CN106583964B - 一种发动机热端部件三维尺寸钎焊修复材料及制备方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及航空发动机维修技术领域，具体涉及一种发动机热端部件三维尺寸钎焊修复材料及制备方法，根据母合金选择与母合金相容、性能匹配的两种合金粉，粉末混合均匀并压制成胚料并烘干，放入专用真空烧结的工装中，然后进行真空烧结，真空烧结后根据不同三维尺寸修复要求进行加工成相应的钎料，制备的钎料可实现不同尺寸钎焊修复的需求。本发明的修复材料制备方法简单，制备成本低，制得的修复材料满足航空发动机热端部件三维尺寸的修复，同时满足裂纹宽度超过1mm的裂纹修复，弥补了现有技术中三维尺寸钎焊修复的空白，对促进航空发动机热端部件三维尺寸钎焊修复的应用和发展具有重要意义。

Description

一种发动机热端部件三维尺寸钎焊修复材料及制备方法
技术领域
本发明涉及航空发动机维修技术领域，具体涉及一种发动机热端部件三维尺寸钎焊修复材料及制备方法。
背景技术
航空发动机热端部件是发动机中工作温度最高、承受压力最大、环境最恶劣的零部件。在使用过程中，由于高温燃气的气动负荷、气流脉动引起的振动负荷，再加上发动机瞬态温度的急剧变化，热端部件内产生很大的热应力和热应变，容易导致零件出现裂纹、掉块、烧伤等故障。特别是涡轮导向器、涡轮叶片、火焰筒等部件，使用一个翻修周期后，出现大量宽裂纹、局部掉块等故障，需要进行三维尺寸上的修复。
热端部件通常采用高温合金制造而成，其修复方法采用钎焊修复。由于传统的钎料具有优良的流动性、适用于窄小裂纹及无三维尺寸修复能力，针对宽裂纹和局部掉块等三维尺寸上的故障，传统钎焊合金无法满足修理。目前，国内外尚无公开报道可进行三维尺寸钎焊修复的钎料合金，因此需要一种可进行三维尺寸钎焊修复用的钎料的制备方法。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种发动机热端部件三维尺寸钎焊修复材料及制备方法，根据母合金选择与母合金相容、性能匹配的两种合金粉，粉末混合均匀并压制成胚料并烘干，放入专用真空烧结的工装中，然后进行真空烧结，真空烧结后根据不同三维尺寸修复要求进行加工成相应的钎料，制备的钎料可实现不同尺寸钎焊修复的需求。
本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：
一种发动机热端部件三维尺寸钎焊修复材料的制备方法，包括以下步骤：
S1.根据待修复航空发动机热端部件的材质，选择60-80重量份的高熔点合金粉和20-40重量份的低熔点合金粉；所述高熔点合金粉由以下组分以质量百分比计组成： 10-12% Co，8-10%Cr，10-12%W，3-5%Ta，6-8%Al，1%Mo，1%Hf，余量为Ni；所述低熔点合金粉由以下组分以质量百分比计组成：10-12%Co，14-16%Cr，3-5%Ta，3-5%B，余量为Ni；
S2.将高熔点合金粉和低熔点合金粉混合均匀，然后加入8-15重量份的粘结剂并压制成胚，烘干，得到胚料；
S3.将胚料进行真空烧结，包括以下子步骤：
S31.抽真空至小于1.33×10-2Pa，以8-10℃/min的升温速度升温至500-520℃，保温30-40min；
S32.然后以10-12℃/min的升温速度升温至1180-1200℃，保温20-30min；
S33.冷却至800-900℃，然后充800-1200mbar惰性气体冷却至70℃，得到修复材料。
进一步地，所述粘结剂为Nicrobraz 500Cement。
进一步地，所述步骤S2中，烘干的温度为75-85℃，烘干时间为60-80min。
进一步地，所述步骤S3中还包括子步骤S34：将修复材料加工成与待修复航空发动机热端部件的修复部位形貌相匹配。
进一步地，所述步骤S33中惰性气体为氩气。
进一步地，所述待修复航空发动机热端部件的材质为K465镍基高温合金。
一种发动机热端部件三维尺寸钎焊修复材料，由上述方法制备而成。
本发明的有益效果是：本发明的修复材料制备方法简单，制备成本低，制得的修复材料满足航空发动机热端部件三维尺寸的修复，同时满足裂纹宽度超过1mm的裂纹修复，弥补了现有技术中三维尺寸钎焊修复的空白，对促进航空发动机热端部件三维尺寸钎焊修复的应用和发展具有重要意义。
具体实施方式
下面结合实施例进一步详细描述本发明的技术方案，但本发明的保护范围不局限于以下所述。
实施例1
一种材质为K465镍基高温合金的航空发动机热端部件三维尺寸钎焊修复材料的制备方法，包括以下步骤：
S1.根据待修复航空发动机热端部件的材质，选择60重量份的高熔点合金粉和40重量份的低熔点合金粉；所述高熔点合金粉由以下组分以质量百分比计组成： 10% Co，10%Cr，10%W， 5%Ta，6%Al，1%Mo，1%Hf，余量为Ni；所述低熔点合金粉由以下组分以质量百分比计组成：10%Co， 16%Cr， 5%Ta，3%B，余量为Ni；
S2.将高熔点合金粉和低熔点合金粉混合均匀，然后加入8重量份的Nicrobraz500Cement粘结剂并压制成胚，在75℃下烘干80min，得到胚料；
S3.将胚料进行真空烧结，包括以下子步骤：
S31.抽真空至小于1.33×10-2Pa，以8℃/min的升温速度升温至500-520℃，保温30min；
S32.然后以10℃/min的升温速度升温至1180-1200℃，保温20min；
S33.冷却至800-900℃，然后充800mbar氩气冷却至70℃，得到修复材料。
S34：将修复材料加工成与待修复航空发动机热端部件的修复部位形貌相匹配。
实施例2
一种材质为K465镍基高温合金的航空发动机热端部件三维尺寸钎焊修复材料的制备方法，包括以下步骤：
S1.根据待修复航空发动机热端部件的材质，选择80重量份的高熔点合金粉和20重量份的低熔点合金粉；所述高熔点合金粉由以下组分以质量百分比计组成： 12% Co，8%Cr，10-12%W，3%Ta， 8%Al，1%Mo，1%Hf，余量为Ni；所述低熔点合金粉由以下组分以质量百分比计组成： 12%Co，14%Cr，3%Ta， 5%B，余量为Ni；
S2.将高熔点合金粉和低熔点合金粉混合均匀，然后加入15重量份的粘结剂并压制成胚，在85℃下烘干60min，得到胚料；
S3.将胚料进行真空烧结，包括以下子步骤：
S31.抽真空至小于1.33×10-2Pa，以10℃/min的升温速度升温至500-520℃，保温40min；
S32.然后以12℃/min的升温速度升温至1180-1200℃，保温30min；
S33.冷却至800-900℃，然后充1200mbar氩气冷却至70℃，得到修复材料。
S34：将修复材料加工成与待修复航空发动机热端部件的修复部位形貌相匹配。
实施例3
一种材质为K465镍基高温合金的航空发动机热端部件三维尺寸钎焊修复材料的制备方法，包括以下步骤：
S1.根据待修复航空发动机热端部件的材质，选择70重量份的高熔点合金粉和30重量份的低熔点合金粉；所述高熔点合金粉由以下组分以质量百分比计组成： 11% Co，9%Cr，11%W，4%Ta，7%Al，1%Mo，1%Hf，余量为Ni；所述低熔点合金粉由以下组分以质量百分比计组成：10.5%Co，15%Cr，3.8%Ta，4.2%B，余量为Ni；
S2.将高熔点合金粉和低熔点合金粉混合均匀，然后加入10重量份的粘结剂并压制成胚，在80℃下烘干70min，得到胚料；
S3.将胚料进行真空烧结，包括以下子步骤：
S31.抽真空至小于1.33×10-2Pa，以9℃/min的升温速度升温至500-520℃，保温35min；
S32.然后以11℃/min的升温速度升温至1180-1200℃，保温25min；
S33.冷却至800-900℃，然后充1000mbar氩气冷却至70℃，得到修复材料。
S34：将修复材料加工成与待修复航空发动机热端部件的修复部位形貌相匹配。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当理解本发明并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。

Claims (5)

1.一种发动机热端部件三维尺寸钎焊修复材料的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1.根据待修复航空发动机热端部件的材质，选择60-80重量份的高熔点合金粉和20-40重量份的低熔点合金粉；所述高熔点合金粉由以下组分以质量百分比计组成： 10-12%Co，8-10%Cr，10-12%W，3-5%Ta，6-8%Al，1%Mo，1%Hf，余量为Ni；所述低熔点合金粉由以下组分以质量百分比计组成：10-12%Co，14-16%Cr，3-5%Ta，3-5%B，余量为Ni；
S2.将高熔点合金粉和低熔点合金粉混合均匀，然后加入8-15重量份的粘结剂并压制成胚，烘干，烘干的温度为75-85℃，烘干时间为60-80min，得到胚料；
S3.将胚料进行真空烧结，包括以下子步骤：
S31.抽真空至小于1.33×10-2Pa，以8-10℃/min的升温速度升温至500-520℃，保温30-40min；
S32.然后以10-12℃/min的升温速度升温至1180-1200℃，保温20-30min；
S33.冷却至800-900℃，然后充800-1200mbar惰性气体冷却至70℃，得到修复材料；
S34：将修复材料加工成与待修复航空发动机热端部件的修复部位形貌相匹配。
2.根据权利要求1所述的一种发动机热端部件三维尺寸钎焊修复材料的制备方法，其特征在于，所述粘结剂为Nicrobraz 500 Cement。
3.根据权利要求1所述的一种发动机热端部件三维尺寸钎焊修复材料的制备方法，其特征在于，所述步骤S33中惰性气体为氩气。
4.根据权利要求1所述的一种发动机热端部件三维尺寸钎焊修复材料的制备方法，其特征在于，所述待修复航空发动机热端部件的材质为K465镍基高温合金。
5.一种发动机热端部件三维尺寸钎焊修复材料，其特征在于，由权利要求1-4任意一项所述方法制备而成。
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