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作为航空发动机中工作环境最恶劣、结构最为复杂的热端部件,航空涡轮叶片是发动机中最核心的部件之一,随着先进航空发动机的发展,涡轮叶片服役温度和工作载荷不断提升,先进单晶涡轮叶片的制造技术已经成为了航空工业的关键技术[1]。因而,研究新型高性能单晶涡轮叶片的制备、优化工艺,探讨其力学性能和失效机制具有重要的实用意义。本文主要针对一种低铼高性能镍基单晶高温合金,采用快速凝固法(HRS)制备单晶涡轮叶片,研究定向凝固参数对涡轮叶片组织的影响;另外还探讨了热处理工艺对合金微观组织和力学性能的影响;最后测定了单晶试样的室温强度和高温蠕变性能,分析其断裂机理。研究结果如下:单晶涡轮叶片凝固规律研究表明:对于新型高温合金和选定涡轮叶片结构,一次枝晶间距随抽拉速度的加快和型壳保温温度升高而减小,并且当抽拉速度为1mm/min和4mm/min时都会导致铸件出现杂晶。制备的涡轮叶片各部位组织不均,叶片壁厚较厚处一次枝晶间距、共晶相面积相对壁厚较薄处更大。枝晶臂处强化相尺寸远大于枝晶轴处。热力学模拟和实验研究表明:合适的热处理不仅能够消除低温共晶相,还可以极大的改善铸态合金不均匀的组织。工艺参数对热处理效果的影响表现为:较低的固溶温度无法完全消除共晶相和粗大的γ’相组织,较高的固溶温度会使得组织微熔。合金中析出的γ’相尺寸随时效温度的升高逐渐增加,立方度先增加后减少;固溶时间和时效时间过长都会导致γ’相边角圆钝。对合金的室温强度研究表明:枝晶组织的枝晶轴处的硬度最高,超过410HV,枝晶间的共晶组织显微硬度远低于枝晶内部,仅有约365HV;热处理能够消除这种性能差异并使合金最高硬度提升到450HV;热处理后合金室温抗拉强度能够达到1030MPa。室温下合金的断裂方式为脆性断裂。新型镍基单晶合金的高温蠕变性能研究表明:在1100℃/100MPa、1100℃/120MPa、1100℃/140MPa三种测试条件下寿命分别为450h、260h、100h左右。在此温度下,合金的蠕变第一阶段不明显,迅速进入第二阶段。第二阶段的持续时间随应力增加显著缩短。其断裂都是蠕变微孔聚集长大所引起的。在1100℃蠕变过程中合金组织发生了明显的垂直应力轴的形筏现象,随应力增加筏形组织不断增厚,形筏方向在靠近断口处产生小角度改变,断口处的筏形已经完全破碎。