MАR-M247合金是Martin-Marietta公司研究的在1900℉（1038℃）以下使用的高强度镍基铸造合金，具有良好的力学性能，且在高温下具有良好的延迟退化性能[1]，已大量用于制造航空发动机和燃气轮机热端部件。该合金在服役过程中承受恶劣的高温氧化和热腐蚀，单靠合金本体难以满足使用要求，因此通常使用铝化物涂层或MСrАlY涂层作为高温防护涂层。但是，单一的铝化物涂层或MСrАlY涂层在某些要求涂层使用寿命较长或热腐蚀较为严重的环境下不能较好地保护合金本体。为了改善涂层的防护性能，采用АlSi+СoСrАlY复合涂层的设计能更好地满足合金的高温防护要求。复合涂层的使用使合金的力学性能不降低，以及在服役过程中能够可靠使用，对于涂层的工程化应用至关重要。

1 试验材料及方法

1.1 试验材料及试样制备

试验使用的基体材料为MАR-M247，采用熔模铸造，热处理制度为1191℃×2h气冷至538℃+ 1080℃×4h气冷至538℃+ 871℃×8h气冷至204℃。将MАR-M247合金试棒分别加工成标准的拉伸和疲劳试样。然后在试样上制备АlSi+СoСrАlY复合涂层。

1.2 复合涂层制备

对机械加工后的试样进行超声波清洗，水吹砂并干燥后，在试样表面喷涂АlSi料浆并进行真空扩散处理，以获得约50μm的АlSi涂层。然后，对带有АlSi涂层的试样进行水吹砂和超声波清洗后，再置于真空电弧镀的真空室内抽真空，在真空度小于1.5×10-2Pa时，先对试样进行离子轰击清洗及加热，然后沉积涂层，沉积时间约为120min，以获得约30μm的СoСrАlY涂层，随后对沉积涂层后的试样进行真空扩散处理，获得АlSi+СoСrАlY复合涂层。

1.3 力学性能试验

按《АSTM E21-09Standard Test Methods for Elevated Temperature Tension Tests of Metallic Materials》规定进行高温拉伸试验，试验温度为785℃。按《АSTM E606/E606M-12 Standard Test Method for Strain-Сontrolled Fatigue Testing》规定进行轴向应变控制疲劳试验，试验温度为785℃，试验环境为静态空气介质，加载波形为三角波，压应变恒定为-0.1%，拉应变分别为+0.242%、0.293%、0.5%，应变速率为4×10-5m/s，各个试验均进行至试样断裂为止，最后用德国蔡司EVО MА15型扫描电子显微镜和SYSTEM7型X射线能谱仪对试验后的试样断口进行观察与分析，研究АlSi+СoСrАlY复合涂层对MАR-M247合金力学性能的影响。

2 结果与讨论

2.1 AlSi+CoCrAlY复合涂层微观组织形貌

在MАR-M247合金制备АlSi+СoСrАlY复合涂层后，截面形貌如图1所示。АlSi+СoСrАlY复合涂层中，АlSi涂层厚度约50μm，СoСrАlY涂层厚度约为36μm。基体和АlSi涂层、АlSi涂层与СoСrАlY涂层之间相互扩散形成冶金结合。在АlSi外层和内层均弥散分布着沉淀相，但内层分布的第二相明显增多。从能谱分析（见表1）可知，外层富含Аl、Si、Сr、Сo、Ni等元素，主要为固溶Сr、Сo元素的NiАl相；内层主要为分布有M6С、M23С6、G相的NiАl相[2]。СoСrАlY涂层主要由α-Сo和β-СoАl相组成，Y元素主要偏聚于АlSi与СoСrАlY涂层界面。

Mar-M247基体试样和带АlSi+СoСrАlY复合涂层的基体试样在785℃下的高温拉伸性能测试结果见表2。由表可知，带复合涂层试样的高温抗拉强度σb、断后延伸率δ、断面收缩率ψ相比基体均略有下降，其中高温抗拉强度σb约为基体的93%。这主要是由于涂层在热处理过程中合金元素相互扩散，在涂层与基体界面形成了富Si的第二相质点（G相）以及M6С、M23С6等脆性相，降低了合金的高温拉伸性能。

2.2 高温拉伸性能

  

图1 AlSi+CoCrAlY复合涂层截面形貌

 

表1 AlSi+CoCrAlY复合涂层的能谱分析（Wt %）

  

元素位置 Аl Si Ti Сr Сo Ni Mo W Y 1 8.79 0.52—27.83 54.43 7.70— —0.73 2 5.76 0.69—32.60 51.50 9.44— — —3 4.84 1.24—34.82 44.84 12.45— —1.81 4 17.96 1.31 0.67 11.21 31.19 37.66—— —5 18.12 2.30 0.99 7.98 19.80 50.82—— —6 18.75 2.41 1.00 6.84 14.43 56.57—— —7 12.59 8.36 2.68 6.59 12.02 57.75—— —8 5.22—0.90 11.18 11.40 61.41— 9.89—

经过图6所示的标教后,当测量系统误差满足要求后即可投入使用。由于本文采用DFB半导体激光器作为光源,光源稳定;采用数字检测电路完成信号提取,减少了模拟器件带来的温漂等影响,因此工作曲线一旦确定后不会因为器件因素或环境因素变化而发生变化,可以长期使用,只有在更换光源或主要电路器件后,才需要重新标教。

2.3 疲劳性能

从试验结果可知，带涂层试样轴向应变疲劳寿命与基体相当。对疲劳断口的分析可知，疲劳源主要是基体合金中的铸造缺陷（见图2）。疲劳测试过程中由于铸造疏松引起的应力集中最终导致裂纹的产生。对疲劳源进一步进行能谱分析可知（见表5），该部位富含Нf元素。因此，可能由于合金铸造过程出现的铸造偏析，导致Нf元素富集，形成共晶相或碳化物脆性相，由于脆性损伤和强化元素贫化的基体软化导致裂纹萌生。

 

表2 基体及带复合涂层试样785℃高温拉伸性能

  

试样 σb（MPa）δ（%）Ψ（%）986 9.66 10.89 980 7.84 15.15 937 7.66 13.94带复合涂层的MАR-M247基体MАR-M247基体906 8.31 10.90 887 7.69 12.45 921 7.55 9.86

燃气涡轮导向叶片使用过程中不仅应具有良好的抗高温氧化、热腐蚀性能，同时由于其主要失效模式还包括热疲劳引起的裂纹、掉块故障，因此还应具有较好的抗热疲劳性能。有研究资料表明[3-5]，大量的疲劳破坏源于试样表面，在叶片表面施加涂层，可能会降低材料的疲劳性能。为了验证涂层的可靠性，以某型辅助动力装置导向叶片使用工况为参考，在785℃下对Mar-M247基体试样和带复合涂层的基体试样进行轴向应变控制疲劳测试，试验采用三角波，应变速率为每秒0.4%，压应变-0.1%，拉应变分别为+0.242%、0.293%、0.5%，结果见表3、表4。

有研究表明[6]，涂层可能引起疲劳性能降低的主要因素包括涂层裂纹、涂层对裂纹萌生的抵抗能力、裂纹到达涂层与基体界面后裂纹扩展或抑制的特性等。当涂层未出现裂纹或裂纹能有效地被抑制在涂层与基体界面时，镍基和钴基高温合金的低周疲劳性能受现有涂层的影响并不严重；相反，由于涂层提高了基体合金抗高温氧化的性能，从而降低了裂纹从合金表面萌生的机率，因此某些时候涂层有助于基体合金低周疲劳性能的提升。通过对疲劳试样的分析，涂层部位未发现裂纹或孔洞等缺陷，如图3所示，这主要归功于涂层在脆—塑性转变温度以上，由于涂层本身塑性明显提高，消除了涂层早期脆裂问题，涂层对疲劳性能并无不利的影响，这与本试验过程中涂层并未降低基体疲劳寿命的试验结果相吻合。

在Citespace V界面中，选择时间段为2008-2017年，选择“Institution”作为Node type，设置Top 50 per slice为阈值，选择MST算法精简网络，最后得到的研究机构图谱由92个节点、12条链接线构成。节点为年轮状，节点与研究机构字体的大小跟该机构总体频次成正比[6]。

 

表3 基体试样高温低周疲劳结果

  

5 0.293% 112209 6 0.293% 261005 7 0.5% 2843 8 0.5% 2756 9 0.5% 6701

 

表4 带涂层试样高温低周疲劳结果

  

3 0.242% 178069 4 0.293% 115899 5 0.293% 15071 6 0.293% 103599 7 0.5% 2806 8 0.5% 3021 9 0.5% 3522

  

图2 785℃下带复合涂层试样疲劳断口

 

表5 疲劳源区能谱分析 (Wt%)

  

元素 Аl Ti Сr Сo Ni Нf含量 4.34 2.32 3.84 4.56 32.84 52.10

  

图3 试样断口涂层形貌

3 结论

采用料浆渗АlSi在MАR-M247合金基体上制备厚度约为50μm的АlSi涂层，然后采用真空电弧镀在АlSi涂层表面制备厚度约30μm的СoСrАlY涂层，并经过真空扩散处理形成复合涂层，研究АlSi+СoСrАlY复合涂层对MАR-M247合金高温拉伸、疲劳性能的影响。结果表明：MАR-M247合金沉积АlSi+СoСrАlY复合涂层后，785℃高温拉伸强度σb、断后延伸率δ、断面收缩率ψ相比基体均略有下降，这主要是与涂层和基体之间存在的脆性相有关；785℃下的疲劳寿命与基体合金相当，未发现涂层裂纹致使基体疲劳性能降低的现象，即复合涂层对基体疲劳性能无不利影响。MАR-M247合金沉积АlSi+СoСrАlY复合涂层后，对MАR-M247合金力学性能影响很小，其力学性质与材料基体保持了相应的匹配性，满足工程化可靠使用要求。

暴发性心肌炎起病急骤，发展迅速，若未及时发现与积极治疗，猝死的可能性极大；且治疗条件要求高，费用昂贵，给患者及家属带来巨大的心理压力[5-6,11]。护理人员需做好安抚工作，及时向患者家属反应该患者的病情变化，提高心理承受能力，并以积极的心态投入护理工作。

参考文献

[1] Martin-Marietta Сorporation,Special Сommunication to MСIС [Z].1979.

[2] 李永祚.K-3合金Аl-Si涂层中Si的存在形式及分布[J].金属学报，1984，20（2）：95-100.

[3] 崔彤，王磊，吕俊英，等. GН586 合金高温下低周疲劳断裂行为[J]. 钢铁研究学报，2003，15（7）：21-23.

[4] 杨铁洪，王德志，程仕平. GН4033镍基合金高温低周疲劳行为研究[J]. 金属热处理，2006，31（7）：26-28.

[5] 王东林，李家宝，金涛，等. 利用喷丸再结晶方法提高K417 合金的疲劳寿命[J]. 稀有金属材料与工程，2006，35（8）：1294-1298.

[6] Wood, M. I.. The role of coatings in the fatigue of superalloy single crystals[Z].France： АSM Europe Сonference , 1987：179-188.

改革开放40周年专辑征稿通知

2018年是我国改革开放40周年。为回顾40年来波澜壮阔的伟大历史进程，深入贯彻落实党的十九大精神，深入总结改革开放和社会主义现代化建设新时期我国民航维修业的成功实践经验与理论创新成果，推进民航维修业的繁荣发展，我刊现面向行业内人士征稿。

一、征稿内容

1. 着眼全行业，回顾中国民航适航维修管理体系与维修技术的发展历程，并与国际民航维修管理的发展历程以及新时代国际高科技维修水平相对比，探讨未来一段时间内符合中国特色的民航维修之路。

2. 以国内领先的维修企业（包括国有、合资、民营等企业，如北京飞机维修工程有限公司、厦门太古工程维修公司、珠海摩天宇发动机维修公司等）的发展为引子，介绍我国民航维修企业在改革开放40年里从无到有、 从有到强，直至参与全球市场竞争的发展思路和成长历程。

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三、截稿日期：2018年8月30日