CN113351881A - 一种航空发动机机匣的混合增材制备方法 - Google Patents

一种航空发动机机匣的混合增材制备方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种航空发动机机匣的混合增材制备方法，包括以下步骤：(1)将合金粉末烘干，航空发动机机匣预留增材特征凸台局部区域依次经打磨、冲洗和吹干，得预处理基材；(2)将步骤(1)所得预处理基材根据零件设计尺寸进行激光沉积增材制造，得增材件；(3)将步骤(2)所得增材件进行局部真空热处理，检测合格后进行局部机械加工减材至设计尺寸，得航空发动机机匣。本发明能够实现航空发动机机匣的局部特征凸台增材，并达到控形控性的目的，有效解决了现有技术中机匣易变形、小壁厚大直径机匣制备困难和加工周期长等问题。

Description

一种航空发动机机匣的混合增材制备方法
技术领域
本发明属于机匣制造技术领域，具体涉及一种航空发动机机匣的混合增材制备方法
背景技术
GH4169合金是以γ″和γˊ相为沉淀强化相的一种镍-铬-铁基变形高温合金。GH4169合金在-253℃～650℃温度下具有优异的高温性能、良好的热工艺和焊接性能广泛应用于航空发动机机匣、涡轮盘结构件等重要高温部件，在飞机发动机中这种合金的比重占30％以上，年产量在整个变形高温合金总产量中高达50％以上，成为航空发动机历史上应用范围最广的镍铁基高温合金材料。但现有的制备方法工序较多，使得加工周期较长，成本较高，加工后的机匣易变形，很难实现小壁厚大直径机匣的快速制备。
激光沉积增材制造技术是一项以激光为能量源，以数字模型为基础，利用同轴送粉方式将材料逐层堆积在特定的位置制成近净零件的技术，被认为是制造技术领域的一次重大突破。增材制造技术是航空制造技术的一个重点发展方向，在快速实现设计意图的模型生产、单件或小批量复杂构件生产等方面具有明显的效率优势。
发明内容
针对现有技术中存在的上述问题，本发明提供一种航空发动机机匣的混合增材制备方法，能够实现航空发动机机匣的局部特征凸台增材，并达到控形控性的目的，有效解决了现有技术中机匣易变形、小壁厚大直径机匣制备困难和加工周期长等问题。
为实现上述目的，本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：提供一种航空发动机机匣的混合增材制备方法，包括以下步骤：
(1)将合金粉末烘干，航空发动机机匣预留增材特征凸台局部区域依次经打磨、冲洗和吹干，得预处理基材；
(2)将步骤(1)所得预处理基材根据零件设计尺寸进行激光沉积增材制造，得增材件；
(3)将步骤(2)所得增材件进行局部真空热处理，检测合格后进行局部机械加工减材至设计尺寸，得航空发动机机匣。
进一步，步骤(1)的具体步骤为：将合金粉末装入不锈钢罐中进行烘干处理，然后采用百叶轮和金刚石锉刀打磨去除航空发动机机匣预留增材特征凸台局部区域的表面氧化物和污物，在采用丙酮和棉布进行冲洗，吹风机吹干，最后采用小钢刷清理表面残留物。
进一步，步骤(1)中，烘干温度为70-90℃，烘干8h以上。
进一步，步骤(1)中，合金粉末为GH4169粉末。
进一步，步骤(2)中，激光沉积增材时，激光功率500-550W，送粉量为2.8-4.5g/min，离焦1.5-2.5mm，每道扫描搭接率45-55％；扫描速度8-12mm/s，保护气流12-17L/min，送粉气流4-7L/min。
进一步，步骤(2)中，激光沉积增材时，激光功率530W，送粉量为3.6g/min，离焦2mm，每道扫描搭接率50％；扫描速度10mm/s，保护气流15L/min，送粉气流6L/min。
进一步，步骤(3)中，局部热处理时进行双时效热处理，在720℃温度下保温6-10h，炉冷至620℃保温6-10h，充氩冷却。
进一步，步骤(3)中，进行无损检测、金相检测和力学性能检测。
进一步，无损检测包括着色渗透检测和X射线检测；力学性能检测包括高温拉伸检测、高温持久检测和高温低周疲劳检测，高温拉伸检测和高温持久检测温度为650℃，高温低周疲劳检测温度为455℃。
综上所述，本发明具备以下优点：
1、本发明通过激光沉积增材能够实现航空发动机机匣的局部特征凸台增材，辅以对沉积部位的局部热处理，达到控形控性的目的，最后通过的机械加工，开发了航空发动机GH4169机匣的“整体机加-局部增材-局部机加”混合增材工艺方法，有效解决了现有技术中机匣易变形、小壁厚大直径机匣制备困难和加工周期长等问题。该方法既发挥了增材的技术优势，也可以与传统减材制造有机结合，从毛坯->减材->增材->减材->零件，一套全新完整的航空发动机机匣混合増材制造工艺方法，可实现构件局部快速成形。
2、该方法为“整体机加-局部增材-局部机加”工艺方法，优化了航空发动机机匣原料毛坯结构，大幅降低机匣零部件毛料去除率，提升零件加工效率，缩短加工周期，从而实现机匣零件的低成本和高效制造；还对典型特征凸台局部激光沉积工艺进行优化与力学性能分析，实现小壁厚、大直径机匣结构的局部特征凸台增材制造，开发出整体机加—局部增材—局部机加混合制造工艺研究。
3、本发明提出了基于增材制造技术的“整体机加—局部增材—局部机加”的增材混合制造工艺方法，对粗加工后的零部件局部进行特征凸台激光增材近净成形，提高材料毛坯利用率、降低机加工成本。该方法为“薄壁、大直径结构”局部激光沉积技术，解决“薄壁、大尺寸结构”航空发动机GH4169机匣局部特征凸台增材制造问题。同时针对薄壁机匣外壁局部进行激光沉积凸台的受力情况，分析结合处材料性能，完成了结长试样力学性能试验，为证实结合面的冶金质量和力学性能提供借鉴。
4、对激光增材区域选取的局部真空热处理，可以改善激光增材区域的微观组织，避免了基材区域的再次热处理，防止机匣整体零件的变形有一定的效果。制备过程中在激光扫描时逐道逐层的沉积，后一道沉积层对前一道沉积层有着相应的热处理作用，对综合力学性能有着一定的改善。
附图说明
图1为航空发动机GH4169机匣局部特征凸台示意图；
图2为增材制造与基体界面金相图；
图3为高温拉伸低倍断口形貌示意图；
图4为高温拉伸纤维区微观形貌示意图；
图5为断口纵截面形貌示意图；
图6为高温低周疲劳低倍断口形貌示意图；
图7为高温低周疲劳最后断裂区韧窝形貌示意图；
图8为疲劳扩展区示意图；
图9为高温持久低倍断口形貌示意图；
图10为高温持久断裂扩展区形貌示意图。
具体实施方式
实施例1
一种航空发动机机匣的混合增材制备方法，包括以下步骤：
(1)将GH4169粉末装入不锈钢罐中进行烘干处理，烘干温度为70℃，烘干9h，然后采用百叶轮和金刚石锉刀打磨去除表面氧化物和污物，在采用丙酮和棉布进行冲洗，吹风机吹干，最后采用小钢刷清理表面残留物，得预处理基材；
(2)将步骤(1)所得预处理基材根据零件设计尺寸进行激光沉积增材制造，得增材件；激光功率500W，送粉量为2.8g/min，离焦1.5mm，每道扫描搭接率45％；扫描速度8mm/s，保护气流12L/min，送粉气流4L/min；
(3)将步骤(2)所得增材件进行局部真空热处理，在720℃温度下保温6h，炉冷至620℃保温6h，充氩冷却，进行无损检测、金相检测和力学性能检测合格后进行局部机械加工减材至设计尺寸，得航空发动机机匣。
实施例2
一种航空发动机机匣的混合增材制备方法，包括以下步骤：
(1)将GH4169粉末装入不锈钢罐中进行烘干处理，烘干温度为75℃，烘干9h，然后采用百叶轮和金刚石锉刀打磨去除表面氧化物和污物，在采用丙酮和棉布进行冲洗，吹风机吹干，最后采用小钢刷清理表面残留物，得预处理基材；
(2)将步骤(1)所得预处理基材根据零件设计尺寸进行激光沉积增材制造，得增材件；激光功率510W，送粉量为3.1g/min，离焦1.7mm，每道扫描搭接率48％；扫描速度9mm/s，保护气流13L/min，送粉气流5L/min；
(3)将步骤(2)所得增材件进行局部真空热处理，在720℃温度下保温7h，炉冷至620℃保温7h，充氩冷却，进行无损检测、金相检测和力学性能检测合格后进行局部机械加工减材至设计尺寸，得航空发动机机匣。
实施例3
一种航空发动机机匣的混合增材制备方法，包括以下步骤：
(1将GH4169粉末装入不锈钢罐中进行烘干处理，烘干温度为80℃，烘干10h，然后采用百叶轮和金刚石锉刀打磨去除表面氧化物和污物，在采用丙酮和棉布进行冲洗，吹风机吹干，最后采用小钢刷清理表面残留物，得预处理基材；
(2)将步骤(1)所得预处理基材根据零件设计尺寸进行激光沉积增材制造，得增材件；激光功率530W，送粉量为3.6g/min，离焦2mm，每道扫描搭接率50％；扫描速度10mm/s，保护气流15L/min，送粉气流6L/min；
(3)将步骤(2)所得增材件进行局部真空热处理，在720℃温度下保温8h，炉冷至620℃保温8h，充氩冷却，进行无损检测、金相检测和力学性能检测合格后进行局部机械加工减材至设计尺寸，得航空发动机机匣。
实施例4
一种航空发动机机匣的混合增材制备方法，包括以下步骤：
(1)将GH4169粉末装入不锈钢罐中进行烘干处理，烘干温度为85℃，烘干10h，然后采用百叶轮和金刚石锉刀打磨去除表面氧化物和污物，在采用丙酮和棉布进行冲洗，吹风机吹干，最后采用小钢刷清理表面残留物，得预处理基材；
(2)将步骤(1)所得预处理基材根据零件设计尺寸进行激光沉积增材制造，得增材件；激光功率540W，送粉量为3.8g/min，离焦2.3mm，每道扫描搭接率53％；扫描速度11mm/s，保护气流16L/min，送粉气流6L/min；
(3)将步骤(2)所得增材件进行局部真空热处理，在720℃温度下保温9h，炉冷至620℃保温9h，充氩冷却，进行无损检测、金相检测和力学性能检测合格后进行局部机械加工减材至设计尺寸，得航空发动机机匣。
实施例5
一种航空发动机机匣的混合增材制备方法，包括以下步骤：
(1)将GH4169粉末装入不锈钢罐中进行烘干处理，烘干温度为90℃，烘干8h以上，然后采用百叶轮和金刚石锉刀打磨去除表面氧化物和污物，在采用丙酮和棉布进行冲洗，吹风机吹干，最后采用小钢刷清理表面残留物，得预处理基材；
(2)将步骤(1)所得预处理基材根据零件设计尺寸进行激光沉积增材制造，得增材件；激光功率550W，送粉量为4.5g/min，离焦2.5mm，每道扫描搭接率55％；扫描速度12mm/s，保护气流17L/min，送粉气流7L/min；
(3)将步骤(2)所得增材件进行局部真空热处理，在720℃温度下保温10h，炉冷至620℃保温10h，充氩冷却，进行无损检测、金相检测和力学性能检测合格后进行局部机械加工减材至设计尺寸，得航空发动机机匣。
实施例3所得航空发动机局部特征凸台如图1所示，并分别获取其增材制造与基体界面的金相图、高温拉伸低倍断口形貌示意图、高温拉伸纤维区微观形貌示意图和断口纵截面形貌示意图，分别见图2-5。然后分别获取高温低周疲劳低倍断口形貌示意图、高温低周疲劳最后断裂区韧窝形貌示意图和疲劳扩展区示意图，分别见图6-8。最后分别获取高温持久低倍断口形貌示意图和高温持久断裂扩展区形貌示意图，分别见图9-10。
由图2可知，基体与增材制造区冶金结合良好，未见存在明显热影响区、未结合、夹杂等缺陷，增材组织与重熔等轴晶共生，形成柱状枝枝晶生长；增材制造区域组织呈枝晶分布形貌，因激光快速扫描，熔池冷却速率高，故枝晶细小，且枝晶间存在不同角度分布，大致与增材沉积方向平行，上一层枝晶生长方向与邻近层相类似。
由图3-5可知，试样高温拉伸断裂位置在增材区，在电镜下观察，断口形貌低倍显示崎岖不平，存在一些垂直状的断面。断口形貌纤维区位于试样心部，在高倍率下观察：其微观形貌为细小等轴韧窝形貌。高温拉伸断裂机理为穿晶韧窝断裂模式，断口上的垂直面为不同方向枝晶间在剪切应力作用下的剪切断裂形成的结果。
由图6-8可知，试样疲劳断裂位置在增材区，在扫描电镜下观察，裂纹萌生的地方氧化较重，断口存在多个疲劳源特征，主疲劳源区和次疲劳源区。在扫描电镜下观察，主疲劳源区和次疲劳起源均起源于表面，疲劳源区微观形貌均有明显的应力台阶(或称撕裂棱)。疲劳扩展区由类解理台阶和放射棱线组成，可见疲劳条带，在某一区域疲劳条带为平行的条纹，有的呈波浪形，在近乎垂直的侧面上也发现了众多的疲劳条带，反映出组织中的立体空间多方向性的滑移系。最后断裂区微观形貌为韧窝形貌。
由图9-10可知，试样高温持久断裂位置在增材区，在扫描电镜下观察，断口低倍形貌见图所示。由三个宏观特征区域组成：起始区、断裂扩展区及最后断裂区。
起始区部分，断口崎岖不平，存在一些不同角度的断裂面，并存在二次裂纹。断裂扩展区部分，其微观形貌为明显取向性的韧窝形貌，韧窝密布且尺寸小，对裂纹的扩展起到较大的阻力作用，在持久断裂过程中，变形较均匀，韧性塑性好，且撕裂棱上及其边沿还残留一些未聚集长大相连的微孔。最后断裂区呈现为剪切撕裂韧窝微观形貌。
断口韧窝中的颗粒相第二相质点或称为金属间化合物，塑性较低，容易成为裂纹源。从另一方面分析，呈颗粒或小团状的这些颗粒是均匀的弥散分布在大小各异的韧窝中，撕裂棱沿着这些相形成韧窝形貌，有效的阻碍位错运动和降低了裂纹扩展速率，起到强化作用。
虽然结合附图对本发明的具体实施方式进行了详细地描述，但不应理解为对本专利的保护范围的限定。在权利要求书所描述的范围内，本领域技术人员不经创造性劳动即可作出的各种修改和变形仍属本专利的保护范围。

Claims (9)

1.一种航空发动机机匣的混合增材制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)将合金粉末烘干，航空发动机机匣预留增材特征凸台局部区域依次经打磨、冲洗和吹干，得预处理基材；
(2)将步骤(1)所得预处理基材根据零件设计尺寸进行激光沉积增材制造，得增材件；
(3)将步骤(2)所得增材件进行局部真空热处理，检测合格后进行局部机械加工减材至设计尺寸，得航空发动机机匣。
2.如权利要求1所述的航空发动机机匣的混合增材制备方法，其特征在于，步骤(1)的具体步骤为：将合金粉末装入不锈钢罐中进行烘干处理，然后采用百叶轮和金刚石锉刀打磨去除航空发动机机匣预留增材特征凸台局部区域的表面氧化物和污物，在采用丙酮和棉布进行冲洗，吹风机吹干，最后采用小钢刷清理表面残留物。
3.如权利要求1或2所述的航空发动机机匣的混合增材制备方法，其特征在于，步骤(1)中，烘干温度为70-90℃，烘干8h以上。
4.如权利要求1或2所述的航空发动机机匣的混合增材制备方法，其特征在于，步骤(1)中，所述合金粉末为GH4169粉末。
5.如权利要求1所述的航空发动机机匣的混合增材制备方法，其特征在于，步骤(2)中，激光沉积增材时，激光功率500-550W，送粉量为2.8-4.5g/min，离焦1.5-2.5mm，每道扫描搭接率45-55％；扫描速度8-12mm/s，保护气流12-17L/min，送粉气流4-7L/min。
6.如权利要求5所述的航空发动机机匣的混合增材制备方法，其特征在于，步骤(2)中，激光沉积增材时，激光功率530W，送粉量为3.6g/min，离焦2mm，每道扫描搭接率50％；扫描速度10mm/s，保护气流15L/min，送粉气流6L/min。
7.如权利要求1所述的航空发动机机匣的混合增材制备方法，其特征在于，步骤(3)中，局部热处理时进行双时效热处理，在720℃温度下保温6-10h，炉冷至620℃保温6-10h，充氩冷却。
8.如权利要求1所述的航空发动机机匣的混合增材制备方法，其特征在于，步骤(3)中，进行无损检测、金相检测和力学性能检测。
9.如权利要求8所述的航空发动机机匣的混合增材制备方法，其特征在于，所述无损检测包括着色渗透检测和X射线检测；所述力学性能检测包括高温拉伸检测、高温持久检测和高温低周疲劳检测，高温拉伸检测和高温持久检测温度为650℃，高温低周疲劳检测温度为455℃。
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