在镍系超耐热不锈钢燃气轮机叶片显微结构的损伤评估分形分析

1、在線系超耐热不锈钢燃气轮机叶片显微结构的损伤评估分形分析镰基高温合金被用作涡轮盘和叶片材料，其中螞变，疲劳和蠕变疲劳是重要的损伤机理这些 合金力学性能依赖于大量的y-y的微观结构以及沿晶界碳化物的沉淀相的分布取决于化学 纽成,操作温度和服务曝光的长度.在服务接触，损伤逐渐累积，微观结构变化的形态特征，需要 利用金相技术评估.通常，导致机械性能的劣化损伤的程度是由硬度测量址化,硬度的变化是 通过识别碳化物的析出关联与在光学金相检验图像的形态学特征，立方形的丫和结构性变化 发生在矩阵.在本文中，我们报告insitu公司金相图像的分形维数nj以关联的渐进损伤积累在 不同位置叶片2013年elsevi

2、er公司岀版。由英迪拉甘地中心原子研究的负责选择和同行审查。关键词:显微结构的损害;银系高温合金;蠕变;分形;图像分析引言用于涡轮机的剩余寿命评估（rla ）,结构损伤评估是由微观结构分析1通过硬度测量。 高温性能的恶化是与相关的y定向粗化的形成“沉淀称为漂流，在高压涡轮转了 （ hptr ） 的微观结构叶片采用锌基高温合金制造。筏体结构的形成是一个衡量在涡轮叶片使川寿命期 间蠕变损伤过程中的。为了测量的蠕变损伤的程度，除了硬度测量，当务之急是对显微组织 损伤的定虽方法，这种定虽金相技术可以用作诊断工具对组件的健康评估，硬度的变化是通 过识别碳化物的析出关联与在光学金相检验图像的形态学特征。立

3、方形的y和结构性变化发 生在矩阵可量化使用先进的图像分析技术2.本文报道一种分形（3、4）基于图像分析的定量 方法基于显微结构的损伤评估铸造镰超耐热不锈钢用于燃气轮机的应用程序。微观结构的损 害是由分形维数（fd ）,这是在所述叶片的各个位置相关的渐进累积损伤量化.基于分形的 呈化方法演变的自相似性和自亲和自然对象的概念。显微结构的图像还包含统计自仿射分形 模式（5、6）特征的分形维数fd仍然在一定长度尺度不变.2013年elsevier ltd出版。英迪拉tt地中心原子研究的负责评审。实验细节2组件、材料和操作步骤在这项研究中所使用的hptr叶片从一个特定类型的航空发动机被撤销。对这些叶片进

4、行 了定向凝固和mcraly ni-base高温合金涂层。叶片材料的组成列于表1。九片叶片的各种服务 风险介乎7小时至500小时进行了表征，以产牛微观结构的数据库进行対比研究，并建立发动 机工况作为一种辅助手段，故障分析7。表格1叶片材料的标称组成ccrmowcofcnbtialni074.0110.89.50.21.61.05.2balance图1显示了叶片指示的切片采用显微结构的调杏。叶片的根部被标记为0.0和微观结构沿叶片 轴线的纵向截面研究，作为距离从叶片根部高达尖端的函数。叶片被分为两个区：冷区和热 区，而冷区是从叶片的根部约10mm,其余部分是热区域如由制造商指定其暴霜于高温.图1

5、。hpt!叶片指示线的切片显微结构的研究。2.2显微结构的研究在操作照射过程屮，温度变化以及叶片的长度创建分级微观结构损伤评估检查。由于叶片的 根源是影响最小，在这个位置被认为是损伤和组织代表的原始材料。在距叶片根部不同距离 处的比较评估给出了损伤梯度的指示。金相检验、样木抛光和蚀刻在银倂钛介金试剂和5000 x捕获的图像使用扫描电子显微镜(sem)。在基于ni的超级合金的微观结构,两个突出特征(8、 9、10)或阶段，描述了损伤在服务风险敞口(l)tcp阶段和(2)丫沉淀。在表2中给出这些阶段和 其形态学变化的影响。表2。阶段造成的损害基于ni的超合金phasemorphologydetri

6、mental effecttopologically close packed (tcp) phases: brittle and hard a phaseplate likeimpact strength elevatedtemperature rupture strength casting defects stress rupturey precipitatescuboidal. completely dissolvedirectional coarsening or rafting at high temperature and stress creep damage due to r

7、afting从每个叶片，金相样品取白五个地点：0五毫米，8毫米，12毫米和17毫米并从根区域。图2 显示了一个典型的微观结构对应于四个地点叶片暴光最人限度延长使用寿命。(a)(c)(d)图2。微观结构的最大操作曝光叶片位置:(a),(b)5毫米(c)12毫米和(d)从根17毫米。可以看出在根区域的微观结构由立方形的yy-matrix沉淀构成。在5毫米的距离，粗化或合并丫 沉淀是最小的。12亳米和17毫米的距离，由于长期暴露照射，丫'precipitates的定向粗化的影 响而成的发达筏结构。如果叶片是照射超出推荐温度更长时间的相似结构也可以找到。3. 分形分析通过sem获得的显微图像的

8、分形分析，重标极差(r/s ) 6,11方法己使用。rs分形分 析方法计算赫斯特指数10任何不规则的表而特性或图像。赫斯特指数,h本质上是地形维度 z间的区别,dt和分形维数,fd以來即h = dt fd 1 h在0和1z间的范围。完全随机的现象由h 等于0.5来表示。当h > 0.5的现象被认为是持久性的性质。在微观结构的图像的情况下，复 杂的功能产生抗持久行为和分形维数大于2.5 o对牒基高温合金，相对于从微观服务公开样 本釆取的处女微会给更高的分形维数。来计算从一个微观结构图像的分形维数的fd ,有必 要定义图像垄于可测量的虽相对于定虽的尺度，使得所测量的量和比例，被称为理查森积

9、12,可z间的对数的相关性获得.一些相关的图像的可测量的量的是功率，能量或类似的范 围内，标准偏羌，平均值，方羌或类似的重新缩放的范围等的复合统计参数统计参数，天秤 是频率或波数，水平，盒维数等。对于一维信号,x(t),平均偏差计算一段长度,k,数据系列，as y(j、k) = x (j9 k) x . t=l23,4,r where x = _x (/) range, r(k), and standard deviation. s(k), k r=|for the data segment, y(/*) are given asr(k) = max(x(t. k)-灯)仃丿s伙)=#(

10、63;(x(0-刃the rescaled range of an irregular time series x伙)can be defined asr/s(k) =r(k)伍/s 伙 » = c.r其中fd = dt的1小时。一维空间或时间序列dt=1利匚维图像dt = 2。等式（1）和（2） 可以通过将其分成4升方用于从（ns个）的图像计算h,段其屮1是水平分割和段长度k为 n/2l o 4结果与分析样品从六个刀片以不同的眾露时间和从五个位宜的微观结构的分形分析己经进行了。图3示 出分形维数与服务暴露于从叶片的不同位置采集的样品的变化，较高的分形维数（fd ）对应 于处女微观结

11、构在叶片根部和fd值逐渐与服务曝光减小.(qd) uo-suae-p -soe-u.数小时的曝光照射图3。分形维数的变化与曝光照射与服务接触分形维数的变化显示出非线性的趋势，尤其是从根从8毫米的样品采取的微观结 构。这可能是由于微观结构的图像的高度随机性，然而，分形维数变化的线性拟合做是为了 获得从不同的位置采取微观的梯度（d （ fd） /与服务接触分形维数dt即变化）。图4示 出分形梯度的具有空间位迸的变化。0.0e+00 -l.noll .1p=qu-)pu2pp0一 etgll.-5.0e-05-1.0e-04 -1.5e-04 '-2.0e-04 -2.5e-04 -3.0e

12、-04 -3.5e-04 -4.0e-04101520在毫米根部的距离图4。分形的变化梯度的空间位置分形梯度是显著高为对应于该区域超过8毫米的叶片根部的微观结构，考虑到分形梯度为损 坏的参数，由于维修曝光，可以注意到，直到5mm则伤害是比其余部分低。这将有可能 关联硬度变化的距离和可与分形梯度相关联，以制定一个健康评估协议。使川分形维数的优势是，显微结构的评估是定量和定性的分形梯度给的相关结果。5结论在本文中，基于分形数学的一个新方法已被报道用于定量金相组织，以确定在航空发动机涡 轮叶片用铸造鎳基高温合金的损害程度。损害的程度是成反比的分形维数。使用分形维数的 优势是显微结构的评估量化，它可以

13、用作诊断工具对组件的健康评估.参考文献1. m.sujata, m.madan, k.raghavendra, m.a.venkataswamy, s.k.bhaumik,i程失效分析。 17(2010)1436 - 1446.2. m.tarafder, i.dlouhy, s.hore and s.k.das,基于分形微结构损伤评估，银基高温合金燃气轮 机叶片，新的损伤和结构件，由教授主编故障分析。pp 253-261,20123. a.balankin, d.morales, g.mancilla, o.nsusarrey, i. campos, int. j. of fracture,

14、 106, 2000, l21.4. b.b.mandlebrot,自然界的分形儿何 w.h.freeman 纽约 19835. m.tarafder, i.chattoraj, s.tarafder and m.nasipuri,材料科学与技术.25(2009)542-548.6m.tarafder, ph.d thesis 贾达普人学20087. m.madan, k.raghavendra, k.sujata, m.a.venkataswamy, s.k.bhaumik,对 rd- 33航空发动机 的hptr叶片显微结构的研究，csirnal技术报告无mt-fa-1098-07-20088. 高温合金ii高温材料用于航空航天和工业电源john wiley & sons,纽约1987 9w.