CN105122054A - 涡轮发动机部分的断裂面的分析方法 - Google Patents

涡轮发动机部分的断裂面的分析方法 Download PDF

Info

Publication number
CN105122054A
CN105122054A CN201480022421.2A CN201480022421A CN105122054A CN 105122054 A CN105122054 A CN 105122054A CN 201480022421 A CN201480022421 A CN 201480022421A CN 105122054 A CN105122054 A CN 105122054A
Authority
CN
China
Prior art keywords
fracture
crackle
temperature
foregoing
sample
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201480022421.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN105122054B (zh
Inventor
法布里斯·科拉顿
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of CN105122054A publication Critical patent/CN105122054A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105122054B publication Critical patent/CN105122054B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N3/02—Details
    • G01N3/06—Special adaptations of indicating or recording means
    • G01N3/068—Special adaptations of indicating or recording means with optical indicating or recording means
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M5/00—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings
    • G01M5/0016—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings of aircraft wings or blades
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M5/00—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings
    • G01M5/0033—Investigating the elasticity of structures, e.g. deflection of bridges or air-craft wings by determining damage, crack or wear
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N21/00—Investigating or analysing materials by the use of optical means, i.e. using sub-millimetre waves, infrared, visible or ultraviolet light
    • G01N21/17—Systems in which incident light is modified in accordance with the properties of the material investigated
    • G01N21/25—Colour; Spectral properties, i.e. comparison of effect of material on the light at two or more different wavelengths or wavelength bands
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N3/08—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying steady tensile or compressive forces
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N33/00—Investigating or analysing materials by specific methods not covered by groups G01N1/00 - G01N31/00
    • G01N33/20—Metals
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N33/00—Investigating or analysing materials by specific methods not covered by groups G01N1/00 - G01N31/00
    • G01N33/20—Metals
    • G01N33/204—Structure thereof, e.g. crystal structure
    • G01N33/2045—Defects
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06V—IMAGE OR VIDEO RECOGNITION OR UNDERSTANDING
    • G06V20/00—Scenes; Scene-specific elements
    • G06V20/60—Type of objects
    • G06V20/69—Microscopic objects, e.g. biological cells or cellular parts
    • G06V20/698—Matching; Classification
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01J—ELECTRIC DISCHARGE TUBES OR DISCHARGE LAMPS
    • H01J37/00—Discharge tubes with provision for introducing objects or material to be exposed to the discharge, e.g. for the purpose of examination or processing thereof
    • H01J37/26—Electron or ion microscopes; Electron or ion diffraction tubes
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/0058—Kind of property studied
    • G01N2203/006—Crack, flaws, fracture or rupture
    • G01N2203/0062—Crack or flaws
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/0058—Kind of property studied
    • G01N2203/006—Crack, flaws, fracture or rupture
    • G01N2203/0067—Fracture or rupture
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/02—Details not specific for a particular testing method
    • G01N2203/022—Environment of the test
    • G01N2203/0222—Temperature
    • G01N2203/0226—High temperature; Heating means
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/02—Details not specific for a particular testing method
    • G01N2203/06—Indicating or recording means; Sensing means
    • G01N2203/0641—Indicating or recording means; Sensing means using optical, X-ray, ultraviolet, infrared or similar detectors
    • G01N2203/0647—Image analysis

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Analytical Chemistry (AREA)
  • Immunology (AREA)
  • Pathology (AREA)
  • Biochemistry (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Medicinal Chemistry (AREA)
  • Food Science & Technology (AREA)
  • Crystallography & Structural Chemistry (AREA)
  • Biomedical Technology (AREA)
  • Molecular Biology (AREA)
  • Multimedia (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Spectroscopy & Molecular Physics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Investigating And Analyzing Materials By Characteristic Methods (AREA)
  • Sampling And Sample Adjustment (AREA)
  • Investigating Or Analyzing Materials Using Thermal Means (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
  • Testing Resistance To Weather, Investigating Materials By Mechanical Methods (AREA)
  • Radiation Pyrometers (AREA)

Abstract

一种钛铝涡轮机零件断裂或裂纹面(10)的分析工艺，包括至少一个以下步骤：a)在所述裂面上标记解理刻面的位置与方向，以便识别断裂或裂纹的起始区域并确定所述断裂或裂纹的扩展方向；b)对所述裂面进行检查并对存在等轴晶粒和/或层状晶粒的区域进行检测，以便对已经产生断裂或裂纹的温度进行评估；以及c)将所述表面的回火色与回火色比色表中的样品的回火色进行比较，以便评估断裂或裂纹的扩展速度。

Description

涡轮发动机部分的断裂面的分析方法
技术领域
本发明涉及一种涡轮发动机金属零件断裂或裂纹面的分析方法，尤其是由钛铝基金属合金制成的零件。
现有技术
涡轮发动机零件可能在其开发过程中或使用期间裂缝或断裂。因此在实验室对称为“面”的断裂或裂纹面进行了分析(断口金相学)。所说的面对应于零件的断裂表面或在实验室打开未断的有裂纹的零件之前的裂纹表面。对所述面的分析应使得有可能对零件如何以及为什么断裂或产生裂缝进行解释。该分析的主要目的具体是定位裂纹或断裂的起始区域，确认零件的任何冶金特性或几何特性，确定裂纹或断裂的类型(突发的、振动的或循环的)以及导致断裂或裂纹等对零件进行载荷(弯曲、扭转或牵拉)的方法。
可以读取由镍或钴基金属合金制成的涡轮发动机零件的断裂或裂纹面，并且进行上述分析没有太多困难，因为所述面相对光滑，且断裂或裂纹的起始区域可以从在所述面上能够看到的宏观与微观疲劳辉纹的形状和方向来推断。
新的金属合金，尤其是钛铝基金属合金，用于制造涡轮发动机零件，所述新的合金具有如镍基合金的抗性且具有重量较轻的优点。一旦发生断裂或裂缝，研究这些新的合金的行为是非常有必要的。
文献研究和实验室实验(牵拉、高周疲劳、低周疲劳、蠕变等)表明，这些新的合金并不是以常规方式产生裂纹和断裂，从而很难定位断裂或裂纹的起始位置、断裂或裂纹的扩展方向、随着疲劳逐渐产生的裂纹与突发断裂之间的区别。
特别是当观察钛铝基合金(如Ti48-2-2)制成的涡轮叶片的断裂面时，注意到该面是均匀的，并且很难定位断裂的起始区域、所述断裂的扩展方向以及断裂类型。
因此，的确需要一种对由所述简单、高效、经济的新金属合金生产的零件所述面进行分析的方法，可应用在评估损害分析的领域。
发明内容
本发明提出一种涡轮发动机金属零件断裂或裂纹面的分析方法，尤其是由极其脆弱的断裂材料，如钛铝基合金制成的零件，所述面对应于断裂表面或在实验室打开未断的有裂纹的零件之前的裂纹表面，其特征在于，所述方法包括至少一个以下步骤：
a)在所述面上识别解理刻面的位置与方向，以便识别所述断裂或裂纹的起始区域并确定所述断裂或裂纹的扩展方向；
b)对所述面进行检查并对存在等轴晶粒和/或层状晶粒的区域进行检测，以便评估发生断裂或裂纹的温度，以及
c)将所述面的回火色与回火色比色表中的样品的回火色进行比较，所述样品由与零件相同的材料生产且在预定的温度下进行预定时长的氧化热处理，以便评估断裂或裂纹的扩展速度。
根据本发明的方法包括的步骤越多，零件的所述面的分析越完整。该方法可包括仅有步骤a)，仅有步骤b)，仅有步骤c)，步骤a)和b)，步骤a)和c)，步骤b)和c)或步骤a)、b)和c)。
步骤a)、b)和/或c)按任何顺序进行，但优选按上述顺序进行。
根据本发明的方法使得有可能对断裂或裂纹的起始区域进行精确定位(步骤a))，以便知晓发生断裂或形成裂纹的温度(步骤b))，和/或确定是突发断裂还是随着疲劳逐渐产生的裂纹(步骤c))。
在本申请中，极其脆弱的断裂材料被理解为意指在该材料上所发生的断裂不会留下为研究所述断裂起源而能够用于分析的任何常规标志的一种材料。
步骤a)基于对所述面的解理刻面的位置和方向的分析。所述零件材料的脆弱晶体沿形成所述刻面的特定平面断裂。一般而言，所述刻面相对于位于断裂或裂纹扩展前方区域中的中心点基本上全部放射地朝向外部。刻面基本上分布于已发生断裂或裂纹面的整个表面。最终的断裂区域的位置通常与起始区域相对。因此，刻面使得有可能找出断裂或裂纹的扩展方向。
例如，使用双筒放大镜和/或借助扫描电子显微镜(SEM)成像系统来执行步骤a)。步骤a)可在于在所述面的可视图像中识别和直接跟踪解理刻面的位置与方向。
步骤a)可进一步在于确定出能够对裂纹或断裂的出现做出解释的至少一种几何学的(刮痕、撞击等)或冶金学的(孔隙率、夹杂物等)缺陷。
根据发生断裂或裂纹的温度对裂纹或断裂面进行改进。所述零件的材料可包括在所述面上能够看到的等轴晶粒和/或层状晶粒。等轴晶粒不具有偏好的取向(对称晶体和各向同性晶体)且一般在材料经受高于或等于500℃的温度时出现。因此，断裂面上存在或不存在所述晶粒都使得有可能对发生断裂或裂纹的温度进行评估。因此该方法在于，在步骤b)中确定是否在500℃温度以上或以下产生断裂或裂纹。步骤b)可进一步在于确定断裂或裂纹是否在使用期间d高温或制造期间的低温时产生。
例如，使用双筒放大镜和/或借助扫描电子显微镜(SEM)成像系统来执行步骤b)。
该方法的步骤b)可在于通过估计所述面上等轴晶粒的密度来评估产生断裂或裂纹的温度。确实，发明者注意到，所述晶粒的密度随温度增加而增加。
该方法可进一步在于在步骤b)中对所述面进行检查并对存在韧窝的区域进行检测。钛铝合金在温度高达800℃时相对脆弱，因为它在断裂时具有1％至3％的伸长率。这种伸长率在800℃以上会大幅度增加，在900℃温度下大约是20％。在800℃以上，所述面上出现韧窝，并可通过例如观察所述面的SEM图像容易地识别出来。当这种韧窝出现在所述面上时，则这意味着零件已经过异常过热，因为所述合金通常不在800℃以上用于涡轮发动机中，因为它会丧失机械性能。因此检测所述面上的韧窝使得有可能对零件所承受的温度进行估计。
步骤c)使得有可能通过将所述面的回火色与比色表或之前制定的图表中的样品的回火色进行比较来确定零件的断裂类型，正如申请人的早期申请FRA1-2,968,759中所述。如果所述面的断裂表面颜色均一，则断裂是突发的。相反，如果断裂面具有渐变颜色，则断裂是逐渐产生的且一般是由于振动疲劳或寡循环疲劳产生的。这种类型的疲劳是通过所述面的回火色梯度确定断裂的扩展阶段的时间来确定的。
在步骤c)中，在样品经过热处理之前，可在每个样品中产生一个缺口，然后使其承受应力以便在所述缺口区域中产生断裂或裂纹。
步骤c)可进一步包括将零件的所述面上的回火色与上述样品的回火色进行比较，以便评估零件达到的温度水平。
附图说明
参照附图通过非限制性示例对本发明进行更好地理解，并且本发明的其他细节、特征和优点应在阅读以下说明后变得显而易见，其中：
—图1是钛铝涡轮发动机叶片的断裂面的双筒放大镜图像；
—图2和图3是图1中叶片断裂面的SEM图像；
—图4是钛铝叶片另一个断裂面的双筒放大镜图像；
—图5是图4中零件的所述面的SEM图像；
—图6是钛铝叶片另一个断裂面的部分SEM图像；
—图7是钛铝零件的非常简略的剖面图，并表明裂纹通过零件的粒状区的进展；
—图8是钛铝叶片另一个断裂面的部分SEM图像，并指出等轴晶粒和层状晶粒；
—图9是已经过氧化热处理的钛铝叶片的所述面的可视图像；
—图10是回火色比色表的可视图像；
—图11是根据本发明方法的实施例的不同步骤的流程图，以及
—图12至图14是分别指出解理刻面、等轴晶粒及韧窝的断裂面的SEM图像。
具体实施方式
首先参照图1，图1是涡轮发动机的涡轮的钛铝叶片12的断裂面10的双筒放大镜图像。在这种情况下，断裂面10延伸到与叶片的片体横切的平面中。
正如上面所解释的，需要注意，所述面的断裂形状是相对均匀的，而且当前采用的涡轮发动机零件断裂面分析技术不能用来分析所述面。
图2和图3是钛铝涡轮叶片的断裂面的SEM图像，断裂是由疲劳加载蓄有意造成的。图2中的面是具有由振动的或多循环的疲劳(HCF)产生的裂纹的面，图3中的面是具有静态断裂的面。在这两个面之间的金属断裂形状没有显著的差异，对寡循环疲劳(LCF)或蠕变造成的断裂获得了类似的观察结果。
本发明提出了一种涡轮发动机金属零件断裂或裂纹面的分析方法，尤其是用钛铝制成的零件，图11通过流程图示出了所述方法的实施例。
图11所示方法的第一步14在于：在断裂面10上，利用双筒放大镜绘制解理刻面的图表，换言之，在所述面上，识别解理刻面的位置与方向。所述解理刻面显示出材料的脆弱晶粒的断裂面。
图4是利用双筒放大镜获取并利用计算机处理的图像，以便添加显示解理刻面16的位置与方向的箭头。图5是图4中的零件的更大尺寸的SEM图像。来自图4的叶片的断裂是通过以下方式获取的：在叶片片体的后缘中产生缺口18，然后按照从下表面向上表面弯曲的方法，在实验室内对叶片进行突发断裂实验。
在弯曲期间，解理刻面16的方向与叶片片体的断裂方向一致。图11所示方法的第二步24在于：识别起始区域并确定断裂方向(最终断裂区域的位置与起始区域相对)。该步骤还可以使得有可能确定造成断裂的几何学的(刮痕或撞击——图11中的参考标记25)或冶金学的(孔隙率或夹杂物)缺陷。
在图4所示的示例中，解理刻面16基本上是从缺口18的底部(更具体地说，垂直于缺口18底部的方角20)朝向叶片片体的前缘22。这使得有可能在所述方角20区域定位断裂的起始并且据此推断出所述方角是出现断裂的几何因素(因为应力集中在所述方角区域)。
图6是钛铝叶片的另一断裂面的SEM图像，断裂是由环境温度下的高周疲劳实验造成的。解理刻面16的位置与方向使得有可能在叶片的前缘区域定位起始区域26。
钛铝是一种能够特别有利地用于600℃至800℃的温度范围的合金。对于涡轮发动机的涡轮而言，所述合金在750℃的平均温度下用于低压段。根据本发明的方法按照材料所经受的温度利用材料的结晶演变特性。
图7是裂纹已经扩展的钛铝零件的非常简略的剖面图，裂纹的进展通过附图标记38指示。在附图剖面中所述裂纹是由牵拉实验(箭头40)产生的。在该示意图中，通过连续线划定的每个区域来界定出现特殊形式的晶粒的区域。灰色区域包括等轴晶粒y，交叉影线区域包括层状晶粒y+α2。因此，该零件具有双重显微组织。此外，数字“1”表示裂纹围绕着层状晶粒通过，这意味着裂纹面的表面中出现晶间模式；数字“2”表示裂纹通过了等轴晶粒或层状晶粒，这意味着裂纹面的表面上出现解理模式(就层状晶粒而言，裂纹平行于薄片扩展)；并且数字“3”表示裂纹在非平行于薄片的方向上通过层状晶粒。裂纹经过等轴晶粒或层状晶粒的扩展(参考数字2和3)导致断裂面上出现解理刻面。当以高频率(HCF)对零件进行振动疲劳实验时或以低频(LCF)进行寡循环疲劳试验时，获得同样的结果。然而，根据零件的热处理温度获得了不同的结果。当零件未暴露于高温下时，断裂面上没有等轴晶粒。所述晶粒在500℃以上开始出现，并且其密度由此随着暴露零件的温度的升高而增加。在700℃下进行热处理的并在此温度下断裂的零件含有的等轴晶粒是在500℃下进行热处理的断裂的零件的两到三倍。因此，分析断裂或裂纹面上的等轴晶粒的密度还使得有可能估计出零件所历经的温度。
图11所示方法的第三步28在于：在断裂起始、中间和末端检查所述面的SEM图像。当这项检查发现在所述面上出现晶间模式(等轴晶粒——图11中的参考数字30)时，这意味着裂纹或断裂是在温度高时(换言之，在使用期间——图11中的参考数字32)发生的，因为这些模式只在材料承受高于500℃的温度下时才出现。当这项检查发现缺少这种模式(图11中的参考数字34)时，这意味着裂纹或断裂是在温度低时(图11中的参考数字36)发生的，换言之，在零件的制造期间发生的。
由于等轴晶粒在500℃以上出现，所述晶粒在断裂或裂纹面上存在或不存在都使得有可能确定出发生裂缝或断裂时的温度水平。因此，不管是在制造期间(在这种情况下，例如在环境温度下对零件进行机械加工——因此断裂面中没有等轴晶粒，只有解理的晶粒)、还是在涡轮的运行期间(当温度高时，区分不同的晶粒则相对容易一些)，都能够确定出现裂纹的阶段。
图11所示方法的最后步骤46、48使得有可能首先确定零件达到的温度水平，其次估计断裂或裂纹的扩展速度。
图9示出了已进行氧化热处理的叶片的裂纹面。缺口50是在叶片的片体中构成的，然后该缺口通过疲劳试验产生裂缝。所述面的区域52示出了裂缝部分，而且区域54示出了为观察所述面已在氧化热处理后切掉的部分。只有缺口的部分50和裂缝区域被着色，因为只有这些部分暴露于氧化作用。这种氧化导致在区域50、52中形成氧化层，这表现为这些区域中的浅层回火色，这种色调由热处理的温度和持续时间决定。
叶片材料的回火色比色表通过对已经按照其热处理的温度和持续时间进行热处理的所述比色表样品进行分类来制备。
为此，如前参考图9所述，用与叶片相同的材料制成多个样品(有缺口和裂缝)，并进行热处理。在图10所示的示例中，制备了三组样品，每组包括六个样品，总计十八个样品。
然后，对所述样品进行不同的氧化热处理，每个样品的热处理在其处理温度和/或持续时间方面不同于其它样品的热处理。热处理可以通过在其中放入样品的烘箱来执行，各个样品都配备有连接至适于测量其处理温度的装置的热电偶模块。为烘箱提供环境空气。这三组样品分别承受600℃、700℃和800℃的处理温度，并且每一组中的样品分别承受1分钟、20分钟、1小时、3小时、7小时和50小时的处理持续时间。
浅层回火色出现在这些中的至少部分样品上。所述色调有的较明显，有的不太明显，并且可能是正黄色(Y)、赭色(O)、棕色(Br)、蓝色(Bl)、淡蓝色(LB)、灰色(G)或深灰色(DG)。所述色调具体取决于热处理期间在样品上形成的氧化层的性质和厚度。
图10示出了包含上述十八个样品(即三组，每组六个样品)的比色表49。样品被固定在支架上，以形成表格，表格中的每一行对应处理一个温度，且每一列对应一个处理持续时间。处理温度以升序从高到低分类，而且处理持续时间以升序从左到右分类。
在示意图上用字母Y、O、Br、Bl、LB、G和DG指示样品的浅层回火色，这些字母分别代表黄色、赭色、棕色、蓝色、淡蓝、灰色和深灰色的阴影。当两个样品有类似的色调时，这些样品的亚光或光亮程度可能是不同的，因此使得有可能区分这两个样品。此外，样品的表面上可能出现白点。比色表清晰地揭示出，零件的浅层回火色的进展取决于所达到的温度水平以及保持此温度的时间。优选的是，将零件的回火色直接与来自比色表的样品进行比较，而不是与所述比色表的照片进行比较，因为样品的颜色在照片中可能会不同。
所述比色表首先使得有可能通过将所述色调与来自比色表的样品的色调进行比较(步骤46)的方式从叶片的浅层回火色中确定叶片所达到的温度水平。
在第一个时间段(步骤51)，可以将叶片片体的下表面或上表面的回火色与来自比色表的样品的色调进行比较，以便估计叶片所达到的温度水平53。
然后(步骤55)，可以将断裂面的回火色与来自比色表的样品的色调进行比较。当这种色调均匀时56，据此可以推断出断裂是突发的58。在所述面具有渐变色60的相反情况下，据此可以推断出断裂是逐渐产生的62并且是因为疲劳负荷。
其次，比色表使得有可能通过所述面的回火色氧化渐变梯度估计出裂纹或断裂的扩展速度(步骤48)。的确，在所述面具有渐变的颜色或颜色梯度的上述情况下，将这些色调与来自比色表的样品的色调进行比较使得有可能确定出扩展的进展是快速64还是缓慢68。快速的扩展速度64意味着断裂是由于振动疲劳(HCF-66)，缓慢的扩展速度68意味着断裂是由于寡循环疲劳(LCF-70)。
图12至图14是分别指出解理刻面、等轴晶粒和韧窝的断裂面的SEM图像。上述解理刻面(图12)和等轴晶粒(图13——在500℃以上出现)容易确认。韧窝(图14)也可以被清晰地确认。理论上，所述韧窝不应出现在钛铝涡轮发动机零件的断裂面上，因为韧窝只在800℃以上的温度出现，而钛铝涡轮发动机零件通常不在高于800℃的温度下使用。然而，当所述韧窝出现在涡轮发动机零件的断裂或裂纹面上时，这将意味着所述零件经过了异常的过热(高于800℃)。因此，分析韧窝在断裂或裂纹面的表面上的出现有助于评价零件在操作期间所历经的温度。

Claims (10)

1.一种涡轮发动机金属零件(12)断裂或裂纹面(10)的分析方法，尤其是由极其脆弱的断裂材料，如钛铝基合金制成的零件，所述面对应于所述断裂表面或在实验室打开未断的有裂纹的零件之前的裂纹表面，其特征在于，所述方法包括至少一个以下步骤：a)在所述面上识别解理刻面(16)的位置与方向，以便识别所述断裂或裂纹的起始区域(26)并确定所述断裂或裂纹的扩展方向；
b)对所述面进行检查并对存在等轴晶粒(42)和/或层状晶粒(44)的区域进行检测，以便评估发生所述断裂或裂纹的温度，以及
c)将所述面的回火色与回火色比色表(49)中的样品的回火色进行比较，所述样品由与所述零件相同的材料生产且在预定的温度下进行预定时长的氧化热处理，以便评估所述断裂或裂纹的扩展速度；
步骤a)、b)和c)按任何顺序进行。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤a)进一步在于确定出能够对所述裂纹或断裂的外观做出解释的至少一种几何学的或冶金学的缺陷(25)。
3.根据前面权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，所述方法在于在步骤a)中，在所述面的可视图像中识别并且直接跟踪所述解理刻面(16)的位置与方向。
4.根据前面权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，使用双筒放大镜和/或借助扫描电子显微镜成像系统来执行步骤a)和b)中的至少一个。
5.根据前面权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，步骤b)进一步在于确定是否在使用期间高温或制造期间低温时产生所述断裂或裂纹。
6.根据前面权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，所述方法在于在步骤b)中确定是否在500℃以上或以下产生所述断裂或裂纹。
7.根据前面权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，所述方法在于在步骤b)中通过估计所述表面上所述等轴晶粒的密度来评估所述温度。
8.根据前面权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，所述方法进一步在于在步骤b)中对所述面进行检查并对存在韧窝的区域进行检测。
9.根据前面权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，在步骤c)中，在所述样品经过热处理之前，在每个样品中产生缺口(50)，然后使其经受应力以便在所述缺口区域中产生断裂或裂纹。
10.根据前面权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，步骤c)进一步在于将所述零件的所述面上的回火色与上述样品的回火色进行比较，以便评估所述零件达到的温度水平。
CN201480022421.2A 2013-04-22 2014-04-11 涡轮发动机部分的断裂面的分析方法 Active CN105122054B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1353660A FR3004808B1 (fr) 2013-04-22 2013-04-22 Procede d'analyse d'un facies de rupture d'une piece de turbomachine
FR1353660 2013-04-22
PCT/FR2014/050880 WO2014174179A1 (fr) 2013-04-22 2014-04-11 Procede d'analyse d'un facies de rupture d'une piece de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105122054A true CN105122054A (zh) 2015-12-02
CN105122054B CN105122054B (zh) 2017-04-19

Family

ID=49054688

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201480022421.2A Active CN105122054B (zh) 2013-04-22 2014-04-11 涡轮发动机部分的断裂面的分析方法

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9816905B2 (zh)
EP (1) EP2989455B1 (zh)
JP (1) JP6284624B2 (zh)
CN (1) CN105122054B (zh)
BR (1) BR112015026627B1 (zh)
CA (1) CA2909390C (zh)
FR (1) FR3004808B1 (zh)
RU (1) RU2668495C2 (zh)
WO (1) WO2014174179A1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106814086A (zh) * 2016-12-07 2017-06-09 青岛海尔股份有限公司 内胆开裂分析方法

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3004808B1 (fr) * 2013-04-22 2015-04-17 Snecma Procede d'analyse d'un facies de rupture d'une piece de turbomachine
DE102022108913A1 (de) 2022-04-12 2023-10-12 ROOCAA UG (haftungsbeschränkt) Verfahren zum automatischen Klassifizieren eines Schadens
CN114878374B (zh) * 2022-07-11 2022-09-20 天津大学 一种用于金属材料短裂纹及长裂纹扩展的表征方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08294783A (ja) * 1995-04-24 1996-11-12 Nhk Spring Co Ltd ＴｉＡｌ系金属間化合物接合体およびその製造方法
EP2163881A2 (en) * 2008-09-14 2010-03-17 Nuovo Pignone S.P.A. Method For Determining Reheat Cracking Susceptibility
JP2011179984A (ja) * 2010-03-01 2011-09-15 Kobe Steel Ltd 落重破壊特性の評価方法
KR20110138857A (ko) * 2010-06-22 2011-12-28 한국지질자원연구원 화강암류에 분포하는 결의 방향성 도출방법
FR2968759A1 (fr) * 2010-12-13 2012-06-15 Snecma Procede non destructif d'estimation d'une temperature et d'une duree de surchauffe d'une piece metallique de turbomachine

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2222912A5 (zh) * 1973-03-23 1974-10-18 Siderurgie Fse Inst Rech
SU1744583A1 (ru) * 1990-05-28 1992-06-30 Войсковая часть 75360 Способ диагностики усталостного разрушени детали
SU1805319A1 (ru) * 1990-12-25 1993-03-30 Kz Fiz Tekh I Cпocoб oцehkи coпpotиbлehия kohctpуkциohhыx matepиaлob paзbиtию tpeщиh
JPH04282455A (ja) * 1991-03-11 1992-10-07 Toshiba Corp 構造部品の保守管理方法およびその保守管理装置
JP3097771B2 (ja) * 1991-06-11 2000-10-10 石川島播磨重工業株式会社 金属材料のクリープ損傷度測定法
US5358686A (en) * 1993-02-17 1994-10-25 Parris Warren M Titanium alloy containing Al, V, Mo, Fe, and oxygen for plate applications
JPH08104933A (ja) * 1994-10-03 1996-04-23 Mitsubishi Heavy Ind Ltd チタンアルミナイド基複合材料
US6970182B1 (en) * 1999-10-20 2005-11-29 National Instruments Corporation Image acquisition system and method for acquiring variable sized objects
FR2892811B1 (fr) * 2005-10-28 2009-04-17 Commissariat Energie Atomique Procede et systeme de determination du parcours de propagation d'au moins une fissure a partir d'une ou de surface(s) de rupture creees par cette ou ces fissure(s).
RU2359244C2 (ru) * 2006-11-22 2009-06-20 Производственное, научно-исследовательское и проектно-конструкторское учреждение "Венчур" (ПНИПКУ "Венчур") Способ определения долговечности изделия из хрупкого материала
JP5302870B2 (ja) * 2009-02-27 2013-10-02 大阪瓦斯株式会社 破壊応力範囲の推定方法
FR3004808B1 (fr) * 2013-04-22 2015-04-17 Snecma Procede d'analyse d'un facies de rupture d'une piece de turbomachine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08294783A (ja) * 1995-04-24 1996-11-12 Nhk Spring Co Ltd ＴｉＡｌ系金属間化合物接合体およびその製造方法
EP2163881A2 (en) * 2008-09-14 2010-03-17 Nuovo Pignone S.P.A. Method For Determining Reheat Cracking Susceptibility
JP2011179984A (ja) * 2010-03-01 2011-09-15 Kobe Steel Ltd 落重破壊特性の評価方法
KR20110138857A (ko) * 2010-06-22 2011-12-28 한국지질자원연구원 화강암류에 분포하는 결의 방향성 도출방법
FR2968759A1 (fr) * 2010-12-13 2012-06-15 Snecma Procede non destructif d'estimation d'une temperature et d'une duree de surchauffe d'une piece metallique de turbomachine

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
卢文海 等: "发动机燃气涡轮叶片断裂分析", 《失效分析与预防》 *
曹睿 等: "TiAl合金增压涡轮断裂分析", 《失效分析与预防》 *
盛国裕 等: "《金属材料及其试验方法》", 30 June 2012 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106814086A (zh) * 2016-12-07 2017-06-09 青岛海尔股份有限公司 内胆开裂分析方法
CN106814086B (zh) * 2016-12-07 2019-12-27 青岛海尔股份有限公司 内胆开裂分析方法

Also Published As

Publication number Publication date
EP2989455B1 (fr) 2017-01-04
RU2668495C2 (ru) 2018-10-01
JP6284624B2 (ja) 2018-02-28
CN105122054B (zh) 2017-04-19
WO2014174179A1 (fr) 2014-10-30
BR112015026627A2 (pt) 2017-07-25
CA2909390C (fr) 2021-02-23
EP2989455A1 (fr) 2016-03-02
FR3004808A1 (fr) 2014-10-24
US20160061699A1 (en) 2016-03-03
BR112015026627B1 (pt) 2021-01-05
RU2015147608A (ru) 2017-05-26
US9816905B2 (en) 2017-11-14
JP2016519303A (ja) 2016-06-30
FR3004808B1 (fr) 2015-04-17
RU2015147608A3 (zh) 2018-03-22
CA2909390A1 (fr) 2014-10-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Kumari et al. Failure analysis of gas turbine rotor blades
CN105122054A (zh) 涡轮发动机部分的断裂面的分析方法
Hurst et al. The contribution of small punch testing towards the development of materials for aero-engine applications
Sujata et al. Identification of failure mechanisms in nickel base superalloy turbine blades through microstructural study
Raffaitin et al. The effect of thermal cycling on the high-temperature creep behaviour of a single crystal nickel-based superalloy
Hardy et al. Characterising the integrity of machined surfaces in a powder nickel alloy used in aircraft engines
RU2686745C1 (ru) Восстановленный элемент конструкции из сплава на основе никеля и способ изготовления этого элемента
CN110760769B (zh) 单晶镍基高温合金冷变形回复方法
Zhao et al. Crack initiation and propagation behaviour under high-temperature very-high-cycle fatigue: Directionally solidified columnar-grained vs. single-crystal superalloys
Brundidge et al. Processing to fatigue properties: benefits of high gradient casting for single crystal airfoils
CN105319215A (zh) 钛合金室温保载疲劳失效判定方法
Baufeld et al. Advanced thermal gradient mechanical fatigue testing of CMSX-4 with an oxidation protection coating
Evans Time dependent effects in fatigue of titanium and nickel alloys
Shanyavskiy Fatigue crack propagation in turbine disks of EI698 superalloy
US11772155B2 (en) Method for manufacturing a metal workpiece limiting the appearance of recrystallized grains in said workpiece
Gabb et al. Effects of temperature on failure modes for a nickel-base disk superalloy
Kraemer et al. Toward a Better Understanding of Crack Growth in Nickel-Cast Alloys Under Creep-Fatigue and Thermo-Mechanical Fatigue Conditions
JP2003035608A (ja) Ｎｉ基合金製部品のメタル温度、材料特性推定法
Pridemore Stress-rupture characterization in nickel-based superalloy gas turbine engine components
Jones et al. Lifing the thermo-mechanical fatigue (TMF) behaviour of the polycrystalline nickel-based superalloy RR1000
Girdwood et al. Recovery of creep properties of the nickel-base superalloy nimonic 105
CN112304844B (zh) 一种快速测定单晶高温合金初熔温度的方法
Gorbovets et al. Low-cycle fatigue of VZh175 Superalloy at symmetric and asymmetric deformation
Sakaguchi et al. Crystal Plasticity Mechanism of the Transition Behavior from Opening to Shearing Cracking in a Nickel-Based Single Crystal Superalloy
Kułaszka et al. The Impact of Temperature on the Surface Colour of Gas Turbine Blades Heated in the Presence of Kerosene. Aerospace 2023, 10, 375

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant