[发明专利]基于错配度的镍基高温合金涡轮叶片服役损伤评价方法

说明书

本申请属于镍基高温合金涡轮叶片领域，特别涉及一种基于错配度的镍基高温合金涡轮叶片服役损伤评价方法。步骤一：确定叶片的服役温度及应力分布；步骤二：获取不同梯度变化的持久力学试样，开展高温持久力学试验；步骤三：并构建γ/γ′两相错配度、组织损伤程度及力学性能三者之间的关联数据库；步骤四：获取真实服役叶片组织损伤最严重位置的横截面的γ'相形貌、γ'相体积分数及γ/γ′两相错配度；步骤五：构建叶片服役损伤评价表，对叶片的损伤情况进行等级评价；步骤六：对待评价叶片组织损伤最严重位置的横截面的γ/γ′两相错配度进行测量，并根据叶片服役损伤评价表，得到待评价叶片的服役损伤评价情况。本申请可提高叶片服役损伤评价准确性。

技术领域

本申请属于镍基高温合金涡轮叶片领域，特别涉及一种基于错配度的镍基高温合金涡轮叶片服役损伤评价方法。

背景技术

航空发动机涡轮叶片是发动机的核心部件之一，也是易损件。随着航空发动机综合性能的不断提升，发动机涡轮前温度越来越高，给涡轮叶片服役时的安全性和可靠性带来巨大隐患。镍基高温合金熔点高，具有良好的抗氧化性和耐燃气腐蚀能力强等特点，在航空发动机涡轮叶片制造中得到广泛应用。镍基高温合金主要由2个近似共格的γ/γ′相组成，γ′相有序的镶嵌在共格的基体γ相中，但因二相晶格常数存在差异，共格会发生畸变，产生初始错配度δ，一般定义δ＝2(α_r′-α_r)/(α_r′+α_r)，其中α_r和α_r'分别表示γ相和γ′相的点阵常数。在一定温度和应力的作用下，由于γ/γ′两相晶格常数和热膨胀系数不同，镍基高温合金内部会产生不均匀的错配应力，从而导致镍基高温合金γ/γ′两相错配度发生变化。γ/γ′两相晶格错配度大小直接影响到镍基高温合金的微观组织结构特征与力学性能。随着镍基高温合金γ/γ′两相晶格错配的不断增大，合金组织稳定性能变弱，γ′相从原始的方格状演变为球状，再由球状演变为不规则形状，使γ/γ′两相之间结合力变弱，力学性能也随之减弱。因此，对镍基高温合金涡轮叶片γ/γ′两相错配度研究有利于了解服役叶片组织演变情况，从而对叶片服役温度和损伤进行评价。

目前叶片服役损伤评价方法一般采用将叶片解剖后，通过组织与力学性能的退化关系对叶片服役损伤进行评价。现有技术存在以下缺点：耗时较多，且工作效率较低；叶片基体组织损伤评价参量过于单一，只考虑到γ'相的尺寸变化，并未考虑γ'相体积分数及γ/γ′两相错配度；在服役温度评估时，在组织模拟中一般只考虑到温度的影响，没有考虑的叶片受其他载荷的作用，可能对组织损伤评价图谱的建立有一定的影响；在叶片服役损伤评价时，未能对叶片从榫头到叶尖高度方向组织进行观察，未能选取出涡轮叶片温度最高，组织损伤最严重的横截面进行组织损伤评价，对叶片服役损伤评价结果的准确性具有一定影响。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种基于错配度的镍基高温合金涡轮叶片服役损伤评价方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种基于错配度的镍基高温合金涡轮叶片服役损伤评价方法，包括：

步骤一：根据真实服役叶片温度场及应力场仿真计算结果，确定叶片的服役温度及应力分布；

步骤二：获取不同梯度变化的持久力学试样，模拟服役条件下对所述持久力学试样开展高温持久力学试验；

步骤三：测试所述持久力学试样的不同组织损伤程度的高温持久力学性能及γ/γ′两相错配度，并构建γ/γ′两相错配度、组织损伤程度及力学性能三者之间的关联数据库，所述组织损伤程度通过γ'相形貌、γ'相体积分数及γ/γ′两相错配度来表征；

步骤四：获取真实服役叶片，并截取真实服役叶片组织损伤最严重位置的横截面，获取该横截面的γ'相形貌、γ'相体积分数及γ/γ′两相错配度；