涡轮叶片是飞机发动机最重要的部件之一，长时间处于不均匀高温条件下服役，同时承受复杂的机械载荷，气动载荷和热载荷的联合作用。在正常服役情况下，叶片损伤主要由蠕变过程产生，涡轮叶片材料通常采用镍基高温合金，因此其蠕变持久性能就显得尤其重要。镍基高温合金的持久蠕变性能与晶粒度、γ′相、晶界碳化物、TCP相等组织形貌密切相关。目前，我国燃气轮机涡轮叶片的失效多属于非正常失效，如超温服役导致的叶片失效等。因此，提高设计和制造水平是短期内解决叶片失效的关键手段。从长期来看，正常服役状态下发生的组织性能损伤将成为涡轮叶片寿命的主要限制因素。在正常服役过程中，合金会发生组织退化，从而降低叶片服役性能。此前大量研究工作集中在实验室条件下对叶片用高温合金材料在高温长时热暴露后的组织和性能演变，对实际长时服役后叶片的组织和性能研究较少，而服役后叶片材料组织和性能的量化表征对航空发动机的寿命预测和延寿具有更重要的指导意义。
研究对象为经1600h服役后的某航空发动机GH4033合金二级涡轮叶片，GH4033合金被广泛用于正常服役温度在700℃以内的涡轮叶片。前人对类似合金的研究主要集中于微合金化、热加工工艺、热处理制度和长时组织稳定性的探讨，并分析不同组织特征对其力学性能的影响。
本研究对服役叶片不同截面的显微组织进行检查，对叶片不同部位的室温硬度和持久性能进行研究，对比服役前后合金显微组织及力学性能的变化；根据航空工业标准HB/Z91-1985《航空用高温合金涡轮叶片模锻件》对1600h服役后的GH4033合金组织和性能损伤程度进行评价。通过组织演变规律，推测该二级涡轮叶片实际服役温度。结论如下：
（1）该服役叶片叶身表面及内部无裂纹、空洞以及夹杂等宏观缺陷。叶片叶身各部位显微组织形貌与榫头相比：晶粒没有长大；叶片叶身基体组织中γ′相体积分数无明显变化，γ′相尺寸发生长大，且进气边和排气边比中间部位稍大；晶界碳化物沿叶身纵向存在较小差别。
（2）叶片各部位硬度差别较小，在320～351HV范围，与榫头部位324HV相近。从叶尖至叶根方向进气边3个部位在700℃/430MPa下的持久寿命为124～138h，与榫头部位143h相近。
（3）根据GH4033合金γ′相尺寸-温度-时间关系推导该叶片叶尖部位服役温度最高，其余部位略低，但叶片整体服役温度应低于700℃。
（4）该服役叶片显微组织和力学性能均未发生明显退化，且700℃/430MPa条件下的持久寿命显著大于航标HB/Z91-1985《航空用高温合金涡轮叶片模锻件》要求的60h，说明该叶片在服役1600h以后仍可继续使用。（晓红）


备注：数据仅供参考，不作为投资依据。