초록 ▼

본 연구의 목적은, 제트 개스 터어빈의 부품으로 쓰이는 주조형 Ni-기초 합금의 고온 복합하중 하에서의 현미경 미세조직 변화 특성 및 파단기구를 규명하여 수명예측 모델을 개발하고, 이를 바탕으로 항공기 엔진 소재의 국산화에 기여함이다. 연구는 3개의 세부 과제로 나뉘어져 진행되었다. 제 1세부과제의 목표는 고온 저주기 피로 (LCF) 하에서의 내부 조직 변화 및 파단 기구를 규명하여 경험적 수명예측 모델을 개발하는 것이었다. 이를 위하여 국내에서 정밀 진공 주조된 Rene'80 합금 및 미국산 단조형 합금 IN 718을 760

본 연구의 목적은, 제트 개스 터어빈의 부품으로 쓰이는 주조형 Ni-기초 합금의 고온 복합하중 하에서의 현미경 미세조직 변화 특성 및 파단기구를 규명하여 수명예측 모델을 개발하고, 이를 바탕으로 항공기 엔진 소재의 국산화에 기여함이다. 연구는 3개의 세부 과제로 나뉘어져 진행되었다. 제 1세부과제의 목표는 고온 저주기 피로 (LCF) 하에서의 내부 조직 변화 및 파단 기구를 규명하여 경험적 수명예측 모델을 개발하는 것이었다. 이를 위하여 국내에서 정밀 진공 주조된 Rene'80 합금 및 미국산 단조형 합금 IN 718을 760-982 °C 의 온도 범위에서 시험하였다. Rene'80 합금은 LCF 중 반복 연화를 일으킨다는 것과, 그 원인이 미세 석출물인 γ' 과 전위들의 상호 작용에 의한 것임을 동적 시험기, 전자 현미경등을 이용하여 밝혔다. 또한, 고온에서의 파단은 표면에서 발생된 피로 균열의 전파로서 이루어지나, 부차적으로는 국부적인 공동 (cavity) 발생에 유의해야함을 제안하였다. LCF 변형율과 파단수명간의 경험적 모델과 IN 718 등 다른 초합금들을 같이 비교해 볼 수 있는 LCF 파단기구도를 작성하였다. 제 2세부 과제에서는 CM 247 LC 합금을 위주로 하여 제조변수 및 크리프-피로에 따른 조직변화를 연구하였다. 제조 변수로서는 일방향 응고법과 다결정 응고법을 비교하였는 바, 일방향 응고법에 의한 재료의 크리프 수명이 우월한 것을 확인하였다. 또한, 열처리법에 의한 γ' 의 크기를 조절하였는데, 871-982°C 온도 영역에서는 γ'의 크기가 클수록 피로 수명이 증가함을 발견하였다. 제 3세부 과제에서는 고온 크리프시 공동의 연속 생성과 성장에 대한 모델에 근거하여 새로운 지수 "L" 값을 정의하였다. 이로 부터 재료를 파괴시키지 않고 크리프 시의 잔여 수명을 예측하고, 다른 수명 예측 모델과의 상관 관계를 연구하였다. "L" 값은 크리프 변형에 따른 조직 손상의 지수로서, 이 값은 시간에 따른 시그모이덜형 곡선으로 표현되었다. 따라서 이 지수를 써서 주어진 온도와 응력 하에서의 크리프 잔여 수명을 예측할 수 있었다.

Abstract ▼

The purpose of the Present research was two-fold : flrst, to develop a life prediction model of cast-type Ni-base superalloys used for jet gas turbine components by studying the characteristics of microstructural evolution and the fracture mechanism under high temperature complex loading conditions,

The purpose of the Present research was two-fold : flrst, to develop a life prediction model of cast-type Ni-base superalloys used for jet gas turbine components by studying the characteristics of microstructural evolution and the fracture mechanism under high temperature complex loading conditions, and second, by utilizing this background, to promote domestic capability of producing materials for airplane engine components. The research was conducted under three separate subtasks. The objective of the first subtask was to elucidate the characteristics of microstructural evolution and the fracture mechanism under high temperature low cycle fatigue (LCF) condition, and to develop an empirical life-prediction model. To achieve this domestically vacuum investment cast Rene'80 alloy and wrought type IN 718 alloy imported from USA were tested in a temperature range of 760 to 982°C. By utilizing a dynamic testing machine and electron microscopes it was possible to demonstrate that the Rene'80 alloy cyclic-softened during LCF due to an interaction of fine γ' preciptiates and dislocations. It was also proposed that the fracture at high temperature occurred through the propagation of surface-nucleated cracks but that attention must be paid to the formation of local cavities. An empieical model relating the LCF strain and the fatigue life and a map of LCF mechanisms were developed. In the second subtask the microstructural variation of CM 247 LC alloy was correlated to the production variables. By comparing two casting techniques, the unidirectional solidification and the conventional casting, it was confirmed that the materials produced by the former had a superior creep life. Also, the size of γ' particles was controlled by heat treatment and it was discovered that the fatigue life was increased with the particle size. In the third subtask a new parameter "L" was defined based on the models for continuous nucleation and growth of cavities during high temperature creep. The remaining creep life was predicted from this without fracturing sample, and the relationship between the prediction and other life-prediction model was studied. THe "L", a parameter representing microstructural damage accompanying creep deformation, was found to be a sigmoidal function of time. Therefore, the remaining creep life under a given temperature and stress could be predicted using this parameter.

목차 Contents

• 제 1 장 서 론...14
• 제 2 장 실 험...17
• 제 1 절 시편준비...17
• 제 2 절 고온 저주기 피로시험...18
• 제 3 절 크리프 시험...19
• 제 3 장 결 과...22
• 제 1 절 열처리 조직...22
• 제 2 절 고온 피로 시험 결과 및 조직 변화...23
• 제 3 절 반복 변형 연화...26
• 제 4 절 크리프 시험 결과 및 손상 관찰...27
• 제 4 장 고 찰...30
• 제 5 장 결 론...33
• 참고문헌...36