其對(duì)應(yīng)的力學(xué)性能見表1-2。直接時(shí)效鍛造工藝，按照一定的質(zhì)量要求控制GH4169合會(huì)坯料，鍛造溫度比高強(qiáng)工藝更低，變形量比高強(qiáng)工藝更大，鍛后水冷、然后采用時(shí)效熱處理制度進(jìn)行熱處理。這種工藝可以保留鍛件的形變強(qiáng)化效應(yīng)，所生產(chǎn)鍛件的平均晶粒度大于10級(jí)。直接時(shí)效工藝生產(chǎn)的鍛件主要用于制造航空發(fā)動(dòng)機(jī)的重要轉(zhuǎn)動(dòng)部件，如壓氣機(jī)盤、封嚴(yán)盤、篦齒盤、渦輪盤和渦輪軸等。

表1-1GH4169合金材料化學(xué)成分及參數(shù)兀素ElementCCrNiMoAlFeTiNb含量0.0217.0050.002.800.2015.000.654.75Content(%)0.0821.0055.003.300.8021.001.155.50兀素ElementCaMgSiCuPSBiTl含量VVVVVVVVContent(%)0.0050.0050.350.300.0150.350.000030.0001兀素ElementSeSnBNCoMnAg含量VVVVVVVContent(%)0.00030.00050.00060.011.000.350.0005表1-2標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定的直;接時(shí)效GH4169鍛件性能材料標(biāo)準(zhǔn)Q/3B4054直接時(shí)效GH4169品種類別直接時(shí)效鍛件熱處理工藝720°C±10°C,8小時(shí)保溫，以55°C±15°C/h爐冷至620°C±10°C，保溫8小時(shí)后空冷拉伸性能0室溫650C°b1450MPa1170MPa^021240MPa1000MPad10%12%屮15%15%HB388kgf/mm21.2高溫合金焊接簡(jiǎn)介航空發(fā)動(dòng)機(jī)和燃?xì)廨啓C(jī)的高溫結(jié)構(gòu)件，如渦輪盤、導(dǎo)向葉片和渦輪葉片等重要部件，均可以通過前述精密鑄造或鍛造工藝制作毛胚。而另一些受熱和承載的部件，如燃燒室的火箭筒，機(jī)匣、支板、尾噴氣口調(diào)節(jié)片等，若是整體采用較大的實(shí)心鍛件通過機(jī)加工制造，加工費(fèi)用高，同時(shí)材料利用率會(huì)非常低，所以一般采用高溫合金板材沖壓-焊接結(jié)構(gòu)。即使是渦輪葉片也需要焊接耐磨層，導(dǎo)向葉片也需要焊接成組件等。高效氣冷復(fù)雜型腔高溫合金鑄造對(duì)開葉片，也需要焊接工藝將其連接在一起，所以高溫合金零件的制造離不開焊接技術(shù)［18］。接下來將對(duì)高溫合金的焊接性和已經(jīng)使用的焊接工藝做一下簡(jiǎn)介。121高溫合金的焊接性高溫合金的化學(xué)成分，隨著使用溫度的升高，變的愈來愈復(fù)雜，因而焊接時(shí)越來越困難。影響焊接性能的四大因素是材料因素、設(shè)計(jì)因素、工藝因素和服役環(huán)境［19］。高溫合金的焊接性是指在某一焊接工藝條件下，對(duì)合金產(chǎn)生裂紋的敏感性、焊后接頭組織的均勻性、焊接接頭力學(xué)性能和采取工藝措施的可行性的綜合評(píng)價(jià)［20］。高溫合金的焊接性主要受下面幾個(gè)因素影響：（1） 高溫合金的焊接裂紋敏感性。在高溫合金焊接過程中，出現(xiàn)的焊接裂紋通常有熱裂紋和再熱裂紋，其中熱裂紋分為結(jié)晶裂紋和液化裂紋，再熱裂紋主要是指應(yīng)變時(shí)效裂紋［21］。液化裂紋和結(jié)晶裂紋形成機(jī)理相同，都是由于晶間存在脆弱低熔相或共晶，在焊接產(chǎn)生的高溫條件下承受不了力的作用而開裂。兩者的區(qū)別在于結(jié)晶裂紋是液態(tài)焊縫金屬在凝固過程中形成，而液化裂紋則是由于固態(tài)的母材在熱循環(huán)的峰值溫度作用下使晶間層重新熔化后形成的［22］。應(yīng)變時(shí)效裂紋一般在沉淀強(qiáng)化高溫合金的焊接后進(jìn)行時(shí)效處理時(shí)或者焊后在高溫使用時(shí)產(chǎn)生。由于沉淀強(qiáng)化高溫合金晶體內(nèi)部由于/的大量析出得以強(qiáng)化，而晶界強(qiáng)度在高溫環(huán)境時(shí)一般低于晶內(nèi)強(qiáng)度，加上雜質(zhì)元素偏聚的不利影響，晶界進(jìn)一步弱化，從而在晶界發(fā)生塑性變形，增加了應(yīng)變時(shí)效裂紋產(chǎn)生傾向，當(dāng)晶界的實(shí)際變形量超過其塑性變形能力就會(huì)產(chǎn)生應(yīng)變時(shí)效裂紋［23］。（2） 焊接接頭組織的不均勻性。高溫合金焊接接頭組織呈現(xiàn)明顯的不均勻性，并且由于化學(xué)成分和焊接工藝的不用而明顯不同。固溶強(qiáng)化高溫合金的組織比較簡(jiǎn)單，這類合金焊接后，焊縫金屬由變形組織轉(zhuǎn)變?yōu)殍T造組織。由于焊接熔池降溫速度快，焊縫金屬會(huì)因晶內(nèi)偏析形成層狀組織，偏析嚴(yán)重會(huì)在枝晶間形成共晶組織。焊接接頭熱影響區(qū)產(chǎn)生沿晶界的局部熔化和晶粒長大，如固溶強(qiáng)化高溫合金GH1015、GH1016和GH1140就具有比較好的焊接性，焊縫組織細(xì)?。?4］。相比而言，沉淀強(qiáng)化高溫合金和鑄造高溫合金的組織就比較復(fù)雜，焊縫和熱影響區(qū)的組織成分都比較復(fù)雜。焊縫金屬在焊接過程中經(jīng)歷了熔化凝固的過程，原來的/相、碳化物相等均溶入基體中，形成單一的Y固溶體。焊縫金屬冷卻速度快，容易形成橫向枝晶很短主軸很長的枝狀晶。在枝狀晶和主軸之間會(huì)出現(xiàn)較大的成分偏析，從而在焊縫中出現(xiàn)共晶成分。在熱循環(huán)周期性很大的熱影響區(qū)會(huì)引起強(qiáng)化相yz溶解，碳化物相變，從而使熱影響區(qū)的組織變的十分復(fù)雜，影響高溫合金的性能［21］。如GH4169母材晶粒細(xì)小，多為等軸晶，屬于變形合金組織。焊縫組織與母材完全不一樣，樹枝組織明顯，枝晶軸垂直于焊縫。這種焊接接頭組織對(duì)拉伸性能影響不大，但是能明顯降低持久和疲勞性能［25］。焊縫接頭的等強(qiáng)性。高溫合金的服役環(huán)境一般要承受高溫和應(yīng)力的同時(shí)作用，因此要求高溫合金焊接接頭應(yīng)具有良好的高溫強(qiáng)度、塑性、低周疲勞性能以及良好的抗氧化耐腐蝕作用。同時(shí)希望焊接接頭的強(qiáng)度與母材一樣，即焊接接頭的等強(qiáng)性。通常高溫合金在焊接中遇到的主要問題，除了焊接中或焊后出現(xiàn)的裂紋和微裂紋，另一個(gè)就是力學(xué)性能的降低。焊接一般會(huì)使抗拉強(qiáng)度和屈服強(qiáng)度明顯降低，同時(shí)使塑性降低。此外，焊縫熔體凝固會(huì)引起元素偏析，降低氧化和抗腐蝕能力，使性能惡化。所以采用合理的焊接工藝和優(yōu)良的焊材對(duì)提高高溫焊縫接頭強(qiáng)度至關(guān)重要。如采用摩擦焊焊接高溫合金，焊接接頭強(qiáng)度系數(shù)幾乎為100%［26］。若采用異質(zhì)焊絲，接頭強(qiáng)度降低更大。焊接接頭強(qiáng)度系數(shù)是由于焊縫組織的不均勻性造成的，熱影響區(qū)晶粒組織長大，強(qiáng)化相/相的溶解，容易形成弱化區(qū)，所以在弱化區(qū)會(huì)首先出現(xiàn)塑性變形，最終導(dǎo)致斷裂失效。因此高溫合金焊接接頭的強(qiáng)度和塑性均有明顯的降低。所以應(yīng)從焊接工藝、焊接材料、焊接方法和熱處理等方面著手，優(yōu)化工藝參數(shù)，保證焊接接頭系數(shù)K接近100%0］(7高溫合金焊接的熱裂紋敏感性、接頭組織的不均勻性以及焊接接頭的等強(qiáng)性都是決定高溫合金焊接性的關(guān)鍵因素。此外，選擇合理的焊接工藝也是評(píng)價(jià)高溫合金焊接性的重要依據(jù)。因此，在高溫合金使用前，必須分析和研究高溫合金的焊接性。只有掌握了高溫合金的焊接性及其影響因素，才能順利的完成高溫合金焊接構(gòu)件的生產(chǎn)，才能保證高溫合金焊接構(gòu)件的安全使用。1.2.2高溫合金的焊接工藝由于高溫合金構(gòu)件的制造和焊接密不可分，高溫合金的焊接性和焊接工藝的研究隨著高溫合金的發(fā)展而同步發(fā)展。高溫合金構(gòu)件經(jīng)常采用的焊接方法有氬弧焊、電子束焊、釬焊和摩擦焊等，近年來瞬態(tài)液相擴(kuò)散焊也逐漸發(fā)展應(yīng)用［28-35］。這些焊接方法均已成功應(yīng)用于先進(jìn)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)上。氬弧焊焊接高溫合金已較為成熟，應(yīng)用也極為廣泛。如燃燒室火箭筒，加力燃燒室可調(diào)噴管、后安裝邊，渦輪葉片耐磨層等［36］。鎢極氬弧焊由于惰性氣體充分保護(hù)，焊縫質(zhì)量好，表面無熔渣，熱量較集中，熱影響小；設(shè)備投資少，操作簡(jiǎn)單，成本低，易實(shí)現(xiàn)自動(dòng)焊接37-38］。早在1970年，中國科學(xué)院金屬研究所郭建亭等人曾對(duì)GH2135合金板制作火箭筒采用氬弧焊焊接工藝的連接和成型問題做了研究［18］。報(bào)告指出，雖然沉淀強(qiáng)化GH2135合金板材較固溶強(qiáng)化板材的焊接抗裂性能要差，但是采用自動(dòng)氬弧焊和用GH3039作填充材料的手工氬弧焊均無裂紋和延展裂紋產(chǎn)生，焊接結(jié)果比較滿意。且GH2135火箭筒的試制和長期試車情況良好，說明氬弧焊焊接工藝可以滿足生產(chǎn)需要。電子束焊是利用加速和聚焦的電子束轟擊置于真空或非真空中的焊件所產(chǎn)生的熱能進(jìn)行焊接的方法，屬于熔焊中高能密束焊的一種［39-40］。電子束焊在焊接厚板時(shí)可不開破口，不填充焊絲，單面一次成型；焊接速度快，對(duì)材料的熱輸入較少，熱影響區(qū)小，焊后幾乎不變形；焊接過程中可精確的控制焊接參數(shù)，重現(xiàn)性好；可成功的焊接固溶強(qiáng)化型高溫合金，同時(shí)對(duì)氬弧焊難以焊接的沉淀強(qiáng)化型高溫合金也可以采用電子束焊焊接。在先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的零組件連接成型工藝中，電子束焊已經(jīng)在實(shí)際生產(chǎn)中成功應(yīng)用。如高壓渦輪機(jī)匣和高壓承力環(huán)，材料為GH2907和GH4169,火箭筒內(nèi)環(huán)和外壁組合件，材料為GH4141和GH3536；火箭筒外壁材料為GH5188和GH5605；頭部轉(zhuǎn)接段為GH5188，外機(jī)匣前段和后段為GH4169，內(nèi)套組件為GH4141等等，這些零組件均采用真空電子束焊接”］而且焊接接頭性能良好。釬焊是采用比母材熔點(diǎn)低的金屬材料作為釬料，將母材與釬料加熱到高于釬料熔點(diǎn)，而低于母材熔點(diǎn)的溫度，利用液態(tài)釬料潤濕母材，填充接頭間隙，并與母材相互擴(kuò)散而實(shí)現(xiàn)連接焊件的方法［41］，屬于固相/液相焊接。與熔焊相比，釬料熔化，而母材不熔化。優(yōu)點(diǎn)是可以防止母材組織和性能因受焊接熱輸入峰值的影響發(fā)生變化，焊接時(shí)焊件整體加熱或釬縫周圍大面積均勻加熱，焊件的相對(duì)變形量及焊接接頭殘余應(yīng)力小；可以多條釬縫或大批量的焊件同時(shí)或連續(xù)進(jìn)行焊接，焊接效率較氬弧焊和真空電子束焊高。由于釬焊只在母材數(shù)微米至數(shù)十微米以下界面反應(yīng)，通常不影響母材深層的結(jié)構(gòu)，特別適用于異種金屬的連接［21］。釬焊的缺點(diǎn)在于，高溫合金中由于含有較多的Al、Ti等活性元素，在焊接時(shí)易在合金表面形成穩(wěn)定的氧化膜，從而影響釬料的潤濕和填縫能力。因此，為了防止液態(tài)釬料高溫氧化，高溫合金通常采用真空釬焊或保護(hù)氣體釬焊。并且高溫合金釬焊溫度一般要求和固溶處理溫度一致，如果釬焊溫度過高，會(huì)造成晶粒長大，釬焊溫度過低，達(dá)不到固溶處理效果，都會(huì)影響釬焊接頭性能［42］。由于高溫合金焊件的使用溫度處于高溫條件下，有時(shí)會(huì)承受較大的應(yīng)力，為了滿足這種使用條件，往往會(huì)在釬焊后進(jìn)行擴(kuò)散處理，以此來提高焊縫組織的穩(wěn)定性和重熔溫度、增強(qiáng)接頭強(qiáng)度。釬焊在航空發(fā)動(dòng)機(jī)和燃?xì)廨啓C(jī)的應(yīng)用很廣泛，如壓氣機(jī)靜子葉片組件，渦輪導(dǎo)向葉片組件，渦輪葉片堵頭以及導(dǎo)管組件等。瞬態(tài)液相擴(kuò)散焊瞬態(tài)液相擴(kuò)散焊(TLP)是在待焊接件之間放置熔點(diǎn)較低的薄層中間層合金，然后，對(duì)連接平面施加法相載荷或不施加載荷，用夾具或點(diǎn)焊定位，在真空條件下加熱至中間層合金熔化，，潤濕母材，并在焊接面形成均勻的液態(tài)薄膜，經(jīng)過一度保溫時(shí)間，中間層中降低熔點(diǎn)元素B等向母材擴(kuò)散，使連接界面處母材熔點(diǎn)降低并發(fā)生少量溶解。由于中間層降低熔點(diǎn)元素B等元素的減少，中間層組織熔點(diǎn)隨之提高，中間層液相組織逐漸凝固；延長保溫時(shí)間，等溫凝固繼續(xù)進(jìn)行，固/液界面不斷向焊縫中心推進(jìn)，多余的溶質(zhì)元素在界面前沿富集，當(dāng)富集達(dá)到一定程度時(shí)，便形成化合物相。等溫凝固結(jié)束后繼續(xù)延長保溫時(shí)間，焊縫中心溶質(zhì)元素?cái)U(kuò)散更加充分，合金元素趨于平衡，焊縫熔點(diǎn)升高達(dá)到擴(kuò)散焊加熱溫度而進(jìn)一步擴(kuò)散，最終形成牢固的連接，實(shí)現(xiàn)了TLP焊接［42］。TLP焊接綜合了高溫釬焊和固態(tài)擴(kuò)散焊的特點(diǎn)，它既可以得到高強(qiáng)度的接頭，在連接處基本看不出焊縫的痕跡，綜合了高溫釬焊和固態(tài)擴(kuò)散焊的優(yōu)點(diǎn)。對(duì)于對(duì)開單晶葉片，連接后連接層與基體取向匹配良好，實(shí)現(xiàn)了整個(gè)葉片單晶化要求。TLP適合焊接焊接性較差的鑄造高溫合金，包括定向凝固和單晶高溫合金，也包括鑄造Ni-Al系金屬間化合物，如單晶和定向凝固的渦輪葉片、渦輪導(dǎo)向葉片等。美國P&W公司為PWA1480單晶合金配制的中間層合金是與PWA1480單晶成分接近但加入了一定量B元素的韌性箔帶，為TLPR-613。采用該中間層合金連接PWA1480合金，接頭在982°C的持久強(qiáng)度和等溫低周疲勞性能與PWA1480合金相當(dāng)⑷］。焊接的葉片已試用于F100發(fā)動(dòng)機(jī)及其他新型發(fā)動(dòng)機(jī)。Ni3Al和NiAl金屬間化合物的連接主要采用瞬態(tài)液相擴(kuò)散焊。Ni3Al合金IC6采用17P作為中間層合金。采用17P中間層合金焊接IC6合金接頭的持久性能已達(dá)到母材橫向性能水平［44］。(5)摩擦焊摩擦焊是利用焊件接觸面相對(duì)運(yùn)動(dòng)中相互摩擦所產(chǎn)生的熱，使端部達(dá)到熱塑性狀態(tài)，然后迅速頂鍛，完成焊接的一種方法。摩擦焊有許多地方與閃光焊和電阻焊相似，如焊接接頭多為圓形截面對(duì)接，焊接循環(huán)時(shí)間也大致相似，先接合面加熱再頂鍛。其最大的不同在于，閃光焊和電阻焊利用電阻熱源，而摩擦焊則是利用摩擦生熱［21］。與閃光焊、電阻焊相比較而言，摩擦焊有以下優(yōu)點(diǎn)：接合表面的清潔度，因?yàn)槟Σ梁高^程中能破壞和清除表面層；受熱更集中于接合面處，因?yàn)槿磕芰康霓D(zhuǎn)換僅發(fā)生在接合面，所以焊接接頭熱影響區(qū)很窄；局部受熱與不發(fā)生熔化使得其比其他焊接方法更適合于異種金屬的連接；大多數(shù)情況，接頭強(qiáng)度與母材一樣高，并且接頭性能穩(wěn)定等等。摩擦焊是一種廣泛應(yīng)用的高效、可靠、節(jié)能及環(huán)保的固態(tài)焊接方法。我國目前生產(chǎn)的先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)鼓筒組件就是采用慣性摩擦焊將5個(gè)DAGH4169壓氣機(jī)盤焊在一起的。1.3本文研究?jī)?nèi)容及主要工作焊接結(jié)構(gòu)中存在的缺陷在較大的外界負(fù)載作用下，高溫合金焊接接頭將可能失穩(wěn)擴(kuò)展，