渦輪葉片是飛機發動機最重要的部件之一，長時間處于不均勻高溫條件下服役，同時承受復雜的機械載荷，氣動載荷和熱載荷的聯合作用。在正常服役情況下，葉片損傷主要由蠕變過程產生，渦輪葉片材料通常采用鎳基高溫合金，因此其蠕變持久性能就顯得尤其重要。鎳基高溫合金的持久蠕變性能與晶粒度、γ′相、晶界碳化物、TCP相等組織形貌密切相關。目前，我國燃氣輪機渦輪葉片的失效多屬于非正常失效，如超溫服役導致的葉片失效等。因此，提高設計和制造水平是短期內解決葉片失效的關鍵手段。從長期來看，正常服役狀態下發生的組織性能損傷將成為渦輪葉片壽命的主要限制因素。在正常服役過程中，合金會發生組織退化，從而降低葉片服役性能。此前大量研究工作集中在實驗室條件下對葉片用高溫合金材料在高溫長時熱暴露后的組織和性能演變，對實際長時服役后葉片的組織和性能研究較少，而服役后葉片材料組織和性能的量化表征對航空發動機的壽命預測和延壽具有更重要的指導意義。

研究對象為經1600h服役后的某航空發動機GH4033合金二級渦輪葉片，GH4033合金被廣泛用于正常服役溫度在700℃以內的渦輪葉片。前人對類似合金的研究主要集中于微合金化、熱加工工藝、熱處理制度和長時組織穩定性的探討，并分析不同組織特征對其力學性能的影響。

本研究對服役葉片不同截面的顯微組織進行檢查，對葉片不同部位的室溫硬度和持久性能進行研究，對比服役前后合金顯微組織及力學性能的變化；根據航空工業標準HB/Z91-1985《航空用高溫合金渦輪葉片模鍛件》對1600h服役后的GH4033合金組織和性能損傷程度進行評價。通過組織演變規律，推測該二級渦輪葉片實際服役溫度。結論如下：

（1）該服役葉片葉身表面及內部無裂紋、空洞以及夾雜等宏觀缺陷。葉片葉身各部位顯微組織形貌與榫頭相比：晶粒沒有長大；葉片葉身基體組織中γ′相體積分數無明顯變化，γ′相尺寸發生長大，且進氣邊和排氣邊比中間部位稍大；晶界碳化物沿葉身縱向存在較小差別。

（2）葉片各部位硬度差別較小，在320～351HV范圍，與榫頭部位324HV相近。從葉尖至葉根方向進氣邊3個部位在700℃/430MPa下的持久壽命為124～138h，與榫頭部位143h相近。

（3）根據GH4033合金γ′相尺寸-溫度-時間關系推導該葉片葉尖部位服役溫度最高，其余部位略低，但葉片整體服役溫度應低于700℃。

（4）該服役葉片顯微組織和力學性能均未發生明顯退化，且700℃/430MPa條件下的持久壽命顯著大于航標HB/Z91-1985《航空用高溫合金渦輪葉片模鍛件》要求的60h，說明該葉片在服役1600h以后仍可繼續使用。