CN110523983A - 一种新型的高性能超细晶gh4169金属涡轮盘制造方法 - Google Patents

Abstract

一种新型的高性能超细晶GH4169金属涡轮盘制造方法，将GH4169材料合金基板置于惰性气体保护箱中，装卡固定后封箱，通入氩气保护，采用高精度三路同轴送粉系统进行GH4169合金涡轮盘激光立体成形，按照成形轨迹直到第一层熔凝完成；激光功率：3500W；扫描速度：5mm/s；光斑直径：4mm；搭接率：40％；送粉速率：10g/min；对激光熔凝的锻件进行平面点式锻压，压头直径为1.5‑3mm，压下量为8吨，压下距离为0.3‑0.5㎜；搭接率为40％。重复上述步骤，直到达到标准尺寸；将上述涡轮盘锻件进行双级时效热处理，温度为950‑1100℃，时间为1h，空冷至室温。本方法利用连续点式锻压激光立体成形，直接成形涡轮盘，可保证锻件晶粒尺寸达到甚至小于11.2μm，从而使GH4169合金涡轮盘获得优异的疲劳性能。

Description

一种新型的高性能超细晶GH4169金属涡轮盘制造方法

技术领域

本发明涉及一种新型的高性能超细晶GH4169金属涡轮盘制造方法。

背景技术

涡轮盘作为航空发动机最核心部位之一，是连接涡轮轴和叶片的桥梁。涡轮盘作为航空发动机使用寿命的关键性因素之一，因为长时间工作在高转速、热固耦合的恶劣环境中，因此涡轮盘在发动机服役过程中很容易出现失效故障。在涡轮盘选材过程中，要充分考虑材料许用温度以及在该温度下的稳定使用寿命，主要考虑因素有：较高的冲击韧性和较低的缺口敏感性、较高的蠕变疲劳抗性、良好的抗氧化和抗腐蚀性以及优良的切削加工性能等。镍基高温合金由于具有较高的比强度，广泛的应用到发动机涡轮盘设计之中。

20世纪90年代美国发明了激光快速成形技术(Laser Rapid Forming)，因为其具有节约制造成本和加快制造速度等优点，在世界范围内得到了快速的发展。该技术过程在不需要专用模具的条件下以激光快速熔凝为手段，快速制备出组织细小、成分均匀、性能优异的高性能金属材料并直接成形出其近净成形零件；该技术另一个突出优点是只需一套通用的先进材料激光制备与成形系统，即可完成各种高性能金属材料的制备与复杂零件的快速成形，零件的切削加工量小、制造周期短、成本低、材料利用率高。使其在航空器钛合金主承力结构件和航空发动机高温合金涡轮盘相关复杂结构零部件的制造过程中能够得到广泛应用。

美国桑地亚国家实验室研制的名为激光工程化净成形(Laser Engineered NetShaping，简称LENS)的激光快速成形制造技术率先采用了固体激光器，该技术适用于制造具有较高的精度要求的复杂结构小型金属零件。LENS技术在重要航空零部件的制造和修复得到广泛应用。

国内的西北工业大学、北京有色金属研究总院、北京航空航天大学等科研机构也对激光快速成形技术开展了相关研究，并取得了一定的研究成果。

GH4169合金是以γ"和γ＇为主要强化相的奥氏体结构镍基高温合金，γ相是GH4169合金的基体相，γ'相呈现为颗粒状，为辅助强化相，是一种以Ni3Al为基的金属间化合物；γ”相为该合金的主要强化相，主要成分为Ni3Nb的体心立方晶体。合金在-253～650℃之间具有高的抗拉强度、屈服强度、持久强度和塑性，同时具有良好的抗氧化、抗腐蚀、抗辐照、热加工及焊接性能，是温度在650℃以下强度最高的高温合金之一，具有良好的综合性能，成为航空、航天、核能、石油领域大量应用的关键材料，目前，已成为产量最大、使用面最广的一种镍基变形合金。GH4169合金与美国牌号Inconel 718成分、性能接近，Inconel718是美国于60年代研发的镍基高温合金，经过几十年的发展技术已经趋于成熟。我国自70年代开始仿制Inconel718，结合航空发动机涡轮盘的研制开展了大量的工作，虽然与Inconel718综合性能还有微小差距，但也已取得长足发展。现阶段太行发动机中应用GH4169合金零件号达261个，占发动机重量的30％以上，其中涡轮盘均采用GH4169合金。但是截至目前，工程上对涡轮盘微观变形机制和损伤演化机理还没有足够的认识，如何从微观机理出发对涡轮盘强度评估和寿命预测仍是亟待解决的核心问题。

发明内容

为了提高航空发动机涡轮盘的使用寿命，本发明提供一种新型的高性能细晶GH4169合金涡轮盘制造方法，采用连续点式锻压激光立体成形的方式，直接成型涡轮盘，通过改变压头的直径和压下量从而细化晶粒组织，保证锻件晶粒尺寸达到甚至小于11.2μm，从而使GH4169合金涡轮盘获得优异的疲劳性能。

本发明采用的技术方案如下：

本发明所提出的一种新型的高性能超细晶GH4169金属涡轮盘制造方法，该方法包括以下步骤：(1)将GH4169材料合金基板置于惰性气体保护箱中，装卡固定后封箱，通入氩气进行保护，控制氧气体积分数含量低于6×10-5，然后通过激光头，采用高精度三路同轴送粉系统进行GH4169合金涡轮盘连续点式锻压激光立体成形，按照成形轨迹直到第一层熔凝完成；激光工艺参数为：激光功率：3500W；扫描速度：5mm/s；光斑直径：4mm；搭接率：40％；送粉速率：10g/min；在GH4169合金基板上形成GH4169合金激光熔覆层。(2)对上述经过激光熔凝的GH4169合金锻件进行锻压，选用平面点式锻压，压头直径为1.5-3mm,设置压力机压头的压下量为8吨，下压距离为0.3-0.5㎜；搭接率为40％。在计算机控制下，沿预先设定轨迹，在激光熔凝GH4169合金材料上表面逐点连续实施小面积锻压，将第一层熔凝材料全部锻压完成。重复进行上述(1)、(2)步骤，直到达到合格的涡轮盘锻件的标准尺寸。(3)将上述经过锻压的GH4169合金涡轮盘锻件进行双级时效热处理，温度为950-1100℃，保温时间为1h，空冷至室温。

所述步骤(3)中，对经过锻压的GH4169合金涡轮盘锻件进行双级时效热处理的最佳温度为980-1050℃。

本发明与现有技术相比具有以下有益效果：

采用连续点式锻压激光立体成形的方法，可以使GH4169合金涡轮盘锻件获得优异的疲劳性能，通过改变压头的直径和压下量可达到细化晶粒组织的效果，使锻件晶粒尺寸达到11.2μm甚至更小尺寸；普通的锻造工艺只能锻造形状简单的GH4169合金锻件，并且变形量不大，难以达到所需的锻件质量要求。采用本方法可以锻造复杂的GH4169合金锻件，直接成型整体零件，避免连接处产生疲劳断裂，从而增加使用寿命，而且锻件总变形量可达50％以上，得到组织致密的零件，从而达到锻件标准。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图做以简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明所提出的一种新型的高性能超细晶GH4169金属涡轮盘制造过程示意图；

图2是刚性平冲头压入半无限高坯料的滑移线场示意图。

具体实施方式

实施例1

如图1所示，将GH4169材料合金基板2置于惰性气体保护箱1中，装卡固定后封箱，通入氩气进行保护，控制氧气体积分数含量低于6×10-5，防止GH4169合金在激光快速成形过程中氧化，然后通过激光头3，采用高精度三路同轴送粉系统进行GH4169合金涡轮盘激光立体成形，按照成形轨迹直到第一层熔凝完成；激光工艺参数为：激光功率：3500W；扫描速度：5mm/s；光斑直径：4mm；搭接率：40％；送粉速率：10g/min；在GH4169合金基板上形成GH4169合金激光熔覆层。

对上述经过激光熔凝的GH4169合金熔覆层进行连续点式锻压，选用平面点式压头4进行平面点式锻压，压头4直径为3mm,设置压力机压头4的压下量为8吨，压头4的下压距离为0.3㎜；搭接率为40％。在计算机控制下，沿预先设定轨迹，在激光熔凝GH4169合金材料上表面逐点连续实施小面积锻压，将第一层熔凝材料全部锻压完成，迫使激光熔凝GH4169合金材料发生由表及里的剧烈塑性冷变形，使激光熔凝GH4169合金材料非平衡快速凝固组织转变为锻造组织，研究表明，宽2b的刚性平冲头压入半无限高坯料，若平冲头长度l＞＞2b，半无限高坯料的变形可认为是平面应变状态。设平冲头与坯料接触面上仅作用有均匀分布的法向应力σy，冲头两侧为自由表面，根据应力边界条件，建立半无限高坯料的滑移线场，如图2所示。由于半无限高坯料的高度较高，平冲头压入只能使坯料的表层发生塑性变形。由图2所示滑移线场的几何关系可知，半无限高坯料表层塑性变形区的深度d1为平冲头宽度的一半，即d1＝b。

通过改变点式压头4直径D和压下量d1的大小，从而改变表层塑性变形区的变形量ε。本实施例中，压头4直径为3㎜，每沉积两层实施一次连续点式锻压，压下量0.3㎜，压头移动搭接率40％，所以连续点式锻压在GH4169合金锻件上的表层塑性变形区的变形量ε＝0.3/1.5＝20％。由于点式锻压具有变形区小、无变形死区、变形区内的应力状态为三向压应力的特点，因此，一方面，连续点式锻压易于实现激光熔凝GH4169合金层的逐点均匀塑性变形，有效保证GH4169合金涡轮盘锻造组织的均匀性；另一方面，经过连续点式锻压后，前一激光熔凝GH4169合金材料中的残余拉应力将转变为残余压应力。重复进行上述熔凝和锻压的步骤，直到达到合格的涡轮盘锻件的标准尺寸；对上述经过锻压的GH4169合金涡轮盘锻件进行双级时效热处理，温度为950℃，保温时间为1h，空冷至室温。

实施例2

将GH4169材料合金基板2置于惰性气体保护箱1中，装卡固定后封箱，通入氩气进行保护，控制氧气体积分数含量低于6×10-5，防止GH4169合金在激光快速成形过程中氧化，然后通过激光头3，采用高精度三路同轴送粉系统进行GH4169合金涡轮盘激光立体成形，按照成形轨迹直到第一层熔凝完成；激光工艺参数为：激光功率：3500W；扫描速度：5mm/s；光斑直径：4mm；搭接率：40％；送粉速率：10g/min；在GH4169合金基板上形成GH4169合金激光熔覆层。

对上述经过激光熔凝的GH4169合金熔覆层进行连续点式锻压，选用平面点式压头4进行平面点式锻压，压头4直径为2mm,设置压力机压头4的压下量为8吨，压头4的下压距离为0.4㎜；搭接率为40％。在计算机控制下，沿预先设定轨迹，在激光熔凝GH4169合金材料上表面逐点连续实施小面积锻压，将第一层熔凝材料全部锻压完成，本实施例中，连续点式锻压在GH4169合金锻件上的表层塑性变形区的变形量ε＝0.4/1＝40％；重复进行上述熔凝和锻压的步骤，直到达到合格的涡轮盘锻件的标准尺寸；对上述经过锻压的GH4169合金涡轮盘锻件进行双级时效热处理，温度为1020℃，保温时间为1h，空冷至室温。

实施例3

将GH4169材料合金基板2置于惰性气体保护箱1中，装卡固定后封箱，通入氩气进行保护，控制氧气体积分数含量低于6×10-5，防止GH4169合金在激光快速成形过程中氧化，然后通过激光头3，采用高精度三路同轴送粉系统进行GH4169合金涡轮盘激光立体成形，按照成形轨迹直到第一层熔凝完成；激光工艺参数为：激光功率：3500W；扫描速度：5mm/s；光斑直径：4mm；搭接率：40％；送粉速率：10g/min；在GH4169合金基板上形成GH4169合金激光熔覆层。

对上述经过激光熔凝的GH4169合金熔覆层进行连续点式锻压，选用平面点式压头4进行平面点式锻压，压头4直径为1.5mm,设置压力机压头4的压下量为8吨，压头4的下压距离为0.5㎜；搭接率为40％。在计算机控制下，沿预先设定轨迹，在激光熔凝GH4169合金材料上表面逐点连续实施小面积锻压，将第一层熔凝材料全部锻压完成，本实施例中，连续点式锻压在GH4169合金锻件上的表层塑性变形区的变形量ε＝0.5/0.75＝66.67％；重复进行上述熔凝和锻压的步骤，直到达到合格的涡轮盘锻件的标准尺寸；对上述经过锻压的GH4169合金涡轮盘锻件进行双级时效热处理，温度为1080℃，保温时间为1h，空冷至室温。

以上所述的各实施例仅用于说明本发明技术方案，而非对其限制，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或全部技术特征进行等同替换，而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (2)

1.一种新型的高性能超细晶GH4169金属涡轮盘制造方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：

(1)将GH4169材料合金基板置于惰性气体保护箱中，装卡固定后封箱，通入氩气进行保护，控制氧气体积分数含量低于6×10-5，然后通过激光头，采用高精度三路同轴送粉系统进行GH4169合金涡轮盘连续点式锻压激光立体成形，按照成形轨迹直到第一层熔凝完成；激光工艺参数为：激光功率：3500W；扫描速度：5mm/s；光斑直径：4mm；搭接率：40％；送粉速率：10g/min；在GH4169合金基板上形成GH4169合金激光熔覆层；

(2)对上述经过激光熔凝的GH4169合金锻件进行锻压，选用平面点式锻压，压头直径为1.5-3mm,设置压力机压头的压下量为8吨，下压距离为0.3-0.5㎜；搭接率为40％。在计算机控制下，沿预先设定轨迹，在激光熔凝GH4169合金材料上表面逐点连续实施小面积锻压，将第一层熔凝材料全部锻压完成；

重复进行上述(1)、(2)步骤，直到达到合格的涡轮盘锻件的标准尺寸；

(3)将上述经过锻压的GH4169合金涡轮盘锻件进行双级时效热处理，温度为950-1100℃，保温时间为1h，空冷至室温。

2.根据权利要求1所述的一种新型的高性能超细晶GH4169金属涡轮盘制造方法，其特征在于：所述步骤(3)中，对经过锻压的GH4169合金涡轮盘锻件进行双级时效热处理的最佳温度为980-1050℃。