CN101480756B

CN101480756B - 航空发动机轮盘叶片一体的高温合金涡轮盘坯料的制备方法

Info

Publication number: CN101480756B
Application number: CN 200910010309
Authority: CN
Inventors: 陈江; 陈常义
Original assignee: DALU LASER TECHNOLOGY Co Ltd SHENYANG
Current assignee: Shanghai Dalu Tianrui Laser Surface Engineering Co ltd
Priority date: 2009-02-06
Filing date: 2009-02-06
Publication date: 2011-06-08
Anticipated expiration: 2029-02-06
Also published as: CN101480756A

Abstract

一种航空发动机轮盘叶片一体的高温合金涡轮盘坯料的制备方法，包括：用熔覆性能稳定的大功率CO₂激光器，在高温合金芯棒基础上，预置同成分且适宜熔覆的高温合金粉末A，熔覆堆焊成型到所需要的心部毛坯尺寸，再在坯料边缘预置高温合金粉末B，继续熔覆堆焊成型直到轮盘叶片一体的涡轮盘所需的毛坯尺寸；所述高温合金粉末A的组分中除高温合金芯棒的组分外再添加以下至少三种元素：Ni、B、Si、Y₂O₃和Hf；高温合金粉末B的组分中除高温合金芯棒的组分外再添加以下至少两种元素：FeTi、FeSi、Y₂O₃和Hf。本发明对现有的激光熔覆成型工艺进行改进，使之适用于航空发动机轮盘叶片一体的高温合金涡轮盘大型坯料的制备。

Description

航空发动机轮盘叶片一体的高温合金涡轮盘坯料的制备方法

技术领域

本发明涉及一种航空发动机高温合金涡轮盘坯料的制备方法，特别是涉及一种采用激光熔覆成型技术制造航空发动机轮盘叶片一体的高温合金涡轮盘坯料的制备方法，属于制备航空发动机高温合金涡轮盘坯料和激光熔覆成型技术领域，本发明为生产航空发动机高温合金涡轮盘提供了质量优异、性能可靠的轮盘叶片一体的毛坯料，省去了真空冶炼、榫齿加工、叶片安装环节，适用于航空发动机零部件的生产制备。

背景技术

航空发动机的涡轮盘是航空发动机的心脏，是在高温下以每分钟上万转的速度高速旋转的精密部件。其上安装的叶片更是要承受最大离心力等多种应力的综合作用，对材料的技术要求非常高，都是用特殊的、高质量的高温合金材料制造。根据使用特性要求，涡轮盘中部要求具有高的强度性能指标，而边缘部要求在高温下具有良好的持久强度和疲劳强度指标，而叶片还要有耐冲刷等性能。

传统的制造方法是通过真空冶炼和电渣重熔，制备出钢锭，然后通过自由锻造和模锻的方法，加工成圆饼毛坯，再通过一系列机加方法制成轮盘。再通过类似的方法加工出叶片，安装到一起构成涡轮盘。采用这种方法制造的涡轮盘，轮盘和叶片通常是用同一种(或两种)材料构成。而我国高温合金材料的冶金质量水平比较低，主要表现在材料的纯净度低，合金波动大，对原材料和高温材料杂质以及气体含量的要求不够严格，影响到合金性能及稳定性。

由于涡轮盘用高温合金的合金化程度高，高熔点合金元素多，还含有诸多产生强化相的元素，合金成分复杂，冶炼中对钢锭的成分、表面及内在质量的控制难度非常大，极易出现成分偏析。又由于单重较大，还必须整体浇注，在冷却过程中，势必造成高低熔点元素的分布不均，出现心部与边缘质量不一，导致锭坯材料心部强度降低或不足，边缘持久强度和疲劳强度低。除此而外叶片的加工成材率和材料利用率还特别低，并且安装的叶片相对不够牢固，易产生振动，这些都将直接影响涡轮盘的使用性能。

另外，不论铁基还是镍基高温合金，合金化程度较高，要求热加工温度高，变形温度范围窄，变形抗力大，导致锻造难度较其它钢种大。如果前道工序冶炼中再有质量不一、成分分布不均，必将进一步增大锻造难度，将不可避免地出现各种锻造缺陷。同时由于是单一合金成分，无法实现涡轮盘心部和边缘对材料性能的特殊要求。

因此，选择适当的制造方法，消除涡轮盘坯料成分偏析及坯料成材率较低的现象；实现梯度材料设计，确保加工的涡轮盘各部位对使用性能的要求；提供轮盘和叶片整体制造所需的坯料，使整体制造的涡轮盘能比分体安装盘大幅减少振动、提高旋转和飞行速度、增加载重量和使用寿命，是当前亟待解决的课题。

激光熔覆成型技术作为一种先进的再制造技术，近年来得到了迅速推广和广泛应用。

激光熔覆成型技术利用高能量激光束聚集能量极高的特点，瞬间将在基材表面预置或与激光同步自动送置的、具有特殊物理、化学或力学性能的合金粉末完全熔化，同时基材部分熔化，形成一种新的复合型材料，激光束扫描后快速凝固，获得与基体冶金结合的致密覆层，以达到恢复几何尺寸和表面强化的目的。

激光成型就是激光熔覆的反复堆焊，是在金属表面获得与基体牢固冶金结合的高性能表面覆层的反复堆积的再制造技术。

目前关于利用激光熔覆或激光再制造工艺进行设备零部件修复的专利和报道很多，例如，公开号为CN101176950的中国发明专利申请给出的《基于激光熔覆成型技术的新型梯度功能材料精冲模具制造方法》、公开号为CN1483856的中国发明专利申请给出的《自保护超细活性硬质合金激光熔覆生产技术》和公开号为CN1883852的中国发明专利申请给出的《一种镍基合金粉末激光熔覆烧结成型方法》，但是现有的利用激光熔覆或激光再制造工艺进行设备零部件修复的工艺均是在中小零部件上的应用，通过配制适当的熔覆材料，克服了激光熔层存在的裂纹、气孔和微观结构不均匀性(分层)的问题，取得一定的技术效果，而真正在航空发动机的核心关键部件，尤其是在像涡轮盘这种关键零部件的大型坯料上，能否采用常规的激光熔覆成型工艺进行无裂纹和气孔缺陷、具有梯度功能且轮盘和叶片为一体的涡轮盘坯料制造，经本申请人检索查证：国内尚无先例，国外也没有见到相关报道。

发明内容

本发明的目的在于解决现有技术存在的上述问题，通过反复研究改进，给出了一种新的航空发动机轮盘叶片一体的高温合金涡轮盘坯料的制备方法，该制备方法对现有的激光熔覆成型工艺进行了改进，除采用熔覆性能稳定的大功率(5000W以上)CO₂激光器外，还结合选用梯度功能合金粉末材料，进行轮盘叶片一体的高温合金涡轮盘坯料制造，减少了叶片安装程序，解决了传统生产方法中容易出现的诸多弊端，可以彻底消除冶炼造成的成分偏析的影响，组织致密均匀，坯料成材率大幅提高，对比粉末盘可以大幅降低生产成本。由于轮盘和叶片整体制造的涡轮盘比分体安装盘将减重大约3～5％，这将大幅减少振动，提高旋转和飞行速度，增加载重量和使用寿命。

本发明给出的技术方案是：这种航空发动机轮盘叶片一体的高温合金涡轮盘坯料的制备方法，包括有以下步骤：

1.用熔覆性能稳定的大功率(5000W以上)CO₂激光器，在设计的高温合金芯棒基础上，预置同成分且适宜熔覆的高温合金粉末A，熔覆堆焊成型到所需要的心部毛坯尺寸，再在坯料边缘预置高温合金粉末B，继续熔覆堆焊成型直到轮盘叶片一体的涡轮盘所需的毛坯尺寸，其中心部毛坯具有高温下的高强度、坯料边缘部除具有高持久强度和疲劳强度外，还具有耐冲刷易加工特性，以满足叶片机加和使用的性能。

预置的涡轮盘坯料心部的高温合金粉末A，是在设计的高温合金成分基础上，再适当添加降低熔点、提高浸润性、增加韧性相、降低开裂敏感性、改善熔覆性能的合金元素，保证大面积多层熔覆无质量缺陷。而边缘部的高温合金粉末B，还要再适当添加增强耐磨性和便于机加的合金元素。

2.所述在坯料心部(底层)预置的高温合金粉末A的组分中除高温合金芯棒的组分外再添加以下合金元素中的至少三种元素：Ni、B、Si、Y₂O₃和Hf；在坯料边缘(中上层)预置的高温合金粉末B的组分中除高温合金芯棒的组分外再添加以下合金元素中的至少两种元素：FeTi、FeSi、Y₂O₃和Hf。

3.所述在坯料心部(底层)预置的高温合金粉末A的组分中除高温合金芯棒的组分外再添加的合金元素比例为：

Ni 0.5～2.0％，B 0.5～2.0％，Si 0.5～2.0％，

Y₂O₃ 0.01～0.05％，Hf 0.01～0.05％。

所述在坯料边缘(中上层)预置的高温合金粉末B的组分中除高温合金芯棒的组分外再添加的合金元素比例为：

FeTi 0.2～2.0％，FeSi 0.2～2.0％，Y₂O₃ 0.01～0.05％，

Hf 0.01～0.05％。

4.在熔覆操作中采用5000～10000W横流连续CO₂激光器，其熔覆工艺参数是：功率：4800～8000W，焦距：300～400mm，光斑尺寸：1.5×10mm，扫描速度：240～400mm/min，置粉厚度：0.5～1.0mm。熔覆过程中对熔池采用惰性气体保护。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

1.为航空发动机轮盘叶片一体的高温合金涡轮盘坯料的生产提供全新的制备方法，采用这种方法制造的坯料解决了传统生产方法中的成分偏析、成本高、投料比大等诸多弊端。

2.在航空发动机轮盘叶片一体的高温合金涡轮盘坯料的生产中，可以实现梯度材料设计和实施，合金组织致密均匀，确保加工的涡轮盘各部位对使用性能的要求。

3.使用这种新的制造方法，可以实现提供对轮盘和叶片整体制造所需的坯料，减少了叶片安装程序。整体制造的涡轮盘将大幅减少振动，提高旋转速度，增加载重量和使用寿命，提高航空发动机的推重比。

具体实施方式

实施例1：

用熔覆性能稳定的10000W大功率CO₂激光器，在设计的GH4169高温合金芯棒基础上激光熔覆堆焊与GH4169成分类似、又添加了几种增加高温强度合金元素的高温合金粉末A，再添加的合金元素的组分为(质量百分数)：Si0.15％、Ni1.2％、Y₂O₃ 0.02％、Hf 0.01％，熔覆堆焊成型到所需要的涡轮盘心部毛坯尺寸；再在坯料边缘熔覆堆焊与GH738成分类似、又添加了几种增加高温持久强度、疲劳强度以及易于机加工的合金元素的高温合金粉末B，再添加的合金元素的组分为(质量百分数)：FeTi 1.0％，FeSi 0.8％，Y₂O₃0.02％，继续熔覆堆焊成型构成涡轮盘外圆部坯料。经切片探伤检验无缺陷，作为轮盘叶片一体的涡轮盘坯料送转精密锻造。

其熔覆工艺参数是：功率：8000W，焦距：300～360mm，光斑尺寸：1.5×10mm，扫描速度：320～400mm/min，置粉厚度：0.5～1.0mm。熔覆过程中对熔池采用惰性气体保护。

实施例2：

用熔覆性能稳定的5000W大功率CO₂激光器，在设计的GH4033高温合金芯棒基础上激光熔覆堆焊与GH4033成分类似、又添加了几种增加高温强度合金元素的高温合金粉末A，再添加的合金元素组分为(质量百分数)：B0.005％、Si0.2％、Y₂O₃ 0.02％、Hf 0.01％，熔覆堆焊成型到所需要的涡轮盘心部毛坯尺寸；再在坯料边缘熔覆堆焊与GH738成分类似、又添加了几种增加高温持久强度、疲劳强度以及易于机加工的合金元素的高温合金粉末B，再添加的合金元素的组分为(质量百分数)：FeTi 1.0％，FeSi 0.8％，Y₂O₃0.02％，继续熔覆堆焊成型构成涡轮盘外圆部坯料。经切片探伤检验无缺陷，作为涡轮盘坯料送转精密锻造。

其熔覆工艺参数是：功率：4800W，焦距：320～380mm，光斑尺寸：1.5×10mm，扫描速度：240～360mm/min，置粉厚度：0.5～1.0mm。熔覆过程中对熔池采用惰性气体保护。

实施例3：

用熔覆性能稳定的5000W大功率CO₂激光器，在设计的GH4698高温合金芯棒基础上激光熔覆堆焊与GH4698成分类似、又添加了几种增加高温强度合金元素的高温合金粉末A，再添加的合金元素的组分为(质量百分数)：Si0.2％、Ni 1.6％、Y₂O₃ 0.01％、Hf 0.01％，熔覆堆焊成型到所需要的涡轮盘心部毛坯尺寸；再在坯料边缘熔覆堆焊与GH738成分类似、又添加了几种增加高温持久强度、疲劳强度以及易于机加工的合金元素的高温合金粉末B，再添加的合金元素的组分为(质量百分数)：FeTi 1.0％，FeSi 0.8％，Y₂O₃0.02％，继续熔覆堆焊成型构成涡轮盘外圆部坯料。经切片探伤检验无缺陷，作为涡轮盘坯料送转精密锻造。

Claims

1.一种航空发动机轮盘叶片一体的高温合金涡轮盘坯料的制备方法，其特征在于包括有以下步骤：

(1)用熔覆性能稳定的5000W以上大功率CO₂激光器，在设计的高温合金芯棒基础上，预置同成分且适宜熔覆的高温合金粉末A，熔覆堆焊成型到所需要的心部毛坯尺寸，再在坯料边缘预置高温合金粉末B，继续熔覆堆焊成型直到轮盘叶片一体的涡轮盘所需的毛坯尺寸，其中心部毛坯具有高温下的高强度、坯料边缘部除具有高持久强度和疲劳强度外，还具有耐冲刷易加工特性，以满足叶片机械加工和使用的性能；

(2)所述在坯料心部预置的高温合金粉末A的组分中除高温合金芯棒的组分外再添加以下合金元素中的至少三种元素：Ni、B、Si、Y₂O₃和Hf；在坯料边缘预置的高温合金粉末B的组分中除高温合金芯棒的组分外再添加以下合金元素中的至少两种元素：FeTi、FeSi、Y₂O₃和Hf；

(3)所述在坯料心部预置的高温合金粉末A的组分中除高温合金芯棒的组分外再添加的合金元素比例为：

B0.005％、Si0.2％、Y₂O₃ 0.02％、Hf 0.01％；

所述在坯料边缘预置的高温合金粉末B的组分中除高温合金芯棒的组分外再添加的合金元素比例为：

FeTi 1.0％，FeSi 0.8％，Y₂O₃ 0.02％；

(4)在熔覆操作中采用5000～10000W横流连续CO₂激光器，其熔覆工艺参数是：功率：4800～8000W，焦距：300～400mm，光斑尺寸：1.5×10mm，扫描速度：240～400mm/min，置粉厚度：0.5～1.0mm，熔覆过程中对熔池采用惰性气体保护。