CN114309620B - 一种飞机0Cr14Ni5Mo2Cu钢锥裙锁损伤增材修复粉体设计制备方法 - Google Patents

一种飞机0Cr14Ni5Mo2Cu钢锥裙锁损伤增材修复粉体设计制备方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及激光熔覆修复技术领域，具体为一种飞机0Cr14Ni5Mo2Cu钢锥裙锁损伤增材修复粉体设计制备方法，包括以下步骤：(一)根据目前的0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体进行成分优化设计，确定0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体最终的技术指标，并根据修复需求，确定设计准则；(二)根据步骤(一)中的技术指标，进行制备0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体，包括：配料、熔炼、雾化、筛粉收集、性能分析和测试；(三)采用与飞机锥群锁相同的0Cr14Ni5Mo2Cu材料加工带有缺口的拉力试棒试样，用步骤(二)中制备的0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体对试样进行修复，并对修复后的试样进行力学性能检测。本发明解决了应用常规粉体修复难以满足飞机锥群锁使用要求问题，提高了飞机锥群锁激光增材修复质量。

Description

一种飞机0Cr14Ni5Mo2Cu钢锥裙锁损伤增材修复粉体设计制备方法
技术领域
本发明涉及激光熔覆修复技术领域，具体为一种飞机0Cr14Ni5Mo2Cu钢锥裙锁损伤增材修复粉体设计制备方法。
背景技术
0Cr14Ni5Mo2Cu属于沉淀硬化型高强度马氏体不锈钢，该钢具有良好的铸造性能、耐腐蚀性能，主要用于飞机上耐腐、耐热、强度要求较高的零件。0Cr14Ni5Mo2Cu抗拉强度可达1200-1300MPa。
飞机锥群锁制造材料为0Cr14Ni5Mo2Cu钢，属于支撑联体与锥群的锁紧机构，其在使用过程中受到低应力高频率小动载，易产生疲劳裂纹，目前ZG0Cr14Ni5Mo2Cu锥群锁损伤修复采用钨极氩弧焊修复，钨极氩弧焊的焊速较慢，焊接变形较大，焊缝组织较粗大；焊接生产中容易产生气孔及钨夹杂等焊接缺陷；焊接过程中易出现气体保护不良，从而影响修复质量。激光增材修复由于能量密度高，热输入量小，结晶速度快，修复层晶粒细小，修复层机械性能较好而逐步应用于航空零部件损伤修复。
目前常用的修复用合金粉末往往难以保证0Cr14Ni5Mo2Cu钢损伤修复后的力学性能达到使用要求。针对飞机锥群锁损伤采用常规合金粉体修复力学性能难以满足使用要求问题，设计制备一种新型合金粉体，使飞机锥群锁激光熔覆修复质量得到有效提高是非常有必要的。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明提出了一种飞机0Cr14Ni5Mo2Cu钢锥裙锁损伤增材修复粉体设计制备方法，以满足飞机锥裙锁修复后的力学性能。
本发明所要解决的技术问题采用以下技术方案来实现：
一种飞机0Cr14Ni5Mo2Cu钢锥裙锁损伤增材修复粉体设计制备方法，包括以下步骤：
(一)根据目前的0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体进行成分优化设计，确定0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体最终的技术指标，并根据修复需求，确定设计准则；
(二)根据步骤(一)中的技术指标，进行制备0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体，包括：配料、熔炼、雾化、筛粉收集、性能分析和测试；
(三)采用与飞机锥群锁相同的0Cr14Ni5Mo2Cu材料加工带有缺口的拉力试棒试样，用步骤(二)中制备的0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体对试样进行修复，并对修复后的试样进行力学性能检测；
(四)重复步骤(一)至(三)，直至粉末中的成分全部达到技术指标后结束。
优选地，步骤(一)中技术指标具体为：Cr11.0％，Ni3.6％，Mo1.2％，Cu1.3％，Si0.2％，C0.03％，Mn0.4％，Nb0.03％，S/P0.02％，稀土0.01％，Fe：余量，其中稀土为Lu。
优选地，步骤(一)中设计准则具体为：
(a)流动性：≤20s/50g，高球形度：≥0.99，低氧含量：≤600ppm；
(b)粉末材料热膨胀系数：(8-12)10-6K-1；导热性：(90-120)Wm-1K-1；熔点：1500-1600℃；
(c)润湿角：≤60°；
(d)粉体粒径：53-150μm；
(e)力学性能：达到基体母材的90％以上。
优选地，步骤(二)中配料包括：
(A)预处理：除油、除锈；
(B)分析：取样品进行化学成分、气体含量、杂质含量进行分析，判断是否满足步骤(一)中确定的化学成分要求；
(C)若满足，则进行下一步，若不满足，则重新配料。
优选地，步骤(二)中熔炼的工艺参数：熔炼功率为30-40KW，熔炼频率为2-3KHz。
优选地，步骤(二)中雾化的工艺参数：雾化温度为1600-1750℃，雾化压力为2-5MPa，气体流程为18-25L/min，合金量流量为0.4-1L/min。
优选地，步骤(二)中筛粉收集具体为：先采用60目的标准筛并在处于氩气的保护环境中进行筛分，再采用270目和100目筛网筛分得到53-150μm段粒度的粉末。
优选地，步骤(二)中性能分析包括成分分析、微观组织分析，性能测试包括流动性性能测试、松装密度性能测试。
优选地，步骤(三)中力学性能检测的过程具体为：先进行拉伸试验，再进行X射线内部探伤，拉伸试验在WDW-100试验机上进行，最大载荷为100KN，加载速率为1mm/S。
本发明的有益效果是：
本发明将粉体设计与制备技术应用于飞机锥群锁激光增材修复，解决了应用常规粉体修复难以满足飞机锥群锁使用要求问题，提高了飞机锥群锁激光增材修复质量。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明：
图1为本发明的流程图；
图2为本发明中试样的结构示意图。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合附图以及实施例对本发明进一步阐述。
如图1所示，一种飞机0Cr14Ni5Mo2Cu钢锥裙锁损伤增材修复粉体设计制备方法，包括以下步骤：
(一)根据目前的0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体进行成分优化设计，确定0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体最终的技术指标，并根据修复需求，确定设计准则。
目前0Cr14Ni5Mo2Cu钢激光熔覆用合金粉体成分的量按质量百分比为：Cr13.0％-14.5％，Ni4.5％-5.5％，Mo1.5％-2.0％，Cu1.2％-1.75％，Si≤0.7％，C≤0.08％,Mn≤1.0％，Nb≤0.1％，S/P≤0.03％，Fe：余量。
针对各元素对合金性能影响，对目前0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体进行成分优化设计为：Cr10.5％-12.5％，Ni3.5％-4％，Mo1％-1.5％，Cu1.2％-1.5％，Si≤0.5％，C≤0.08％,Mn≤0.7％，Nb≤0.05％，S/P≤0.03％，稀土0.002％-0.02％，Fe：余量。
进一步缩小合金元素含量范围：Cr10.8％-11.5％，Ni3.5％-3.8％，Mo1％-1.3％，Cu1.2％-1.4％，Si≤0.3％，C≤0.08％,Mn≤0.7％，Nb≤0.05％，S/P≤0.03％,稀土0.009％-0.014％，Fe：余量。
根据各元素对合金性能影响的协同作用在，该粉体最终成分优化设计为：Cr11.0％，Ni3.6％，Mo1.2％，Cu1.3％，Si0.2％，C0.03％，Mn0.4％，Nb0.03％，S/P0.02％，稀土0.01％，Fe：余量。
其中稀土元素为Se、Lu、Yb中至少一种，最终优选为Lu。
设计准则：
具有良好的流动性、高球形度以及低氧含量，具体的：流动性：≤20s/50g，高球形度：≥0.99，低氧含量：≤600ppm。
粉末材料的热膨胀系数、导热性、熔点应尽可能与被修复部件材料相近，以降低合金层的残余应力，具体的：粉末材料热膨胀系数：(8-12)10-6K-1；导热性：(90-120)Wm-1K-1；熔点：1500-1600℃。
具有良好的润湿性，润湿性与表面张力有关，表面张力越小，润湿角越小，液体流动性越好，具体的：润湿角：≤60°。
粉体粒径：53-150μm。
粉体用于修复损伤基体时，修复后接头的力学性能(抗拉强度、冲击韧性)一般需要达到基体母材的90％以上。
(二)根据步骤(一)中的技术指标，进行制备0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体，包括：配料、熔炼、雾化、筛粉收集、性能分析和测试。
配料的具体过程为：先进行配料，按照优选合金粉体成分的要求进行预制合金母材的预处理，包括除油、除锈等。取样品对化学成分、气体含量及杂质含量进行分析，若满足步骤(一)中确定的化学成分要求后，方可进行下一步；如若不满足要求，需重新配置原料，直至满足要求。
熔炼的具体过程为：调整电源熔炼功率以及熔炼频率，熔炼功率：30-40KW，熔炼频率：2-3KHz；对配料好后的母材进行熔炼，得到合金溶液。
雾化的具体过程为：在雾化过程中，通过控制雾化温度、雾化压力、气体流量及合金量流量等工艺参数控制粉末质量，其中，雾化温度为1600-1750℃，雾化压力为2-5MPa，气体流程为18-25L/min，合金量流量为0.4-1L/min。雾化完成后，制备的合金粉体通过旋风器收集于集粉罐中，集粉罐在密封状态下直接转入手套箱。
筛粉收集的具体过程为：用60目的标准筛进行筛分，-60目的粉末装入不锈钢容器中保存，整个过程均处于氩气保护环境中，这样就保证了所制备粉末的洁净度。之后对粉末进行收集与筛分，采用270目和100目筛网筛分得到53-150μm段粒度的粉末。
性能分析和测试的具体过程为：对筛分好的粉末进行成分分析、微观组织分析及粉末的性能测试(包括流动性、松装密度等)，最终得到满足成分设计要求的粉末。
(三)采用与飞机锥群锁相同的0Cr14Ni5Mo2Cu材料加工带有缺口的拉力试棒试样，用步骤(二)中制备的0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体对试样进行修复，并对修复后的试样进行力学性能检测。
采用与飞机锥群锁相同的0Cr14Ni5Mo2Cu材料加工拉力试棒，试棒上预制槽型缺口如图2所示，利用激光熔覆将试样上槽坑填平，并制作棒状拉伸试样后进行X射线探伤，检测熔覆区域内部缺陷情况。焊缝位于试样的中心。拉伸试验在WDW-100试验机上进行，最大载荷为100KN，加载速率为1mm/S。检测激光熔覆试验件力学性能。
(四)重复步骤(一)至(三)，直至粉末中的成分全部达到技术指标后结束。
由于需要优化成分设计中的每个指标均要达到技术指标的要求，再加上也不可能经过一次就能够制备得到最终优化指标的，是一个不断迭代的优化过程，因此就需要重复上述步骤，直至达到设计准则中力学性能的90％以上结束。
下表为0Cr14Ni5Mo2Cu激光熔覆试样的力学性能对比表
Figure GDA0004117305620000051
Figure GDA0004117305620000061
通过上表可知，经过最终的试验结果表明，在0Cr14Ni5Mo2Cu基体上激光增材优选设计的合金粉体，为基体90％以上的力学性能，可以获得满足要求的抗拉强度效果，保证了飞机安全，延长了飞机使用寿命，具有很高的经济效益。
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (7)

1.一种飞机0Cr14Ni5Mo2Cu钢锥裙锁损伤增材修复粉体设计制备方法，其特征在于：包括以下步骤：
(一)根据目前的0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体进行成分优化设计，确定0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体最终的技术指标，并根据修复需求，确定设计准则；
步骤(一)中技术指标具体为：Cr11.0％，Ni3.6％，Mo1.2％，Cu1.3％，Si0.2％，C0.03％，Mn0.4％，Nb0.03％，S/P0.02％，稀土0.01％，Fe：余量，其中稀土为Lu；
步骤(一)中设计准则具体为：
(a)流动性：≤20s/50g，高球形度：≥0.99，低氧含量：≤600ppm；
(b)粉末材料热膨胀系数：(8-12)10-6K-1；导热性：(90-120)Wm-1K-1；熔点：1500-1600℃；
(c)润湿角：≤60°；
(d)粉体粒径：53-150μm；
(e)力学性能：达到基体母材的90％以上；
(二)根据步骤(一)中的技术指标，进行制备0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体，包括：配料、熔炼、雾化、筛粉收集、性能分析和测试；
(三)采用与飞机锥群锁相同的0Cr14Ni5Mo2Cu材料加工带有缺口的拉力试棒试样，用步骤(二)中制备的0Cr14Ni5Mo2Cu钢合金粉体对试样进行修复，并对修复后的试样进行力学性能检测；
(四)重复步骤(一)至(三)，直至粉末中的成分全部达到技术指标后结束。
2.根据权利要求1所述的一种飞机0Cr14Ni5Mo2Cu钢锥裙锁损伤增材修复粉体设计制备方法，其特征在于：步骤(二)中配料包括：
(A)预处理：除油、除锈；
(B)分析：取样品进行化学成分、气体含量、杂质含量进行分析，判断是否满足步骤(一)中确定的化学成分要求；
(C)若满足，则进行下一步，若不满足，则重新配料。
3.根据权利要求1所述的一种飞机0Cr14Ni5Mo2Cu钢锥裙锁损伤增材修复粉体设计制备方法，其特征在于：步骤(二)中熔炼的工艺参数：熔炼功率为30-40KW，熔炼频率为2-3KHz。
4.根据权利要求1所述的一种飞机0Cr14Ni5Mo2Cu钢锥裙锁损伤增材修复粉体设计制备方法，其特征在于：步骤(二)中雾化的工艺参数：雾化温度为1600-1750℃，雾化压力为2-5MPa，气体流程为18-25L/min，合金量流量为0.4-1L/min。
5.根据权利要求1所述的一种飞机0Cr14Ni5Mo2Cu钢锥裙锁损伤增材修复粉体设计制备方法，其特征在于：步骤(二)中筛粉收集具体为：先采用60目的标准筛并在处于氩气的保护环境中进行筛分，再采用270目和100目筛网筛分得到53-150μm段粒度的粉末。
6.根据权利要求1所述的一种飞机0Cr14Ni5Mo2Cu钢锥裙锁损伤增材修复粉体设计制备方法，其特征在于：步骤(二)中性能分析包括成分分析、微观组织分析，性能测试包括流动性性能测试、松装密度性能测试。
7.根据权利要求1所述的一种飞机0Cr14Ni5Mo2Cu钢锥裙锁损伤增材修复粉体设计制备方法，其特征在于：步骤(三)中力学性能检测的过程具体为：先进行拉伸试验，再进行X射线内部探伤，拉伸试验在WDW-100试验机上进行，最大载荷为100KN，加载速率为1mm/S。
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