CN104712371A - 一种航空发动机双合金双性能涡轮盘及其制备方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空发动机双合金双性能涡轮盘及其制备方法，其中，航空发动机双合金双性能涡轮盘包括盘心区域和辐板区域，所述盘心区域靠近中轴的部位采用的材料为第一合金材料，所述盘心区域其他部位以及所述辐板区域采用的材料为第二合金材料，所述第一合金材料的线膨胀系数大于所述第二合金材料的线膨胀系数。本发明通过控制不同部位的线膨胀系数，不仅可以达到不同部位的耐温能力或者屈服强度要求，而且也可以让盘心区域靠近中轴的部位的热应力抵消部分周向应力，保证其在各自区域的工作需求和对涡轮盘所受应力的控制；且不需要通过增加涡轮盘厚度，制备工艺相对简单，制备成本低，能够在很大程度上降低航空发动机涡轮盘所受的应力。

Description

一种航空发动机双合金双性能涡轮盘及其制备方法

技术领域

本发明涉及燃气轮机领域，尤其是关于一种航空发动机双合金双性能涡轮盘及其制备方法。

背景技术

涡轮盘是航空发动机的核心部件之一，承担着将燃气推动涡轮叶片所做的功传递至轴以带风扇、压气机等部件工作的任务。其固有的工作环境和工作特点可概括如下：

1）涡轮盘位于燃烧室之后，其热环境及其严峻，目前的高性能航空发动机涡轮盘上的温度已经超过了1000K，在这种温度环境下，涡轮盘材料的强度性能急剧下降，从而不能满足寿命及可靠性的要求，所以往往需要对涡轮盘加以冷却。

2）涡轮盘的工作转速一般超过10000rpm，因此承受极大的离心载荷；由于对涡轮盘的冷却和热环境的分布不均，因此涡轮盘上受到复杂且随运行工况不断变化的热应力载荷。所以，涡轮盘上收到的总应力水平非常高。

正因为以上特点，涡轮盘是航空发动机最危险的部件之一。通常，降低涡轮盘所受应力的方法是，通过增大危险区域的几何尺寸以控制涡轮盘上的应力水平来保证可靠的强度需求。因此，目前典型的涡轮盘结构形式是：涡轮盘应力水平最大的盘心区域采用几何尺寸的加厚；由于涡轮盘上的应力水平分布特点是沿径向逐渐降低的，因此涡轮盘辐板区域的厚度沿径向逐渐变薄以减轻质量；由于涡轮盘的盘缘必须承受叶片的拉力作用，因此涡轮盘的盘缘区域的厚度再次逐渐加厚。需要注意的是，增大几何尺寸将直接导致涡轮盘质量的增加和发动机性能的降低，所以增加几何尺寸并不被鼓励。为尽量缓解由于保证强度带来的涡轮盘质量的增加，在涡轮盘的结合形状大致确定后，还需通过结构优化设计做进一步的调整。

而且航空发动机涡轮盘在工作过程中不同部位承受的温度和应力载荷不同。航空发动机涡轮盘的轮毂部位承受较高应力和较低温度，航空发动机涡轮盘的轮缘部位承受较低应力和较高温度。这就要求航空发动机涡轮盘的轮缘部位在较高温下具有高的持久、蠕变强度和损伤容限，航空发动机涡轮盘的轮毂部位在较低温度下具有高的屈服强度和低周疲劳性能。双性能涡轮盘（dual property disk）是一种在处于较高温度下工作时，其轮缘部位具有高的持久、蠕变强度，在处于较低温度下工作时，其轮毂部位具有高的屈服和低周疲劳性能的涡轮盘。但是普通的双性能涡轮盘是通过改变不同部位的晶粒度来提高不同部位的耐温或者屈服强度。改变不同部位的晶粒度是为了获得细晶组织和粗晶组织，但是改变不同部位晶粒度的工艺控制过程十分复杂，难度大，制造成本高。并且单一合金双组织产生的双性能必然受到合金自身性能的约束，并不能完全发挥双性能涡轮盘的结构设计优势。

发明内容

针对上述问题，本发明的目的在于提出一种航空发动机双合金双性能涡轮盘及其制备方法，其无需增加航空发动机涡轮盘的厚度，且制备工艺相对简单，成本低，能够在很大程度上降低航空发动机涡轮盘上的最大应力，从而提高涡轮盘寿命。

为实现上述目的，本发明提供了一种航空发动机双合金双性能涡轮盘，它包括盘心区域和辐板区域，所述盘心区域靠近中轴的部位采用的材料为第一合金材料，所述盘心区域其他部位以及所述辐板区域采用的材料为第二合金材料，所述第一合金材料的线膨胀系数大于所述第二合金材料的线膨胀系数。

进一步的，所述盘心区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域占所述盘心区域的比例，以及所述盘心区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域的具体位置，由采用的所述第一合金材料的线膨胀系数及所述盘心区域所受应力最大的区域确定。

进一步的，所述盘心区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域占所述盘心区域的比例为5%-50%。

进一步的，所述第一合金材料的线膨胀系数由所述盘心区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域的大小确定，且满足所述第一合金材料与所述第二合金材料的接触面之间的集中应力小于所述盘心区域所受的最大应力的条件。

进一步的，所述第一合金材料的线膨胀系数比所述第二合金材料的线膨胀系数提高了5%-80%。

进一步的，所述第二合金材料采用的是FGH96合金，所述第一合金材料的线膨胀系数比所述第二合金材料的线膨胀系数提高了10%，所述盘心区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域占所述盘心区域的比例为30%。

为实现上述目的，本发明还提供了一种上述的航空发动机双合金双性能涡轮盘的制备方法，其特征在于，它包括以下步骤：

1）通过有限元计算涡轮盘所受到的应力，确定涡轮盘所受应力最大的区域位于涡轮盘的盘心区域靠近中轴的部位内；

2）选用第一合金材料作为涡轮盘的盘心区域靠近中轴的部位所用的材料，选用第二合金材料作为涡轮盘的盘心区域其他部位以及涡轮盘的辐板区域所用的材料；且第一合金材料的线膨胀系数大于第二合金材料的线膨胀系数；

3）根据选用的第一合金材料的线膨胀系数与涡轮盘所受应力最大的区域，确定涡轮盘的盘心区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域的位置，及涡轮盘的盘心区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域占涡轮盘的盘心区域的比例；

4）通过无缺陷组合制坯工艺制备涡轮盘，即可得到双合金双性能涡轮盘。

进一步的，所述步骤4）中，制备涡轮盘过程中，通过涡轮盘三维模型转化的数据控制激光熔覆制造，采用激光束直接熔化金属粉，逐层堆积金属，结合实时反馈控制激光熔覆，逐点增材，从而实现双合金双性能涡轮盘的制备。

基于上述技术方案，本发明至少具有以下有益效果：

本发明将盘心区域靠近中轴的部位采用第一合金材料，将盘心区域的其他部位以及辐板区域采用第二合金材料，第一合金材料的线膨胀系数大于第二合金材料的线膨胀系数，不仅可以达到不同部位的耐温能力或者屈服强度要求，而且也可以通过控制不同部位的线膨胀系数，让盘心区域靠近中轴的部位的热应力抵消部分周向应力，保证其在各自区域的工作需求和对涡轮盘所受应力的控制。本发明不需要通过增加涡轮盘厚度，来降低涡轮盘应力，从而，减轻了涡轮盘的重量，提高了涡轮盘的寿命，提高了发动机的性能，并且制备工艺相对简单，制备成本低，能够在很大程度上降低航空发动机涡轮盘所受的应力。同时，也可以通过改变不同部位合金材料特性来充分挖掘合金材料的潜能，降低成本。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1A为普通涡轮盘沿中轴对称的其中一部分的网格划分示意图；

图1B为本发明提供给的航空发动机双合金双性能涡轮盘沿中轴对称的其中一部分的网格划分示意图；

图2A为普通涡轮盘沿中轴对称的其中一部分的二维应力分布示意图；

图2B为本发明提供给的航空发动机双合金双性能涡轮盘沿中轴对称的其中一部分的二维应力分布示意图；

图3为本发明提供的航空发动机双合金双性能合金材料涡轮盘沿中轴对称的其中一部分的一具体实施例的二维应力分布示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1A所示，为普通涡轮盘沿中轴对称的其中一部分，在进行有限元应力分析时的网格划分示意图，普通涡轮盘包括盘心区域1和辐板区域2。普通涡轮盘的盘心区域1和辐板区域2在制备时采用相同的合金材料。

如图2A所示，为普通涡轮盘沿中轴对称的其中一部分，通过有限元应力分析后的示意图，从图2A中可以看出，盘心区域1所受应力最大的区域A位于盘心区域靠近中轴的部位。

如图1B所示，为本发明提供的航空发动机双合金双性能涡轮盘，其包括盘心区域1和辐板区域2，盘心区域1靠近中轴的部位采用的合金材料为第一合金材料，盘心区域1的其他部位以及辐板区域2采用的合金材料为第二合金材料，第一合金材料的线膨胀系数大于第二合金材料的线膨胀系数。

在制备过程中，并不是盘心区域1靠近中轴的部位全部采用第一合金材料，盘心区域1靠近中轴的部位采用第一合金的区域B占盘心区域1的比例，以及盘心区域1靠近中轴的部位采用第一合金的区域B的具体位置，由采用的第一合金材料的线膨胀系数及盘心区域1所受应力最大的区域A确定。

上述实施例中，盘心区域1靠近中轴的部位采用第一合金的区域B占盘心区域1的比例优选为5%-50%。

如图2B所示为图1B所示的航空发动机双合金双性能涡轮盘的有限元应力分析示意图，从图2B中可以看出，盘心区域1的区域B中采用第一合金，其他区域采用第二合金后，由于第一合金材料的线膨胀系数比第二合金的线膨胀系数大，因此，盘心区域1所受应力最大的区域A范围变大，应力分布更加均匀，盘心区域1所受应力最大的区域A所受到的应力会被一部分热应力抵消，盘心区域1靠近中轴的部位盘心区域1总应力降低，从而达到降低盘心区域1应力水平的目的。

上述实施例中，第一合金材料的线膨胀系数由盘心区域1靠近中轴的部位中采用第一合金材料的区域B的大小确定，且满足第一合金材料与第二合金材料的接触面之间不产生较大集中应力的条件，上述的较大集中应力小于盘心区域1所受的最大应力。

上述实施例中，第一合金材料的线膨胀系数比第二合金材料的线膨胀系数优选提高5%-80%。

本发明提供的航空发动机双合金双性能涡轮盘不仅可以达到不同部位的耐温能力或者屈服强度要求，而且也可以通过控制不同部位的线膨胀系数，让热应力抵消部分周向应力，保证其在各自区域的工作需求和对涡轮盘所受应力的控制。

下面列举本发明提供的航空发动机双合金双性能涡轮盘的一具体实施例。

如图3所示，盘心区域1所受应力最大的区域A在盘心区域1靠近中轴的部位内，盘心区域1靠近中轴的部位采用第一合金的区域B包含有盘心区域1所受应力最大的区域A，盘心区域1其他部位以及辐板区域2采用第二合金材料制备。

本实施例中，第二合金材料采用FGH96合金，第一合金材料的线膨胀系数比第二合金材料的线膨胀系数提高10%，将盘心区域1靠近中轴的部位采用第一合金的区域B确定为占盘心区域30%左右的区域。对本实施例中的航空发动机双合金双性能涡轮盘通过有限元进行应力分析，由于第一合金材料的线膨胀系数大于第二合金材料的线膨胀系数，盘心区域1的应力会被一部分热应力抵消，盘心区域1总应力降低，从而达到降低盘心区域1应力水平的效果。有限元应力分析后，本实施例中的航空发动机双合金双性能涡轮盘所受到的最大应力降低了2.9%左右，进而可以说明本发明不需要通过增加涡轮盘厚度来降低涡轮盘应力。本发明提供的航空发动机双合金双性能涡轮盘可在很大程度上降低航空发动机涡轮盘所受的应力，提高了涡轮盘的寿命，提高了发动机的性能。

上述实施例中，盘心区域1靠近中轴的部位采用第一合金的区域B采用的合金材料为比FGH96合金线膨胀系数提高10%的合金材料,FGH96合金在不同温度下的线膨胀系数如下：

本发明提供的上述航空发动机双合金双性能涡轮盘的制备方法具体包括如下步骤。

1）通过有限元计算涡轮盘所受到的应力，确定涡轮盘所受应力最大区域，如图2A所示，涡轮盘所受应力最大区域A位于涡轮盘的盘心区域靠近中轴的部位内；

2）选用第一合金材料作为涡轮盘的盘心区域靠近中轴的部位所用的材料，选用第二合金材料作为涡轮盘的盘心区域其他部位以及涡轮盘的辐板区域所用的材料；且第一合金材料的线膨胀系数大于第二合金材料的线膨胀系数；

3）根据选用的第一合金材料的线膨胀系数与涡轮盘所受应力最大区域A，进行优化计算分析，确定盘心区域1靠近中轴的部位采用第一合金的区域B比例，以及盘心区域1靠近中轴的部位采用第一合金的区域B的具体位置；

4）根据优化结果，将盘心区域的区域B采用第一合金材料，其他区域采用第二合金材料，通过无缺陷组合制坯工艺（3D打印）制备涡轮盘，即可得到双合金双性能涡轮盘；

上述实施例中，在制备过程中，通过涡轮盘三维模型转化的数据控制激光熔覆制造，采用激光束直接熔化金属粉，逐层堆积金属，结合实时反馈控制激光熔覆，逐点增材。

上述实施例中，从盘心开始向盘缘方向加工，根据设计的双性能模型驱动激光束，随时调节与控制合金材料及工艺，实现两种合金材料在同一涡轮盘上集成，满足涡轮盘的盘心区域靠近中轴的部位的合金材料线膨胀大于涡轮盘其它部位合金材料的线膨胀系数，用热应力抵消部分周向应力。

通过上述各实施例，本发明至少具有以下优点：

1）本发明通过改变涡轮盘关键部位合金材料的线膨胀系数，涡轮盘用不同线膨胀系数的合金材料，涡轮盘盘心区域应力最大部位所在区域用线膨胀系数大于盘用合金材料线膨胀系数的合金材料，在相同运行工况条件下，通过改变涡轮盘合金材料线膨胀系数，使热应力抵消部分周向应力，降低涡轮盘上的最大应力水平，从而提高涡轮盘的寿命。

2）本发明提供的双合金双性能涡轮盘充分优化了涡轮盘的结构设计，有效地避免了通过增加盘体厚度的方式来降低涡轮盘应力的方法，实现了航空发动机的减重，提高了涡轮盘的寿命。

3）本发明通过无缺陷组合制坯工艺（3D打印）制备关键部位线膨胀系数改变的双合金双性能涡轮盘，突破双合金双性能盘制备的工艺技术“弱连接”问题，最大程度上发挥了双性能盘结构的效益。

最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (8)

1.一种航空发动机双合金双性能涡轮盘，其特征在于：它包括盘心区域和辐板区域，所述盘心区域靠近中轴的部位采用的材料为第一合金材料，所述盘心区域其他部位以及所述辐板区域采用的材料为第二合金材料，所述第一合金材料的线膨胀系数大于所述第二合金材料的线膨胀系数。

2.如权利要求1所述的航空发动机双合金双性能涡轮盘，其特征在于：所述盘心区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域占所述盘心区域的比例，以及所述盘心区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域的具体位置，由采用的所述第一合金材料的线膨胀系数及所述盘心区域所受应力最大的区域确定。

3.如权利要求2所述的航空发动机双合金双性能涡轮盘，其特征在于：所述盘心区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域占所述盘心区域的比例为5%-50%。

4.如权利要求2或3所述的航空发动机双合金双性能涡轮盘，其特征在于：所述第一合金材料的线膨胀系数由所述盘心区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域的大小确定，且满足所述第一合金材料与所述第二合金材料的接触面之间的集中应力小于所述盘心区域所受的最大应力的条件。

5.如权利要求4所述的航空发动机双合金双性能涡轮盘，其特征在于：所述第一合金材料的线膨胀系数比所述第二合金材料的线膨胀系数提高了5%-80%。

6.如权利要求5所述的航空发动机双合金双性能涡轮盘，其特征在于：所述第二合金材料采用的是FGH96合金，所述第一合金材料的线膨胀系数比所述第二合金材料的线膨胀系数提高了10%，所述盘心区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域占所述盘心区域的比例为30%。

7.一种如权利要求1-6任一项所述的航空发动机双合金双性能涡轮盘的制备方法，其特征在于，它包括以下步骤：

1）通过有限元计算涡轮盘所受到的应力，确定涡轮盘所受应力最大的区域位于涡轮盘的盘心区域靠近中轴的部位内；

2）选用第一合金材料作为涡轮盘的盘心区域靠近中轴的部位所用的材料，选用第二合金材料作为涡轮盘的盘心区域其他部位以及涡轮盘的辐板区域所用的材料；且第一合金材料的线膨胀系数大于第二合金材料的线膨胀系数；

3）根据选用的第一合金材料的线膨胀系数与涡轮盘所受应力最大的区域，确定涡轮盘的盘心区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域的位置，及涡轮盘的盘心区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域占涡轮盘的盘心区域的比例；

4）通过无缺陷组合制坯工艺制备涡轮盘，即可得到双合金双性能涡轮盘。

8.如权利要求7所述的航空发动机双合金双性能涡轮盘的制备方法，其特征在于：所述步骤4）中，制备涡轮盘过程中，通过涡轮盘三维模型转化的数据控制激光熔覆制造，采用激光束直接熔化金属粉，逐层堆积金属，结合实时反馈控制激光熔覆，逐点增材，从而实现双合金双性能涡轮盘的制备。