电解加工对GH4169G高温合金表面完整性和力学性能的影响

GH4169G高温合金是在GH4169合金中添加 P、B 等微量元素所得的一种改进型变形镍基高温合金，在−250~700℃ 温度范围内具有良好的抗疲劳、抗氧化、耐腐蚀、加工及焊接性能，被广泛应用于航空发动机领域，可用于加工盘、环、叶片、轴等众多关键零部件[1-2]。

电解加工技术是目前国内外航空发动机关键零部件加工的先进技术之一，具有无工具损耗，不受材料自身力学性能限制，加工效率高等优点[3-4]，能够很好地满足航空发动机制造中材料特殊、加工难度大以及加工批量大的独特需求。因此，国内外在高温合金尤其是GH4169合金的电解加工方面开展了大量研究工作[5-6]。

Tang 等[7]研究了GH4169合金在电解加工过程中的电化学溶解机理，为GH4169合金电解加工的实际应用奠定基础。南京航空航天大学[8-10]、北京航空制造工程研究所[11-13]等单位长期致力于GH4169等高温合金电解加工技术的研究，并取得了可喜的成绩。

然而，国内在GH4169等高温合金电解加工领域的研究主要关注于工艺参数优化和阴极参数(如形状、旋转速率、旋转方式等)[14-15]方面，有关电解加工对GH4169高温合金表面完整性和力学性能影响的研究报道较少，缺乏与传统机械加工方式的对比。本研究对比了电解加工和机械加工两种方式对航空发动机用 GH4169G高温合金表面完整性及力学性能的影响，为电解加工技术的工程化应用提供理论支撑。

1、实验

1.1材料

GH4169G高温合金的尺寸为130mm×50mm×3mm，名义化学成分(以质量分数计)为：Ni 50%~55.0%，Cr 17.0%~21.0%，Mo 2.80%~3.30%，Al 0.30%~0.70%，Ti 0.75%~1.15%，C≤0.08%，Co≤1.0%，Fe 余量。

1.2加工工艺

1.2.1电解加工

电解加工采用 10% NaCl 电解液，电压 35 V，进给速率约1.4mm/min，温度约 30℃，占空比 30%，频率0.6 kHz。

1.2.2机械加工

机械加工主要包括切削和磨削：切削深度约 15mm，车床转速320r/min，进给量约30mm/min；磨削深度 0.01~0.02mm，砂轮转速 10~20m/s。

1.3性能测试

1.3.1表面完整性分析

采用 JEOL JSM-7900F 型扫描电子显微镜(SEM)及其搭载的电子背散射衍射系统(EBSD)分析样品表面的显微组织结构。采用 ZYGO NeXView 型白光干涉三维形貌仪分析样品的表面轮廓，并检测表面粗糙度。采用Proto iXRD 残余应力分析仪检测样品的残余应力，正值代表残余拉应力，负值代表残余压应力。

1.3.2力学性能试验

力学性能试验包括高温持久试验和室温振动疲劳试验，试样尺寸分别见图 1 和图 2。高温持久试验按照GB/T 2039–2012《金属材料 单轴拉伸蠕变试验方法》进行，试验温度 680℃，应力 690 MPa，以断裂时间和延伸率为指标来评估高温持久性能。室温振动疲劳试验按照 HB 5277–1984《发动机叶片及材料振动疲劳试验方法》在室温下进行，应力选择680MPa和600MPa两个水平，以试样的疲劳寿命(N)为指标来评价室温疲劳性能。

2、 结果与讨论

2.1加工方式对GH4169G 高温合金表面完整性的影响

2.1.1表面形貌

从图 3 可知，经机械加工后GH4169G高温合金表面存在明显的加工刀痕。经电解加工后，GH4169G 高温合金表面变得杂乱，局部存在晶界(见图 3b 方框区域)，晶界上有针状δ相，晶粒内部较平整，这可能是因为不同相的成分有差异，在电解加工过程中的溶解速率不同。

2.1.2表面粗糙度

一般表面粗糙度越大，局部应力集中越强烈，越容易引发疲劳裂纹[16]。从图 4 可知，机械加工表面的机加刀痕较规则，与图 3a 一致，其表面粗糙度约为 0.256μm。电解加工表面的粗糙度约为0.408μm，高于机械加工表面。图 4b 显示的红色凸出区域的位置与图3b中的晶界基本吻合，推测是由于电解加工过程中 GH4169G合金中不同相的溶解速率差别较大，即晶界处的δ相比基体相γ相及增强相 γ′相和 γ′′相的溶解可能更慢。

2.1.3表面残余应力

一般而言，残余拉应力会显著降低材料的疲劳极限，缩短疲劳寿命；残余压应力则能够有效抑制疲劳裂纹的萌生和发展，从而提高疲劳极限，延长疲劳寿命[17]。从图 5 可知，GH4169G 高温合金机械加工试样表层10 μm 深度内均呈现残余拉应力状态，最大约 400 MPa；之后表现为残余压应力，最大约−250 MPa；随着深度增大，压应力逐渐减小，距表面100μm 处时，残余压应力约为−50 MPa。这是金属材料机械加工表面残余应力的典型变化趋势，其中最表层的拉应力和大幅的应力变化可能会导致疲劳裂纹的萌生。GH4169G 高温合金电解加工试样从表面到内部的残余应力变化幅度较小，基本保持在100MPa以内，这表明电解加工表面残余应力较平稳，不易产生疲劳裂纹。

2.1.4晶粒取向

机械加工与电解加工对材料的去除方式不同，对材料表面晶粒取向造成的影响也就不同。从图 6 可知，机械加工试样靠近表面区域存在较薄的细晶层，厚度为几个μm。这是由于在机械加工过程中材料表面发生强烈的塑性变形，引起表面晶粒细化甚至破碎。电解加工试样表面完全观察不到细晶层，表层晶粒的边缘整齐，说明电解加工过程中表面只是发生均匀腐蚀，并没有明显的塑性变形。

2.2加工方式对GH4169G 高温合金力学性能的影响

2.2.1高温持久性能

高温持久性能是保证高温合金零部件安全服役的重要参数之一。从表 1 可知，机械加工试样的平均持久拉伸断裂时间为 33.19 h，断裂后的平均延伸率为 18.76%；电解加工试样平均持久断裂时间为 33.89 h，断裂后的平均延伸率为 15.98%。可见两种方式加工后GH4169G 试样的高温持久性能相当，表明加工方式对高温持久性能的影响不明显。

2.2.2室温振动疲劳性能

室温振动疲劳性能是航空发动机涡轮叶片的重要性能之一。如图 7 所示，在600MPa和680MPa 应力下，机械加工试样的疲劳寿命均大于电解加工试样，但处于同一数量级。一般而言，GH4169G试样表面粗糙度越大，表面残余应力呈现拉应力状态越明显，应力值越大，则疲劳性能越差。结合图 4 和图 5 可知，表面粗糙度对GH4169G 高温合金室温振动疲劳性能的影响更大。

3、 结论

(1) 相比于机械加工，GH4169G 高温合金电解加工后的表面无明显的机加刀痕及晶粒细化或破碎的变形层，表面粗糙度略高，且表面残余应力变化幅度较小，基本保持在100MPa以内。

(2)GH4169G 高温合金电解加工后的高温持久性能与机械加工相当，而室温振动疲劳寿命低于机械加工，这可能是由于其表面粗糙度较大。

参考文献：

[1]杜金辉, 吕东旭, 邓群, 等.GH4169 合金研制进展[J].中国材料进展,2012, 31 (12): 12-20.

DU J H, LV D X, DENG Q, et al.Progress inGH4169alloy development [J].Materials China, 2012, 31 (12): 12-20.

[2]吴明阳, 王博, 程耀楠, 等.高温合金材料特性及加工技术进展[J].哈尔滨理工大学学报, 2015, 20 (6): 24-31.

WU M Y, WANG B, CHENG Y N, et al.Development of the materialproperties and machining technology of superalloy [J].Journal of HarbinUniversity of Science and Technology, 2015, 20 (6): 24-31.

[3]朱荻.国外电解加工的研究进展[J].电加工与模具, 2000 (1): 1-9.

ZHU D.The latest advances and the principal issues in ECM [J].Electromachining & Mould, 2000 (1): 1-9.

[4]ASOKAN P, KUMAR R R, JEYAPAUL R, et al.Development of multi-objective optimization models for electrochemical machining process [J].The International Journal of Advanced Manufacturing Technology, 2008,39 (1/2): 55-63.

[5]SATISH G J, GAITONDE V N, KULKARNI V N.Traditional and non-traditional machining of nickel-based superalloys: a brief review [J].Materials Today: Proceedings, 2021, 44 (Part 1): 1448-1454.

[6]XU Z Y, WANG Y D.Electrochemical machining of complex componentsof aero-engines: developments, trends, and technological advances [J].Chinese Journal of Aeronautics, 2021, 34 (2): 28-53.

[7]TANG Y, XU Z Y.The electrochemical dissolution characteristics ofGH4169 nickel base super alloy in the condition of electrochemicalmachining [J].International Journal of Electrochemical Science, 2018, 13:1105-1119.

[8]陆嘉文, 朱栋, 王福平, 等.镍基高温合金GH4169电解加工残余应力研究[J].机械制造与自动化, 2021, 50 (6): 14-16, 20.

LU J W, ZHU D, WANG F P, et al.Research on residual stress of GH4169ECM [J].Machine Building & Automation, 2021, 50 (6): 14-16, 20.

[9]葛媛媛, 徐家文, 赵建社, 等.镍基高温合金GH4169电解加工 ηω–i曲线测定[J].宇航材料工艺, 2006 (4): 38-41.

GE Y Y, XU J W, ZHAO J S, et al.Research on characteristic of ηω–i inECM high temperature nickel alloy (GH4169) [J].Aerospace Materials &Technology, 2006 (4): 38-41.

[10] 孙伦业, 徐正扬, 朱荻.镍基高温合金整体叶盘叶栅通道电解加工的成形精度控制[J].机械科学与技术, 2013, 32 (8): 1230-1234, 1238.

SUN L Y, XU Z Y, ZHU D.The accuracy control of Ni-based superalloyblisk channels by electrochemical machining [J].Mechanical Science andTechnology for Aerospace Engineering, 2013, 32 (8): 1230-1234, 1238.

[11] 张明岐, 傅军英.高温合金整体叶盘精密振动电解加工方法的应用分析[J].航空制造技术, 2009 (22): 26-29.

ZHANG M Q, FU J Y.Application analysis of precise vibratingelectrochemical machining in high-temperature alloy disk [J].AeronauticalManufacturing Technology, 2009 (22): 26-29.

[12] 张明岐, 张志金, 黄明涛.航空发动机压气机整体叶盘电解加工技术[J].航空制造技术, 2016 (21): 86-92.

ZHANG M Q, ZHANG Z J, HUANG M T.Electrochemical machiningtechnology of aeroengine compressor blisk [J].Aeronautical ManufacturingTechnology, 2009 (21): 86-92.

[13] 黄明涛, 傅军英, 刘萌, 等.航空发动机整流器精密振动电解加工技术研究[J].航空制造技术, 2021, 64 (9): 32-38, 59.

HUANG M T, FU J Y, LIU M, et al.Research on aero-engine rectifierwith precision electrochemical machining process [J].AeronauticalManufacturing Technology, 20021, 64 (9): 32-38, 59.

[14] WANG J, XU Z Y, WANG J T, et al.Electrochemical machining of bliskchannels with rotations of the cathode and the workpiece [J].InternationalJournal of Mechanical Sciences, 2021, 208: 106655.

[15] ZHANG Y, XU Z Y, XING J, et al.Effect of tube-electrode inner diameteron electrochemical discharge machining of nickel-based superalloy [J].

Chinese Journal of Aeronautics, 2016, 29 (4): 1103-1110.

[16] MAIYA P S.Geometrical characterization of surface roughness and itsapplication to fatigue crack initiation [J].Materials Science and Engineering,1975, 21: 57-62.

[17] THOMPASON S R, RUSCHAU J J, NICHOLAS T.Influence of residualstresses on high cycle fatigue strength of Ti–6Al–4V subject to foreignobject damage [J].International Journal of Fatigue, 2001, 23 (Suppl.1):405-412.

相关链接