石凤仙, 孙智君, 滕跃飞, 曹 玮

(中国航发商用航空发动机有限责任公司, 上海 200241)

涡轮叶片作为航空发动机的关键部件，长期服役在高热冲击和复杂循环热应力的环境下[1-2]，其所用材料经历了从变形高温合金、铸造等轴晶高温合金、定向柱晶高温合金到单晶高温合金的发展历程。单晶高温合金因为没有晶界，少含或不含晶界强化元素，初熔温度较高，可进行较高温度的固溶热处理，从而能显著提高材料的高温力学性能。由于单晶高温合金具有良好的高温持久性能、抗热疲劳性能、抗氧化性能以及抗腐蚀性能等，在航空发动机及燃气轮机上被广泛应用[3]，许多国家都把采用单晶高温合金叶片作为提高航空发动机力学性能的一个重要措施[4]。

为了获得镍基单晶合金涡轮叶片的疲劳极限和应力-寿命(S-N)曲线，对某批次镍基单晶合金涡轮叶片进行振动疲劳试验，试验后发现叶片发生了开裂。为找到开裂的原因，笔者对产生裂纹的叶片进行了一系列理化分析，以期为优化单晶叶片的制造工艺提供依据。

1 理化检验

1.1 宏观观察

对开裂叶片进行宏观观察，发现叶片进气边叶根部位和榫头伸根部位存在裂纹。进气边叶根裂纹主要有两种，一种先沿与主应力垂直方向扩展，后沿与叶片轴向呈45°角方向扩展，长约14 mm，裂纹位置及宏观形貌如图1a)中标记1-1所示；另一种与叶片轴向呈45°角贯穿至榫头伸根部位，长约11 mm，裂纹位置及宏观形貌如图1a)中标记1-2所示；……