《飞机维修专业毕业设计》

飞机维修专业毕业设计

飞机发动机用的高温合金的强化方法及热处理的探讨

所属学院    航空装备维修工程学院   

专    业    飞机维修               

班    级    飞机1201              

学    号     XX00        

姓    名     邱                

指导老师     邓                  

XX年 05月30日

诚 信 声 明

本人郑重声明：所呈交的毕业设计，是本人在指导老师的指导下，独立进行研究所取得的成果。尽我所知，除了设计（论文）中特别加以标注和致谢的地方外，不包含其他人已经发表或撰写过的研究成果。本人完全意识到本声明的法律结果由本人承担。

毕业设计者签名：

年    月    日

XX届毕业生毕业设计任务书

专业：飞机维修班级：飞机1201学号：XX00 姓名：邱

一、毕业设计题目

飞机发动机用的高温合金的强化方法及热处理探讨

二、毕业设计内容

(a)摘要

此文是飞机维修专业学生毕业论文。通过对航空事故中与发动机有关的事故分析，和在发动机上使用的合金要求，来探讨其发动机用的高温合金的强化方法及热处理。

(b)正文

一.航空材料是航空工业主要基础

二.  航空事故中与发动机有关的事故分析

三.  合金介绍及航空发动机高温合金使用种类

四.  飞机用的发动机高温合金强化方法及热处理

三、毕业设计要求

1. 中心论点明确、

2. 章节层次分明、

3. 语言精练简洁、

4. 条理清晰明朗。

四、联系信息

1.指导教师空间账号：

联系电话：15973

2.学生空间账号：

学生签名： 邱                       指导教师签名：邓

XX年5月30日                    XX年12 月 30日

目录

摘要…………………………………………………………………1

第一章 航空材料是航空工业主要基础

1.1航空材料的性能要求……………………………………… 2

1.2航空产品的高可靠性、多样性…………………………… 3

1.3发展低成本航空材料……………………………………… 3

第二章 航空发动机故障引起的飞行事故

2.1航空发动机事故事例……………………………………… 4

第三章 合金介绍及航空发动机高温合金使用种类

3.1合金………………………………………………………… 6

3.2合金类型…………………………………………………… 6

3.2.1混合物合金………………………………………… 6

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3.2.2固溶体合金………………………………………… 6

3.2.3金属互化物合金…………………………………… 6

3.3航空发动机高温合金使用种类…………………………… 6

3.3.1镍基………………………………………………… 7

3.3.2铁基………………………………………………… 7

3.3.3钴基………………………………………………… 7

第四章 飞机用的发动机高温合金强化方法及热处理

4.1常用高温合金强化手段…………………………………… 9

4.1.1固溶强化…………………………………………… 9

4.1.2沉淀强化…………………………………………… 9

4.1.3晶间强化…………………………………………… 9

4.1.4形变强化…………………………………………… 9

4.2高温合金热处理…………………………………………… 10

4.2.1主要内容及适用范围……………………………… 10

4.2.2引用标准…………………………………………… 10

4.2.3常用高温合金及热处理规范……………………… 10

4.2.3.1铁基变形高温合金………………………… 11

4.2.3.2镍基变形高温合金………………………… 11

4.2.3.3铸造高温合金……………………………… 12    

第五章 航空热处理的重要性

参考文献 …………………………………………………………… 14

致谢 ………………………………………………………………… 15

飞机发动机用的高温合金的强化方法及热处理探讨

摘要

随着如今社会的发达，人们追求物质生活也越来越高，出行交通方式也多种多样，然而更多的人喜欢乘坐飞机出行，因为它安全性能高，时间短。为满足这些需求，在飞机上使用的合金材料就至关重要，特别是发动机上使用的高温合金，因为它的使用是保证发动机在高温下高速运转，维持飞机飞行的前提条件。接下来，本文就是针对飞机发动机用的高温合金的强化方法及热处理的探讨。

关键词： 镍基 铁基 钴基 固化强化 沉淀强化 晶间强化 形变强化

一、航空材料是航空工业主要基础

航空材料与航空技术的关系极为密切，航空航天材料在航空产品发展中具有极其重要的地位和作用：航空材料既是研制生产航空产品的物质保障，又是推动航空产品更新换代的技术基础。

1.1 航空产品特殊的工作环境对航空材料的性能要求集中表现在“轻质高强、高温耐蚀”。

所谓“轻质高强”是指，要求材料的比强度高，即要求材料不但强度（静强度高、能承受大过载、疲劳强度高）高而且密度小。航空工业有一句口号叫做“为每一克减重而奋斗”，反映了减重对于航空产品的重大经济意义（见表1.1）。而且材料减重对飞机减重的贡献也越来越大，所以轻质高强是航空材料必须满足的首要性能要求。

“高温耐蚀”的“高温”是指航空材料要能耐受较高的工作温度。对机身材料，气动力加热效应使表面温度升高，需要结构材料具有好的高温强度；对发动机材料，要求涡***和涡轮叶片材料要有好的高温强度和耐高温腐蚀性能。

“耐蚀”是指航空材料要有优良的抗腐蚀，特别是抗应力腐蚀、腐蚀疲劳的能力。 当然，除以上性能外，对某些材料还要求有其他方面的性能，如：非金属材料要具有良好的耐老化性能和耐气候性能；透明材料要具有良好的光学性能；电工材料具有良好的电学性能；以及防火安全性能等等。

1.2 航空产品的高可靠性、多样性对航空材料提出了更高的质量要求。

航空器是技术密集、高集成度的复杂产品，只有采用质地优良的航空材料才能制造出安全可靠、性能优良的飞机、发动机。

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航空产品的多样性和小批量生产，导致了航空材料研制和生产上的多品种、多规格、小批量、技术质量要求高等特点。

1.3 航空产品降低成本的需求导致要发展低成本航空材料。

新型号的先进飞机价格不断攀升，各航空技术领先的国家和地区都先后对航空产品提出了“买得起”的要求。而材料在航空产品的成本和价格构成中占有相当份额，所以科学地选材和努力发展低成本材料技术是航空材料发展的重要方向。

二、航空发动机故障引起的飞行事故

2.1 航空燃气涡轮发动机是一种高度复杂和精密的热力机械。为追求性能，它的工作工作温度、压力和转速都很高，而且在不同部位和不同工况下不断变化，其零件的耐温度、应力和疲劳的能力无所不用其极。由于设计不周、试验不足、材料瑕疵、工艺缺陷、使用欠当、环境变化或偶然因素，都有可能导致发动机故障。有时候一些难以预料的偶然因素导致的一个小零件的失效甚至可酿成灾难性

的飞行事故。

据统计，在飞机机械故障中，由发动机引起的约占一半；在发动机故障中，结构故障占70%，；在发动机结构故障中，疲劳故障占大部分，其中尤以高周疲劳（hcf）为甚。美国军方在1982~1996年由于高周疲劳引起的发动机故障占发动机a级（飞行员死亡或飞机损失在100万美元以上）故障的56%。

1987年一年内，美国海军损失了9架f/a-18战斗机，其中4架是f由于404发动机钛合金零件着火引起的。在f404发动机投入使用6~7年而且累计飞行超过100万小时从未发生过钛合金零件着火，但是到了1987年却突然冒出来严重影响飞行安全的严重问题。分析后认为，由于高压压气机叶片在外来物冲刷下磨蚀，自振频率有所改变，在某些工况下引起叶片断裂。碎片卡在钛合金转子叶片和机匣之间摩擦生热，引起钛合金自燃。改进的措施是对叶片进行加强和调频，钛合金压气机机匣改为合金钢制造，外涵机匣改为pmr15树脂基复合材料。

1990年年底，f101发动机连续两次发生风扇叶片锁紧用的卡环折断，造成风扇叶片脱落引起发动机着火，使得美国空军97架b-1b轰炸机两次停飞，未能参与1991年1月17日开始的"沙漠风暴"空袭行动。此时f101发动机已累计工作10万小时。据分析，卡环折断的原因是，风扇叶片工作一段时间被吸入的沙石磨蚀，叶型发生变化，从而改变了叶片的自振频率，振动应力很大。如果叶片上有小的缺陷或损伤，就会使叶片折断，只要有一个叶片折断，转子的平衡就被破坏，转子发生高频振动，导致卡环断裂，造成更多的叶片从***上脱落，使发动机着火。改进的措施是通过更换材料和加大尺寸加固卡环、在风扇根部加装减振块和后来的对叶片表面进行激光冲击强化处理。

仅1994年7~9月的两个月，就有4架安装f110发动机的f-16战斗机坠毁，造成350架f-16飞机停飞。经研究后发现，事故的原因是发动机高压涡轮轴后端的封严蓖齿环断裂，断裂的碎片打坏低压涡轮，最终造成发动机损坏。实际上，早在1988年就有一架装备f101发动机的b-1b轰炸机也是由于发动机高压涡轮轴后端的封严环断裂而失事。当时认为是由于蓖齿间隙留得不够而造成的。因此，从1989年起，新生产的发动机的蓖齿间隙加大了两倍。这次f-16飞机事故发生后，发现是蓖齿间隙过大引起封严环断裂。于是，又恢复到原来的间隙，并改换了减振衬套。f110发动机是在1985年投入使用的。

三、 合金介绍及航空发动机高温合金使用种类

3.1 合金

合金是由两种或两种以上的金属与非金属经一定方法所合成的具有金属特性的物质。一般通过熔合成均匀液体和凝固而得。根据组成元素的数目，可分为二元合金、三元合金和多元合金。中国是世界上最早研究和生产合金的国家之一，在商朝（距今3000多年前）青铜（铜锡合金）工艺就已非常发达；公元前6世纪左右（春秋晚期）已锻打（还进行过热处理）出锋利的剑(钢制品)。

3.2 合金类型

3.2.1 混合物合金（共熔混合物），当液态合金凝固时，构成合金的各组分分别结晶而成的合金，如焊锡、铋镉合金等；

3.2.2 固熔体合金，当液态合金凝固时形成固溶体的合金，如金银合金等；

3.2.3 金属互化物合金，各组分相互形成化合物的合金，如铜、锌组成的黄铜（β-黄铜、γ-黄铜和ε-黄铜）等。

合金的许多性能优于纯金属，故在应用材料中大多使用合金(参看铁合金、不锈钢)。

3.3航空发动机高温合金使用种类

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高温合金三个主要类型：

铁基高温合金是18-8奥氏体不锈钢基础上发展起来的，使用温度比镍合金合金低，在600--800度范围内，有较好的综合性能，可作为燃气轮机中工作温度在750度左右的结构材料。镍基高温合金广泛用于制造航空发动机各类燃气轮机的最热端部件。目前镍基合金能承受的最高温度为1000度左右，是高温合金中的最重要材料。钴基高温合金的组织稳定性好，导热性比镍基合金稍高，而热膨胀性系数较低，因此对制作长寿命得而静载部件或承受热疲劳的大构件都有很高价值。

3.3.1 镍基高温合金(以下简称镍基合金)是30年代后期开始研制的。英国于1941年首先生产出镍基合金nimonic 75(ni-20cr-0.4ti)；为了提高蠕变强度又添加铝，研制出nimonic 80(ni-20cr-2.5ti-1.3al)。美国于40年代中期，苏联于40年代后期，中国于50年代中期也研制出镍基合金。镍基合金的发展包括两个方面：合金成分的改进和生产工艺的革新。50年代初，真空熔炼技术的发展，为炼制含高铝和钛的镍基合金创造了条件。初期的镍基合金大都是变形合金。50年代后期，由于涡轮叶片工作温度的提高，要求合金有更高的高温强度，但是合金的强度高了，就难以变形，甚至不能变形，于是采用熔模精密铸造工艺，发展出一系列具有良好高温强度的铸造合金。60年代中期发展出性能更好的定向结晶和单晶高温合金以及粉末冶金高温合金。为了满足舰船和工业燃气轮机的需要，60年代以来还发展出一批抗热腐蚀性能较好、组织稳定的高铬镍基合金。在从40年代初到70年代末大约40年的时间内，镍基合金的工作温度从 700℃提高到1100℃，平均每年提高10℃左右。

3.3.2 铁基高温合金是从奥氏体不锈钢发展起来的。40年代，发现在18-8型不锈钢中加入钼、铌、钛等元素可提高这种钢在500～700℃条件下的持久强度，从而制成以美国牌号 16-25-6(fe-25ni-16cr-6mo)为代表的加工硬化型奥氏体耐热钢。为了适应航空工业对耐高温材料的需要，发展出一系列沉淀强化型fe-ni-cr系、fe-ni-co-cr系高温合金，如a286、incoloy 901等。第二次世界大战期间，德、日等国迫于战争需要和镍资源缺乏,发展出fe-cr-mn系、fe-ni-cr-mn系高温合金。这样就逐步形成铁基高温合金系列。50年代，美国为节约镍资源还研制出无镍的af-71(fe-cr-mn系)合金,用于制造燃气轮机部件。中国结合本国资源条件，于50年代末开始研制铁基合金，发展出一系列fe-ni-cr系固溶强化型、沉淀强化型的高温合金,如gh140、gh130、gh135、k13、k14等。

3.3.3 20世纪30年代末期，由于活塞式航空发动机用涡轮增压器的需要，开始研制钴基高温合金。1942年﹐美国首先用牙科金属材料vitallium (co-27cr-5mo-0.5ti)制作涡轮增压器叶片取得成功。在使用过程中这种合金不

断析出碳化物相而变脆。因此﹐把合金的含碳量降至0.3%，同时添加2.6%的镍，以提高碳化物形成元素在基体中的溶解度，这样就发展成为ha-21合金。40年代末，x-40和ha-21制作航空喷气发动机和涡轮增压器铸造涡轮叶片和导向叶片，其工作温度可达850-870℃。1953年出现的用作锻造涡轮叶片的s-816，是用多种难熔元素固溶强化的合金。从50年代后期到60年代末，美国曾广泛使用过4种铸造钴基合金：wi-52，x-45，mar-m509和fsx-414。变形钴基合金多为板材，如l-605用于制作燃烧室和导管。1966年出现的ha-188，因其中含镧而改善了抗氧化性能。苏联用于制作导向叶片的钴基合金∏k4﹐相当于ha-21。钴基合金的发展应考虑钴的资源情况。钴是一种重要战略资源，世界上大多数国家缺钴，以致钴基合金的发展受到限制。

四、飞机用的发动机高温合金强化方法及热处理

4.1 常用的高温合金强化手段有以下四种方法：

4.1.1 固化强化

固溶强化型高温合金的主要热处理方式是固溶处理。合金元素在金属中产生固溶强化作用的先决条件是在基体中有一定的溶解度，从而改变了基体点阵常数，点阵常数的变化谁固溶强化效果的显著标志。固溶强化型高温合金，时效不能强化（或时效强化倾向不明显）典型的牌号如gh30、gh39、gh43等。

4.1.2 沉淀强化

利用碳化物相或金属间化合物相时效析出，引起沉淀强化。主要靠碳化物相强化的典型牌号如gh36等，主要靠金属间化合物相强化的典型牌号是gh132、gh135等。沉淀型高温合金的热处理是1050℃~1200℃固溶处理后经600℃~800℃时效。

4.1.3 晶间强化

加入微量的硼，锆稀土等元素，其目的可以净化晶界，与有害杂质形成高熔点的化合物，减少晶界缺陷。使合金元素在晶界上的扩散程度降低，从而提高合金的热强性。

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适当的热处理。晶界碳化物类型和分布状态与合金成分，热处理状态有关，因而对钢的性能有所影响。

4.1.4 形变强化

形变强化往往与热处理密切配合，故常称之“形变热处理”。形变热处理是一种强化合金的手段，即通过变形来影响合金内部的组织结构（如晶粒细化，晶界状态的改变，嵌镶块破碎、位错和其他晶体缺陷的密布分布情况的改变以及强化相均匀弥散的析出等）来达到。根据变形温度的高低，高温合金的形变热处理可以分为下述三类：室温形变热处理（冷加工强化）、中温形变热处理（亦称半热硬化或温加工强化）、高温形变热处理（热加工强化）。

4.2 高温合金热处理

4.2.1主题内容与适用范围

本标准规定了高温合金的热处理设备，工艺、工艺材料，工艺过程的控制及质量检验等。

本标准适用于常用高温合金的热处理。专用技术文件或订货合同另有规定者除外。

4.2.2 引用标准

gbn 175高温合金牌号

gb 228金属拉伸试验法

gb 230金属洛氏硬度试验方法

gb 231金属布氏硬度试验方法

gb 6395金属高温拉伸持久试验方法

gb 7232金属热处理工艺术语

gb 9452热处理炉有效加热区测定方法

gb 10066.1电热设备的试验方法  通用部分

gb 10067.1电热设备基本技术条件  第一部分  通用部分

gb 10067.4电热设备基本技术条件  第四部分  间接电阻炉

4.2.3 常用高温合金及热处理规范

常用高温合金牌号及化学成分按 gbn 175 规定。

常用铁基变形高温合金热处理规范按表 1 规定。

常用镍基变形高温合金规范处理按表2规定。

铸造高温合金热处理按表3规定。

五、航空热处理的重要性

航空热处理是航空产品性能和质量的重要保证之一。航空产品高性能和安全可靠的特点，要求其热处理应严格、精确、稳定。为此，首要条件是建立完整的航空热处理标准体系和齐全的航空热处理标准，从而规范航空热处理生产，这是航空热处理标准特点之一。航空热处理标准另一个特点是适用性和可操作性强，热处理工艺参数、设备与工艺材料要求、质量控制和检验等方面都规定得很具体、细致，航空企业热处理生产、规划发展、技术改造都认真按标准进行。航空热处理为适应航空新材料和精密制造技术发展，大量采用了先进热处理技术，并以航空标准形式总结反映出来；同时，改革开放以来航空工业在国际合作中消化吸收了国外先进标准，所以航空热处理标准第三个特点是具有先进性。航空热处理标准共分6大类： 热处理基础标准、质量控制与检验标准、材料热处理标准、表面和化学热处理标准、特种热处理标准、工艺材料标准。

总之航空材料热处理是重中之重。

参考文献：

1.刘.《航空材料及热处理》.国防工业出版社.

2.龙.航空发动机故障引起的飞行事故及其对策.超级大本营，论坛，军事版.

3.徐.《耐热钢及高温合金生产加工及应用手册》.冶金工业出版社.

4.王.《航空热处理标准手册》.航空工业出版社.

5.佚名.《机械行业标准高温合金热处理》.机械科学研究院出版社.

致谢

历时将近两个月的时间终于将这篇论文写完，在论文的写作过程中遇到了无数的困难和障碍，都在同学和老师的帮助下度过了。尤其要强烈感谢我的论文指导老师—邓岚老师，他对我进行了无私的指导和帮助，不厌其烦的帮助进行论文的修改和改进。另外，在校图书馆查找资料的时候，图书馆的老师也给我提供了很多方面的支持与帮助。在此向帮助和指导过我的各位老师表示最衷心的感谢！

感谢这篇论文所涉及到的各位学者。本文引用了数位学者的研究文献，如果没有各位学者的研究成果的帮助和启发，我将很难完成本篇论文的写作。

感谢我的同学和朋友，在我写论文的过程中给予我了很多素材，还在论文的撰写和排版过程中提供热情的帮助。