CN113510248A - 一种梯度组织航空发动机整体叶盘及其制备方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种梯度组织航空发动机整体叶盘及其制备方法，所述叶盘由钛合金制备得到，所述叶盘其包括盘体和叶片两部分，所述盘体为圆柱形，所述叶片呈径向辐射状均匀分布于所述盘体外缘圆周；所述盘体从内到外依次由基体、内层、中间层和外层组成，其中，内层组织为细等轴晶组织，中间层为粗等轴晶组织，外层为径向柱状晶组织；所述叶片为定向柱状晶组织。本发明采用激光增材制造技术，通过调整搭接距离、送粉速率、激光光斑大小、熔池搭接率、激光功率等工艺参数，便可制备得到梯度组织的钛合金整体叶盘，在叶盘由内到外分别得到了细等轴晶区、粗等轴晶区以及径向柱状晶区。
Description
技术领域
本发明涉及激光增材制造产品及方法，尤其是涉及一种梯度组织航空发动机整体叶盘及其制备方法。
背景技术
整体叶盘为航空发动机最为关键的热端动力部件之一，因其长时间处于高温高压的极端服役环境下，其对整体叶盘的材料以及加工工艺具有极为严格的要求。
钛合金作为超高性能的新型金属，依靠其高强度、低密度、高热强度、优良的抗腐蚀性能、较好的低温性能以及低的导热性等被广泛应用于飞机关键结构件、航空器以及其他极端条件服役的高科技产业装备当中，例如将钛合金应用于整体叶盘能很好地适应航空发动机地高温高压环境。
但随着航空航天工业的发展，对发动机的服役寿命以及动力提出了更高的要求，因此对整体叶盘的材料以及制备方法提出了更高的要求。增材制造技术作为一种新兴的制备技术，其依靠其高制备自由度、低制备周期等优点目前已较广泛地应用于航空航天等工业领域。特别是激光增材制造，依靠其高的热输入以及冷却速率，可以得到与常规制备方法如锻造铸造不同的精细组织。将激光增材制造应用于制备钛合金整体叶盘，可以极大降低制备周期，降低制备成本。
航空发动机压气机整体叶盘在服役时叶片与盘体的温度以及承力条件具有很大的差异。其中，叶片的工作温度很高，主要承受离心的拉伸应力；而盘体的服役温度较低，但会承受较大的多轴循环应力，且由盘心至盘边的温度梯度以及应力梯度也是不容忽视的。因此，为解决整体叶盘的不同服役条件，大幅提升叶盘服役能力，需按其服役条件在叶盘以及叶片上制备不同的组织，常规方式制备的钛合金整体叶盘难以有效制备梯度组织，而增材制造的应用恰好适合梯度组织的制备。因此，研发一种增材制造技术制备梯度组织的航空发动机整体叶盘的技术十分必要。
发明内容
本发明的目的在于提供一种梯度组织航空发动机整体叶盘及其制备方法。
第一，本发明提供一种梯度组织航空发动机整体叶盘，所述叶盘由钛合金制备得到，所述叶盘其包括盘体和叶片两部分，所述盘体为圆柱形，所述叶片呈径向辐射状均匀分布于所述盘体外缘圆周；所述盘体从内到外依次由基体、内层、中间层和外层组成，其中，内层组织为晶粒粒径小于100μm的细等轴晶组织，中间层为晶粒粒径为100μm-2mm的粗等轴晶组织，外层为沿圆柱形的径向的柱状晶组织；所述叶片为定向取向的柱状晶组织。
进一步优选的，所述盘体由TC4、TC11、TC17、TC25G或Ti2AlNb制备得到，所述叶片由TiAl制备得到。
第二，本发明还提供了上述技术方案所述的梯度组织航空发动机整体叶盘的制备方法，包括以下步骤：
1）将圆柱状钛合金基材作为基体置于转台上；
2）在所述钛合金基材的圆柱表面进行激光增材制造，以沉积内层，其中，激光增材制造的工艺参数采用，光斑直径10-15mm的大光斑，90-100g/min的大送粉速率，搭接率25-35%，1400-1500W的激光扫描功率；
3）在内层表面进行激光增材制造，以沉积中间层，其中，激光增材制造的工艺参数，维持光斑直径10-15mm的大光斑、90-100g/min的大送粉速率、搭接率25-35%，提高激光扫描功率为1500-1800W；
4）在中间层表面进行激光增材制造，以沉积外层，其中，激光增材制造的工艺参数，减小光斑直径为8-10mm的小光斑、60-70g/min的小送粉速率，提高搭接率为50-55%，继续提高激光扫描功率为1700-1800W；
5）在外层表面进行激光增材制造，以沉积叶片，其中，激光增材制造的工艺参数，继续减小光斑直径为6-8mm的小光斑、50-60g/min的小送粉速率，搭接率维持为50-55%，继续提高激光扫描功率为1800-1900W。
进一步优选的，所述步骤2）-4）的激光扫描路径为，沿圆柱高度方向进行双向扫描。
进一步优选的，所述步骤2）-4）每扫描圆柱体5-10°后，将转台旋转对应角度后再继续进行扫描加工。
进一步优选的，所述步骤5）中，在每一层沉积完成后，维持光斑直径不变，调整激光功率为500-600W，不送粉，沿上一层的轨迹进行低功率激光重熔。
进一步优选的，所述步骤5）中，采用气冷和水冷的多相流冷却方式以确保温度梯度，具体为，采用喷气口吹对叶片根部喷温度为-5℃的氩气或氦气进行气冷，采用在叶片根部处设置水冷铜模进行水冷。
进一步优选的，所述步骤1）中钛合金基材为锻造、铸造或激光增材制造中的至少一种制备得到。
进一步优选的，所述步骤1）-4）中钛合金为TC4、TC11、TC17、TC25G或Ti2AlNb，所述步骤5）中钛合金为TiAl。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
本发明立足于激光增材制造技术，提出了一种仅需通过调整搭接距离、送粉速率、激光光斑大小、熔池搭接率、激光功率等工艺参数，便可制备一种梯度组织的钛合金整体叶盘，在叶盘由内到外分别得到了细等轴晶区、粗等轴晶区以及径向柱状晶区。同时，借助工艺参数的调整以及多相流冷却技术的应用，借助调节温度梯度，在叶片得到了一种定向柱状晶组织。
本发明的优势在于：仅需通过调节工艺参数便可得到梯度组织的钛合金整体叶盘，极大地降低了制造周期以及制造成本。同时，应用特殊设计的多相流冷却装置得到了一种定向性很强的柱状晶组织的叶片。这种梯度组织钛合金整体叶盘是面向整体叶盘内不同部位带来的不同极端应力以及温度环境而设计的，极大地适应了航空发动机的严苛服役环境，极大的满足了航天工业对发动机性能的日益增长的严格要求。
附图说明
图1为本发明梯度组织的钛合金整体叶盘产品及激光头扫描方位示意图。
图2为本发明制备叶片时多相流冷却的示意图。
图3为实施例1制备得到的钛合金整体叶盘产品的盘体中梯度组织的照片。
图4为实施例2制备得到的钛合金整体叶盘产品的叶片中梯度组织的照片。
图5为实施例1的粗等轴晶区组织的金相照片。
图6为实施例1的径向柱晶区组织的金相照片。
图7为比较例1的组织的金相照片。
具体实施方式
以下将结合本发明实施例中的附图对本发明实施例中的技术方案进行描述。
实施例1
（1）如图1所示，首先将经铸造后的圆柱状钛合金基材1作为盘体的主体置于转台上，将钛合金基材圆柱侧表面用旋转锉进行打磨处理，打磨后先用清水清洗，再用无水乙醇清洗，然后用无水丙酮进行清洗，最后用清水清洗，使基材表面无油污和其他杂质。
（2）将钛合金基材1置于一个氩气环境中，准备用钛合金粉末进行激光增材制备，钛合金粉末采用氩气雾化方式制备，粉末粒度为250-300目，使用前放置于烘箱内2-3h，然后填装到激光器7的送粉管6内；
（3）在钛合金基材1侧边进行激光增材制造，以沉积形成盘体的内层2，内层2为得到细等轴晶组织，将通过调整激光头与加工表面距离来调整激光光斑大小以及能量密度，采用光斑处于直径10-15mm的大光斑，目的是提高表面等轴晶比例，同时抑制底部柱状晶的形成。调整送粉速率为90-100g/min，送粉速率较大，目的是提高熔池表面形核比例，提高表面等轴晶含量。调整激光功率为1400W-1500W，确保基材与粉末充分熔化以及大熔池的同时适当降低熔池深度，确保表面等轴晶比例，抑制熔池底部柱状晶的形成。调整扫描间距，将熔池搭接率调整为25%-35%，在保证成形性的同时降低熔池搭接区比率，因为随后的熔池会重熔上一道熔池，消除表面等轴晶，促进柱状晶的形成，所以尽可能降低熔池搭接率，且送粉率的提高也会消除重熔的影响，提高等轴晶含量。激光增材时，扫描策略采用双向扫描方式，沿圆柱高度方向进行扫描。在圆柱基材上每加工5-10°，应用转台进行旋转对应角度确保加工平面保持一定程度的水平。因如加工更小的角度就进行旋转会导致熔池因转台晃动而不稳定，导致成形性较差，而加工较大角度再旋转会导致加工时因圆柱弧度的原因，导致激光光斑变形，激光功率发生变化，且较大的角度会导致熔池变形，严重影响组织以及成型性。具体的，光斑直径13mm，送粉速率95g/min，激光功率1500W，搭接率30%，加工旋转角度9°。
（3）随后在内层2表面进行激光增材制备，以沉积制备中间层3，中间层3为粗等轴晶组织，相对于内层2，保持光斑直径10-15mm，送粉速率90-100g/min，熔池搭接率为25-35%，将激光功率提升至1500W-1800W。目的是通过提升热输入，在不改变等轴晶比例、抑制柱状晶形成的同时确保等轴晶粒组织粗大，得到相比内层2更为粗大的等轴晶组织。转台旋转方式以及扫描策略与前一层保持不变。具体的，光斑直径13mm，送粉速率95g/min，激光功率1700W，搭接率30%，加工旋转角度9°。
（4）随后在中间层3表面进行激光增材制备，以沉积制备外层4，外层4为径向柱晶组织，相比内层2和中间层3，组织由等轴晶转变为柱状晶。首先，通过调整激光头与加工表面距离，调整光斑直径为8-10mm，目的是在保证成型效率的同时提高熔池深度，提高熔池底部柱状晶比例，同时，降低表面等轴晶含量。调整送粉速率为60-70g/min，采用较低的送粉速率，目的是使粉末充分熔解降低表面形核比例，降低表面等轴晶比例，顶部阻碍柱状晶外延生长的等轴晶的消除促进了底部柱状晶的形成。调整激光功率为1700-1800W，确保较大的激光功率，结合较低的光斑直径，保证了高的能量密度，导致较大的熔池深度，确保熔池底部具有最多的外延生长的柱状晶，同时，较大的熔深一定程度上消除了下方的上一层的等轴晶，进一步促进了柱状晶的外延生长。调整熔池搭接率为50%-55%，在不影响成型效率的同时确保最大比例的搭接区。在搭接区，因下一层的重熔消除表面等轴晶，同时促进搭接区的柱状晶的外延生长。所以，搭接率大于50%后，可确保最低水平的等轴晶，最大程度上促进柱状晶的外延生长。转台旋转方式以及扫描策略与前一层保持不变。具体的，光斑直径为8mm，送粉速率60g/min，功率1700W，搭接率55%，加工旋转角度9°。
（5）随后在外层4表面进行激光增材制备，以沉积制备叶片5，叶片区通过调整工艺参数、引用激光重熔以及多相流冷却方法得到定向柱晶叶片5。首先，在工艺参数上将激光光斑直径调整为6-8mm，将激光光斑调小是因叶片厚度较小，同时，得到定向性最好、最大比例的柱状晶。送粉速率为60g/min，激光功率为1800W-1900W，依据叶片厚度，可调整熔池搭接率为50%-55%。保持最大的熔池深度，提高熔池搭接率，确保表面等轴晶因搭接而消除，同时，促进熔池底部柱状晶的外延生长。引用激光重熔方法，在每一层沉积完后，光斑直径不变，调整激光功率为500W-600W，不送粉，沿上一层的轨迹进行低功率激光重熔。低功率激光重熔会进一步消除表面等轴晶，同时提高了热输入，促进了柱状晶的外延生长，进一步提高了柱状晶的比例以及其定向性。多相流冷却装置如图2所示。应用水冷以及气冷调节内部热流。水冷装置为左右两个铜模15，通过支架固定于制造后的叶盘两侧，与叶盘表面贴紧。铜模15内部为中空，具有若干散热铜片16，铜模15内部可通水，上部为出水口17，下部为入水口14，确保冷却水的顺利流通以及其散热能力。这种水冷装置通过对叶片根部的叶盘进行冷却，调整了叶片内的热流沿叶片高度方向，从而确保了叶片柱状晶组织的定向性。气冷为在叶片两侧安置两个喷气管18，喷气管18的喷气口对叶片根部喷温度约为-5℃的氩气或氦气，通过对叶片根部应用喷气式冷却方法，进一步提高了叶片内部的温度梯度，调整了热流方向，进一步促进了柱状晶的定向生长。具体的，光斑直径6mm，送粉速率60g/min，熔池搭接率为55%，将激光功率提升至1800W。重熔功率是500W。
其中值得注意的是：
在材料上，钛合金整体叶盘可选用不同的材料来制备，盘体可选用TC4、TC11、TC17、TC25G或Ti2AlNb来进行制备，叶片可采用TiAl进行制备，这是因为TiAl相比其他钛合金具有更高的高温强度。本实施例中，盘体和叶片均采用的是TC17钛合金。
实施例2
实施例2中，盘体采用了Ti2AlNb钛合金来制备，叶片采用的是TiAl钛合金来制备，其余均与实施例1相同。
通过优化工艺参数后本实施例1制备的产品，得到的粗等轴晶区组织如图5所示。其组织内分布着大小均匀的等轴晶，这是因为调整工艺参数，降低了熔池深度，避免了底部柱状晶的形成，同时提高表面形核，降低搭接率，提高了等轴晶的形成。细等轴晶区组织形貌与粗等轴晶区类似，只是尺寸更细小。这种组织内充满等轴晶的组织极大的提高了其在低温下的力学性能，很适合整体叶盘心部区域低温度大载荷的特点。
通过优化工艺参数，得到的径向柱晶区如图6所示。可以看出其组织内分布着大量的柱状晶以及少量的等轴晶，这是因为通过提高熔池深度，提高了熔池底部柱状晶的生长。提高搭接率，通过相邻熔池的重熔消除了表面等轴晶，消除了阻碍柱状晶外延生长的等轴晶，促进了柱状晶的外延生长。同时，高的热输入也促进了柱状晶的外延生长。因高温下晶界是薄弱区域，这种几乎全为柱状晶的组织因降低了垂直于应力方向的横向晶界的比例，极大提升了沿径向的高温强度。这种组织很适合整体叶盘靠近叶片区域高温以及高的离心拉压应力的严苛环境。
通过优化工艺参数、层间重熔以及多相流冷却技术，得到的定向柱状晶叶片组织基本与图6所示的组织相似，组织内几乎充满了垂直方向上的柱状晶，几乎没有等轴晶，且柱状晶定向性更好。这是因为低功率激光重熔进一步消除了表面等轴晶，促进了柱状晶的外延生长，同时，更高的热输入进一步促进了外延生长。多相流冷却的应用调整了内部的热流，促进了柱状晶沿垂直方向的定向生长。
图3所示为通过优化工艺参数以控制试样组织的实施例1的激光增材制造的钛合金整体叶盘产品的盘体中梯度组织的照片。可以看出得到了由细密的等轴晶而逐渐过渡到径向柱晶组织的梯度组织，产品的成形性良好，无缺陷，得到了符合要求的梯度组织。其中，细等轴晶的粒径约为80-100μm，而粗等轴晶的粒径约为1-1.5mm。
图4所示为通过优化工艺参数以控制试样组织的实施例2的钛合金整体叶盘产品的叶片中梯度组织的照片，其中图4中下部的刻度尺的单位为mm，可以看出，成形性良好，得到了符合要求的梯度组织结构。
如不采用本发明进行优化的工艺参数，例如采用比较例1的工艺参数如下，光斑直径8mm，激光功率1700W，搭接率40%，送粉速率95g/min，其组织会如图7所示，其中组织内分布着等轴晶区以及柱状晶区，等轴晶主要是由于激光金属沉积送粉方式导致其在表面因粉末内一些杂质、熔池流动破碎的枝晶等原因在表面形核形成表面等轴晶。而熔池底部产生了沿热流方向生长的柱状晶。这种未优化工艺所得到的组织因不能适应严苛的服役环境而应避免。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (9)
1.一种梯度组织航空发动机整体叶盘，其特征在于，所述叶盘由钛合金制备得到，所述叶盘其包括盘体和叶片两部分，所述盘体为圆柱形，所述叶片呈径向辐射状均匀分布于所述盘体外缘圆周；所述盘体从内到外依次由基体、内层、中间层和外层组成，其中，内层组织为晶粒粒径小于100μm的细等轴晶组织，中间层为晶粒粒径为100μm-2mm的粗等轴晶组织，外层为沿圆柱形的径向的柱状晶组织；所述叶片为定向取向的柱状晶组织。
2.根据权利要求1所述的梯度组织航空发动机整体叶盘，其特征在于，所述盘体由TC4、TC11、TC17、TC25G或Ti2AlNb制备得到，所述叶片由TiAl制备得到。
3.一种梯度组织航空发动机整体叶盘的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
1）将圆柱状钛合金基材作为基体置于转台上；
2）在所述钛合金基材的圆柱表面进行激光增材制造，以沉积内层，其中，激光增材制造的工艺参数采用，光斑直径10-15mm的大光斑，90-100g/min的大送粉速率，搭接率25-35%，1400-1500W的激光扫描功率；
3）在内层表面进行激光增材制造，以沉积中间层，其中，激光增材制造的工艺参数，维持光斑直径10-15mm的大光斑、90-100g/min的大送粉速率、搭接率25-35%，提高激光扫描功率为1500-1800W；
4）在中间层表面进行激光增材制造，以沉积外层，其中，激光增材制造的工艺参数，减小光斑直径为8-10mm的小光斑、60-70g/min的小送粉速率，提高搭接率为50-55%，继续提高激光扫描功率为1700-1800W；
5）在外层表面进行激光增材制造，以沉积叶片，其中，激光增材制造的工艺参数，继续减小光斑直径为6-8mm的小光斑、50-60g/min的小送粉速率，搭接率维持为50-55%，继续提高激光扫描功率为1800-1900W。
4.根据权利要求3所述的梯度组织航空发动机整体叶盘的制备方法，其特征在于，所述步骤2）-4）的激光扫描路径为，沿圆柱高度方向进行双向扫描。
5.根据权利要求3所述的梯度组织航空发动机整体叶盘的制备方法，其特征在于，所述步骤2）-4）每扫描圆柱体5-10°后，将转台旋转对应角度后再继续进行扫描加工。
6.根据权利要求3所述的梯度组织航空发动机整体叶盘的制备方法，其特征在于，所述步骤5）中，在每一层沉积完成后，维持光斑直径不变，调整激光功率为500-600W，不送粉，沿上一层的轨迹进行低功率激光重熔。
7.根据权利要求3所述的梯度组织航空发动机整体叶盘的制备方法，其特征在于，所述步骤5）中，采用气冷和水冷的多相流冷却方式以确保温度梯度，具体为，采用喷气口吹对叶片根部喷温度为-5℃的氩气或氦气进行气冷，采用在叶片根部处设置水冷铜模进行水冷。
8.根据权利要求3所述的梯度组织航空发动机整体叶盘的制备方法，其特征在于，所述步骤1）中钛合金基材为锻造、铸造或激光增材制造中的至少一种制备得到。
9.根据权利要求3所述的梯度组织航空发动机整体叶盘的制备方法，其特征在于，所述步骤1）-4）中钛合金为TC4、TC11、TC17、TC25G或Ti2AlNb，所述步骤5）中钛合金为TiAl。
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