航空发动机涡轮叶片故障分析与修理.docx

1、航空发动机涡轮叶片故障分析与修理南京航空航天大学毕业设计航空发动机涡轮叶片故障分析与修理学生姓名学 号 021270160学 院 航空宇航学院专 业 飞行器设计与工程班 级 12指导教师二O-四年六月南京航空航天大学本科毕业设计（论文）诚信承诺书本人郑重声明：所呈交的毕业设计（论文）（题目：航空发动机 涡轮叶片故障分析与修理）是木人在导师的指导下独立进行研究所取 得的成果。尽本人所知，除了毕业设计（论文）中特别加以标注引用 的内容外，本毕业设计（论文）不包含任何其他个人或集体己经发表 或撰写的成果作品。（学号）：021270160航空发动机涡轮叶片故障分析与修理摘 要燃气涡轮是航空燃气涡轮发动

2、机的重要部件之一。涡轮叶片 分为涡轮转子叶片和导向叶片。涡轮转子叶片是把高温燃气的能 量转变为转子的机械功的重要零件。工作时，它不仅被经常变化 着的高温燃气所包围，并且还承受着高速旋转产生的巨大离心 力、气体力和震动符合，可见涡轮转子叶片的工作条件十分恶劣。 导向叶片使燃气在通过其的过程中速度增加，压力及温度下降， 气流方向改变。虽然导向叶片是静止件，但是工作条件十分恶劣, 除了受较大的气动力与不稳定的脉动符合外还处于高温燃气的 包围之中，温度高，冷热变化大，温度不均匀严重。它们的工作 环境都十分恶劣，但是它们都是燃气涡轮发动机的重要组成，涡 轮转子叶片还是发动机寿命的主要零件之一。因此，对涡

3、轮叶片 的故障的研究是十分必要的，对涡轮叶片的维护是必不可少的。关键i司：燃气涡轮，叶片维护Analysis and repair the fault of aero engineturbine bladeAbstractGas turbine is one of the important components of aero gas turbine engine Turbine blade for turbine rotor blades and guide vanes Turbine rotor blade is the important part of high temperatur

4、e gas energy into mechanical work of the rotor. When working, surrounded by high temperature gas not only is constantly changing, and it also bear huge centrifugal force, the high-speed rotation of the gas force and vibration with visible turbine rotor blades, the poor working conditions Guide vane

5、gas increased faster in the process, the pressure and the temperature drop, change of flow direction. Although the guide vane is stationary, but the work condition is very bad, in addition to theaerodynamic force large and unstable pulsation meet is in high temperature gas surrounded, high temperatu

6、re, hot and cold changes, uneven temperature seriously. Their working conditions are very bad, but they are an important component of gas turbine engine, one of the main parts of turbine rotor blades or engine life. Therefore, research on fault of turbine blades is very necessary, maintenance of tur

7、bine blade is essential.Key Words： Gas turbine, Blade maintenance摘要 3第一章涡轮叶片的故障分析 61.1转子叶片的振动类型及其特征 61.1. 1转子叶片的震动分类与基本振型 61.2涡轮叶片的常见裂纹 71.3涡轮叶片的常见裂纹 71.3. 1蠕变断裂 71.3.2热疲劳断裂 81.3.3疲劳断裂 9第二章飞机发动机叶片的维修技术 112.1修理前的处理与检测 112.1. 1 清洗 112.1.2无损检测 112.1. 3叶型的精确检测 122. 3叶片修理技术 122. 2. 1焊接修理 122.2.2热喷涂技术 132

8、. 2. 3喷丸强化 142. 2. 4涂层修复 15结束语 16参考文献 17致谢 18第一章涡轮叶片的故障分析涡轮叶片是航空发动机最主要的部件之一，是高温、高负荷、结构复杂的典 型热端构件，它的设计制造性能和可黑性直接关系到整台发动机的性能水平耐久 性和寿命。为了提高发动机的推重比，叶片设计时常釆用比强度高的新材料；釆 用先进复杂的冷却结构及工艺等措施来实现。因此，研究涡轮叶片故障对提高发 动机工作安全及正确评估叶片的损伤形式和损伤程度有重要意义。分析叶片产生损伤的主要原因，归纳起来主要包括：热疲劳在内的低循 环疲劳。振动引起的拓循环疲劳，高温长时间载荷作用下的蠕变变形和蠕变应力 断裂，高

9、温燃气冲刷腐蚀和氧化、以及外物损伤等。转子叶片的失效模式随工作 条件的不同而有所不同，主要是外物损伤、变形伸长和断裂三种失效形式。 叶片的外物损伤主要表现为凹坑、掉块、表层剥落、弯曲变形、裂纹和折断等。 其中凹坑、裂纹等损伤往往会成为腐蚀和疲劳断裂的初因。转子叶片变形伸长的直接后果是叶身与机匣相磨，降低发动机的使用可靠 性。其主要原因有：材料选用不当或热处理工艺不当使叶片的屈服强度偏低；叶 片工作温度过高，是叶片强度降低；或者发动机超转，造成离心力过高。叶片变 形在实际使用中出现的概率较低。判断叶片是否发生变形伸长的主要依据是检查 机匣有无磨损的痕迹或检查叶片是否山于使用温度过高而发生蠕变。转

10、子叶片岀现断裂的概率最高，其危害性也最大，往往是一个叶片折断而打 坏其他叶片，乃至使整台发动机无法工作而危及飞行安全。除因外物撞击造成叶 片瞬时过载断裂外，绝大多数是山于各种原因引起的不同类型的疲劳断裂失效。 叶片疲劳断裂主要是因为离心力叠加弯曲应力引起的疲劳断裂、山振动环境引起 的颤振，扭转共振、弯曲振动疲劳断裂以及山环境介质以及接触状态引起的高温 疲劳、微动疲劳和腐蚀损伤导致的疲劳断裂。但山于叶片工作环境的复杂性，叶 片实际的疲劳断裂往往并非上述某一模式。而是多种情况的叠加。1.1转子叶片的振动类型及其特征转子叶片在工作状态下要承受大的离心应力载荷，如果再叠加上非正常工作 情况下引起的振动

11、交变载荷则极有可能导致叶片早起疲劳断裂失效。大部分转子 叶片的疲劳断裂失效均与各种类型的振动有关。1.1.1转子叶片的震动分类与基本振型涡轮叶片在实际工作中出现振动，按振动的表现形式分，主要有强迫振动、 颤振、旋转失速和随机振动四种；按照叶片振动里的来源分，有强迫振动和自激 振动；按作用在叶片上的应力分有振动弯曲应力和扭转应力。对于实际叶片振动分析，主要是自振频率、振型、振动应力和激振力的来源 四个因素。在一般清快下，频率越高，振幅越小，危险性也就越小，大幅低频振 动最为危险。振型是指叶片以某阶自振频率振动时，叶片各部分的相对振动关系。典型的 振型有一弯、二弯、三弯和一扭、二扭等。对于涡轮转子

12、来说，主要是一弯和一 扭振型。（1） 尾流激振在发动机环形气流通道中存在障碍物，当叶片转子经过这些障碍物时，叶片 所受的气动力将有所改变，会引起激振力。火焰筒出口流场分布是不均匀的，对 于涡轮转子会产生类似于均布障碍物的影响也会引起激振力。（2） 颤振颤振属于自激振动，叶片的振型与频率都与尾流激振大致相同，它与强迫振 动不同之处在于它不伴有任何带频率的激振力。颤振的频率基本上由叶片本身的 儿何尺寸和材料性质所决定，因而称为“自激振动”。颤振有亚音速失速、亚音速非失速、超音速失速、超音速非失速及堵塞颤振等。 叶片自激振动时必然要从气流中吸取能量，以补偿震动的阻尼场。发生颤振的必 要条件是气流攻角

13、大于临界攻角，叶背气流分离引起升力变化，导致颤振。颤振多发生在压气机转子叶片，而涡轮转子叶片很少见到颤振。颤振的危害性很 大，可在极短时间内使叶片发生断裂失效，而且往往使一个扇形面内的多个叶片 断裂。（3） 随机振动随机振动在各个频率下都有激振力，这些激振力作用在叶片上，会引起叶片 普遍的强迫振动，而在某儿个频率下引起共振，这儿个频率就是叶片的自振频率。 随机振动的激振源是强大的噪声，故乂将此引起的叶片疲劳成为噪声疲劳，噪声 源是叶片对气流的干扰和气流燃烧。噪声越大，激振力越强，叶片受损可能性越 大。1.2涡轮叶片的常见裂纹涡轮叶片用合金钢（GH37）制作，裂纹较多。特别是一级工作叶片，沿叶片

14、 弦长方向的横向裂纹较多，沿叶高方向的纵向裂纹较少。随着发动机使用时间的 增加，故障率逐渐增大。横向裂纹多产生在距叶根三分之一处的排气边，叶背与 叶根的转接圆弧处，裂纹逐步扩展断裂，叶片樺齿也常发生裂纹。1.3涡轮叶片的常见裂纹1.3.1蠕变断裂金属材料在一定温度下，收持续应力的作用而引起的缓慢的塑性变形叫做金 属的蠕变。引起蠕变的的应力叫蠕变应力。在蠕变应力作用下，蠕变变形逐渐增 加，最终断裂，这种断裂叫蠕变断裂。导致断裂的最小应力叫做蠕变断裂应力， 又称蠕变强度或蠕变断裂强度（持久强度）。蠕变可发生于低温和温室下，但只有当温度高于0. 3Tm （Tm是用绝对温度表 示的熔点）时才显著起来，

15、才必须给予重视。温度愈高，蠕变现象愈显著。随着工作时间的增长，叶片的变形逐渐增大。所以，涡轮叶片在高温下承受 负荷，其毁坏是逐渐产生的。当然，燃气温度越高，负荷越大，引起毁坏的期限 也越短。蠕变过程中同时存在晶内滑移和晶界变形,并在一定温度和应力条件下形成空洞 和裂纹，裂纹发展，导致断裂。多以解释蠕变机制的应力集中理论和空位聚集理 论。（1） 引力集中理论在三晶交接处及晶界与滑移线的交截处因形变而产生应力集中，形成楔形沿 晶裂纹，裂纹扩展，导致晶界断裂。（2） 空位聚集理论空洞肯能在下列两种情况下形成：在应力和热骚动的作用下，晶体内点缺陷 选择与拉应力垂直的方向运动，停止与拉应力的方向上，空位

16、在此界面上逐渐聚 集，达到一定数量时，晶界破裂，形成空洞；另外，滑移面和滑移界的交割，具 有析出物的晶界滑动，形成空洞。空洞在应力持续作用下逐步长大，连续成波浪 形（R形）裂纹，发生沿晶界断裂。裂纹的宏观形态特征是：裂纹往往出现在边缘，呈短细的裂口状，并伴随有 零件的外形变化。在光学显微镜下观察，蠕变裂纹的起源处的形态往往是境界空穴，裂纹沿晶 界扩展，断口呈颗粒状，表面有一层很厚的氧化膜。1.3. 2热疲劳断裂1）概述热疲劳断裂是山于交变热应力或热应变作用而产生的疲劳破坏。热应力是山于温 度分布不均、金属自山膨胀或收缩受到限制而产生的。（6稳定的应力一应变那后回线图14热疲劳曲线发动机涡轮导向

17、器叶片的裂纹是热疲劳断裂的典型例子。如图14所示是叶 片在发动机启动、停车过程中热气流引起的热应变特性曲线（叶片本体温度用体 积平均温度Tm表示，叶片排气边温度用Tc表示）。叶片排气边较薄，加热、冷 却比叶片中部快，这样，排气边和叶片中部的温差很大，热应力和热应变也很大, 其最大值位于排气边。发动机启动时，使叶片排气边的热应力从0点增加到A点（C所示）。叶片 上文的温度梯度达到最大值G所示）以后温度梯度逐步减小，到达弹性拉伸区 的B点。高温时，由于蠕变变形，应力松弛使机械应变为零（b所示）。停车时, 叶片排气边薄，受到拉伸载荷作用（从D到E）,产生塑性变形。此时温度已低 可以不考虑E点时蠕变。

18、拉应力和应变在E点达到最大值。这时叶片排气边和中 部温度差也达到最大值。然后冷却，排气边的负荷减小，直到应变为零，回到回 线的0点，此时达到等温状态，完成了一个热应力一一应变循环。以上分析说明，发动机翻修时，为什么总是在叶片的排气边有裂纹。2）热疲劳裂纹及断口的形态特征宏观上，热疲劳裂纹一般较粗短，有时呈裂口状，由于零件表面受温度影响 而具有一定色泽，所以宏观检查难以发现热疲劳裂纹。热疲劳裂纹的微观形态与材料抗热疲劳性能有关。抗热疲劳差的合金，热疲 劳裂纹比较弯曲，沿晶界扩展，裂纹条数较多，成浆糊了从缺口处发源的纵向裂 纹外，还会有多条与之垂直的横向裂纹，构成疲劳裂纹网络。抗热疲劳好的合金,

19、热疲劳裂纹比较平直，传晶扩展，裂纹比较单一，通常只有一条主裂纹，随着循 环次数的增加，裂纹变宽并不断延长，热疲劳裂纹附近，晶粒往往有碎化现象。 热疲劳断口表面垂直于主应力方向，表面连续平坦，疲劳扩展区比较粗糙，有较 明显的纤维状，最终断裂区有45剪切唇口。热疲劳源区附近表面上，常常可 观察到一些断口面平行或呈一定角度的裂口，并具有不同程度的氧化色泽。热疲劳断口的微观形态的基本特征是韧窝花样，有等轴韧窝和撕裂韧窝，撕 裂的方向代表该局部裂纹的扩展方向，韧窝近乎成排规则排列，且大多数撕裂韧 窝排的撕裂方向近似垂直于裂纹的扩展方向。热疲劳裂口氧化严重，尤其在裂纹源区附近，极不易清洗干净，在电镜下可

20、观察到所谓“花朵状形变窝”花样。实际上，这是氧化龟裂，也是热疲劳断口微 观形态的判断依据之一。1.3.3疲劳断裂许多机件按静强度要求是足够安全的，但是在低于屈服极限、其至弹性极限 以下的交变应力反复作用下，却会导致破坏。山于交变应力反复作用导致的破坏 叫做疲劳断裂，疲劳断裂的发展过程称为疲劳。机件的疲劳破坏一般分为四个阶段：裂纹萌生（成核）、微裂纹形成（疲劳 扩展的第一阶段）、疲劳裂纹扩展的第二阶段和瞬时断裂。裂纹萌生出就是常说的疲劳源位置，它一定在应力集中处，一般位于儿件表 面，只有在金属内部有冶金缺陷时，疲劳源才会在金属内部。疲劳断口的宏观判据是疲劳弧带，微观判据是疲劳条痕。有的故障件两种

21、特 征都有，有时则是只有宏观特征或只有微观特征。两种特征都没有的疲劳断口也 是常见。高应力与低应力相比，高应力的瞬时断裂区的面积相对大些，疲劳源区有台 阶和线痕，表面粗糙，缺乏光泽，疲劳弧带稀疏，微观特征有疲劳弧线。-涡轮叶片疲劳断裂主要是因为离心力叠加弯曲应力引起的疲劳断裂、山振动 环境引起的颤振，扭转共振、弯曲振动疲劳断裂以及山环境介质以及接触状态引 起的高温疲劳、微动疲劳和腐蚀损伤导致的疲劳断裂。但山于涡轮叶片工作环境 的复杂性，涡轮叶片实际的疲劳断裂往往并非上述某一模式。而是多种情况的叠 加。第二章飞机发动机叶片的维修技术2. 1修理前的处理与检测涡轮叶片在实施修理工艺之前进行必要的预

22、处理和检测，以清除其表面的附 着杂质；对叶片损伤形式和损伤程度做出评佔，从而确定叶片的可修理度和采用 的修理技术手段。2.1.1清洗山于涡轮叶片表面黏附有燃料燃烧后的沉积物以及涂层和(或)基体经过高 温氧化腐蚀后所产生的热蚀层，一般统称为积炭。积炭致使涡轮效率下降，热蚀 层会降低叶片的机械强度和叶片表面处理的工艺效果，同时积炭也掩盖了叶片表 面的损伤，不便于检测。因此，叶片在进行检测和修理前，要清除积炭。积炭质地坚硬，黏附力强，因此，清除积炭是一项较困难的工作。长期以来, 各国的航空发动机维修基地都在致力研究高效和高可靠性的清洗液和清洗工艺， U前已取得相当的成果。西安航空发动机公司在从英国引

23、进技术的基础上，研制 出四种不同成分配方、不同清除功用的清洗液和分步的清洗工艺，在某型发动机 上使用表明清洗效果良好。美国则推行无毒清洗技术，如用碱性清洗液和塑料丸 取代氯氟绘溶剂；而一些航空公司已经采用在清理表面积附时间长、易于用水清 洗不留残物的凝胶工艺(SPOPL) oSNECMA公司在20世纪80年代开发了氟化氢(HF) 离子清理技术，后来被美国FAA及诸如GE公司等发动机制造商广泛应用，这种 方法特别适用于进行叶片表面处理(如化学气相沉积)前的预先清理，而且不污染 环境。2. 1.2无损检测在修理前，使用先进的检测仪器对叶片的叶型完整性和内部结构进行检测， 以评估磨损、烧熔、腐蚀、掉

24、块、裂纹、积炭和散热孔堵塞等损伤缺陷情况，从 而指导叶片的具体修理工艺。对于涡轮叶片的不同部位，无损检测的侧重点也不相同。如导向叶片，主要 检查叶根焊接部位是否有裂纹以及叶身的烧蚀情况。而对于工作叶片，叶顶部位, 主要检查硫化程度和磨损状况；叶身部位，检查热障涂层的退化情况和基本的烧 蚀、腐蚀情况；叶根部位，承受着相当大的离心力和高频振动，会因热蠕变、疲 劳和材料工艺缺陷产生裂纹，因此要重点检查。要区别是，用保护气体（氮弧焊就是用氮气）将电弧、熔池与空气隔开，杜绝空 气的有害作用，以获得性能良好的焊缝。氮弧焊的特点：（1） 氮气属惰性气体，不溶于液态金属，是一种优良的焊接用保护气体；（2） 焊

25、缝表面形状好，具有较好的机械性能；（3） 电弧稳定性好，飞溅少：（4） 可焊接1毫米以下薄板及某些一种金属；（5） 一定条件下可进行各种位置的焊接。2. 2. 2热喷涂技术热喷涂技术是把丝（棒）状或粉末状材料加热到熔化或软化状态，并进一步 雾化、加速，然后沉积到要喷涂的零件或基体材料上。许多金属、合金、氧化物、 难熔化合物其至有机塑料都可以使用喷涂技术，喷涂到各种各样的金属和非金属 基体上以获得具有耐磨、耐热和耐氧化、防腐蚀、电绝缘或导电等各种不同性能 的涂层和用以控制机械零件间隙的可磨耗封严涂层以及用以恢复尺寸的修补涂 层。热喷涂的特点：喷涂祈斗广泛，所获得的涂层性能也非常广泛，并适用于各种

26、基体材 料，用途广；（2） 设备简单，通用性强，操作程序少，速度快，生产效率高；（3） 集体材料变形小，无热变形。由于热喷涂技术具有无热变形、生产效率高、用途广.设备通用性强等特点, 乂能跟据零件工作条件达到耐蚀、耐磨、耐高温、密封等不同口的。因此，成为 用来延长发动机寿命，提高发动机性能、效率的一项不可缺少的技术。1） 耐磨涂层为了减少谥莹发动机在运转过程中振动、滑动、撞击和摩擦引起的磨损，提 高性能、延长使用寿命，航空发动机零、部件广泛采用的耐磨涂层包括钻基、W 基和碳化磚等多种涂层。通常，碳化鹄/钻耐磨涂层用于45CTC以下，是一种中 温耐磨涂层；碳化珞加银镉.钻銘磚、線镉硼硅为高温耐磨

27、涂层，可用于800C 左右。其中谋镉碳化鋁涂层在845C、1444公斤/厘米2负载下工作10小时展 现出优异的耐磨性，在925C下具有比银/珞层更优异的抗氧化性能。为了消除涡喷7发动机I级空心精铸涡轮叶片叶冠山于工作磨损导致尺寸 超差造成的振动过大引起的樺齿延伸段折断和裂纹的故障，在其表面用等离子火 焰喷涂钻锯钩高温耐磨涂层。2） 耐热涂层现代航空发动机希望尽可能调高涡轮前温度，以增大推力。因此涡轮叶片的 工作温度也相应提高。虽然用耐高温材料，仍难满足使用要求。实践证明在涡轮 叶片上采用耐热涂层，能够提高部件的难热性能，并防止出现变形和裂纹。3） 可磨耗涂层现代航空发动加的关键部件涡轮是有不同

28、级的静子叶片组成的机匣和固定 在盘上旋转的转子叶片所组成。就发动机的效率而言，必须把静子和转子两部分 之间的间隙保持在最小的限度，这些间隙包谷转子叶片叶尖与静止的外环之间的 “叶尖间隙”和每级转子及机匣之间的“级间间隙为减少山于间隙大引起的 气流泄漏，从理论上讲希望这些间隙接近零，山于制造零件的实际偏差和装配上 的公差，这是难以做到的，而且轮盘在高温高速旋转条件下还会产生纵向运动， 叶片径向“增长”，零件的绕曲变形以及热胀冷缩等都会改变这些间隙，采取喷 涂磨耗涂层，意识间隙最小，即在静子组件和叶尖相邻的面上喷涂不同类型涂层, 当旋转零件与它摩擦时，该涂层做出牺牲性磨耗，使间隙大最小限度。2.

29、2. 3喷丸强化喷丸强化是用高速弹丸（玻璃丸或钢丸）撞击金属零件表面使之产生残余压 应力并形成细化亚晶粒的冷作硬化层，从而提高零件疲劳强度，和抗应力腐蚀能 力的一种工艺方法。它具有效率高、成本低、强化效果明显等特点。1） 干喷丸强化干喷丸强化技术是靠离心轮产生的离心力或从喷嘴喷出的压缩空气将喷丸 喷射到零件表面，使其具有一定厚度的表面强化层。干喷丸工艺具有设备简单效率高等优点，但在大量生产中，尚存在粉尘污染, 噪声大弹丸消耗量大灯缺点。2） 水喷丸强化水喷丸与干喷丸的强化原理是一样的，只是水喷丸以高速运动的液体弹丸流 取代干喷丸中的弹丸，以此来减少干喷丸工艺中所产生的粉尘污染，保护环境， 改善

30、工作条件。所谓的液体弹丸流，U前常用的是水和弹丸（玻璃丸）的混合物, 只要釆用合理的工艺参数水喷丸同样能够取得和干喷丸相同的效果。水喷丸与干喷丸相比，具有污染小、噪音低、弹丸消耗小、节电等优点。3） 旋板强化（或叫做软轮“喷丸”）旋板强化技术是美国3M公司在喷丸强化技术的基础上研制的新技术。其强 化原理是以粘有弹丸的特这旋板在旋转中连续不断的打击金属表面，使其获得一 定的厚度的表面强化层，达到与喷丸强化同样的效果。它与喷丸强化相比较有设备简单、体积小、使用方便、效率高、经济耐用、 效果好等优点。喷丸是以高速弹丸流撞击受喷工件表面，在受喷材料的再结晶温度下进行的 一种冷加工方法。叶片喷丸强化可提

31、高抗疲劳和抗应力腐蚀性能。它是利用高速 弹丸在撞击叶片时，叶片表面迅速伸长，从而引起表层材料在一定深度范围内的 塑性流动塑性变形。变形层的深度取决于弹丸撞击程度和工件材料的力学性 能，通常变形层深度可达0.12mm0.75mm。改变喷丸参数，也可以得到合适的 变层深度。当喷丸引起叶片表层材料塑性变形时，与表层相邻的次表层材料也将 山于表层变形而变形。但与表层相比较，次表层的变形程度较小，未达到该材料 屈服点而保持弹性变形状态，因此，表层与次表层的这种不均匀塑性变形，能引 起材料受喷后的残余应力场（即应力分布）的改变。试验表明，喷丸后表层呈现 残余压缩应力，而在一定深度的次表层则为拉伸应力。表层

32、的残余压缩应力可比 次表层的拉伸应力高达数倍。这种残余应力分步模式很有利于疲劳强度和抗应力 腐蚀性能的提高。叶根处的喷丸尤为重要，通过残余压力场，增加表面残余压应力，使表面实 际承受的交变拉应力水平降低，提高抗疲劳性能，避免裂纹的生成。喷丸强化工艺不仅能够显著地提高零件的疲劳强度，而且还能提高建的抗应 力腐蚀能力，喷丸强化除了显著提高零件的上述性能以外，对其抗张强度、屈服 强度、冲击强度、塑性、高温瞬时强度以及高温持久强度等基本上无明显影响。 因此，采用喷丸强化技术，对延长产品的使用寿命和提高产品质量具有极其重要 的意义。有GH32、GH33热强合金制造的涡轮叶片笫一樺齿裂纹和排气边缘裂 纹故障直接影响着使用的安全性和可靠性，通过对涡轮叶片叶身，和樺齿喷丸强 化后，显著地提高了疲劳强度，使用寿命延长二分之一倍以上，经喷丸强化修复 和延长使用寿命的叶片，在使用中，均为发现