CN114934210A

CN114934210A - 一种用于航空发动机整体叶盘修复的钛合金

Info

Publication number: CN114934210A
Application number: CN202210778275.2A
Authority: CN
Inventors: 李文渊; 王清江; 刘建荣; 朱绍祥; 王磊
Original assignee: Institute of Metal Research of CAS
Current assignee: Institute of Metal Research of CAS
Priority date: 2022-06-29
Filing date: 2022-06-29
Publication date: 2022-08-23

Abstract

本发明的目的在于提供一种用于航空发动机整体叶盘修复的钛合金，所述合金成分范围(按重量百分比)为：Al 2.5～4.4％，Sn 1.2～2.2％，Zr1.2～2.2％，Mo 2.8～4.2％，Cr 3.0～4.2％，O＜0.12％，余量为Ti和不可避免的杂质。所述合金适用于制备修复用丝材和粉末，其丝材适用于电弧或激光填丝沉积修复工艺，其粉末适用于激光送粉修复工艺，修复堆积体的厚度≤15mm。采用该合金修复后的零件可在550℃～630℃保温2～8h后空冷，修复体拉伸强度达到锻件原始状态水平，且修复体的延伸率大于等于10％。该合金针对航空发动机整体叶盘修复，具有工艺适应性强、热处理简单、成形性良好、成本低等优点。

Description

一种用于航空发动机整体叶盘修复的钛合金

技术领域

本发明属于钛合金领域，具体涉及到一种用于航空发动机整体叶盘修复的钛合金及其应用。

背景技术

我国最新研制的航空发动机基本都采用了整体叶盘结构，省去了叶盘与叶片的连接结构，大幅减少了结构重量，进而提高发动机整体性能。在服役过程中，航空发动机不可避免地会吸入砂砾等硬质异物，整体叶盘难免发生损伤，若在受损后整体报废，其成本非常高昂，因此，必须针对航空发动机整体叶盘的材料、结构特点、损伤类型、预期服役寿命等研发相应的修复技术。其中，修复所用的材料是决定修复工艺窗口，甚至能否修复的关键因素。

TC17合金是一种高强高韧的近β型钛合金，在航空发动机风扇盘中大量应用，由于风扇盘处于压气机前端，是非常容易发生损伤的零部件。目前采用TC17锻件本体成分的丝材进行电弧熔丝修复时，修复熔融状态下自然冷却过程和后续低温热处理过程中，粗大亚稳β晶粒内部会析出大量弥散α相，使得修复体被过度强化，因为粗晶和弥散强化叠加作用，使得修复体强度明显高于被修复基体，而塑性明显低于被修复基体，造成修复部分和被修复基体部分力学性能匹配性很差，严重影响修复后的服役性能。由于修复工艺和热处理制度的优化空间有限，修复体组织状态的基本特征很难改变，因此采用本体成分丝材和电弧/激光添丝工艺修复TC17整体叶盘，修复体和被修复基体力学性能差异太大，无法实现良好匹配，为此急需新型的修复材料，使得在电弧或激光添丝或激光送粉修复工艺条件下，基体及其修复部分力学性能尽可能一致，修复体强度塑性实现较好匹配；同时工艺需尽可能简单，以降低修复工艺难度、降低成本。

发明内容

本发明的目的在于提供一种可用于航空发动机整体叶盘修复用的钛合金材料，通过调控修复材料成分，使其在现有修复工艺和最简单的热处理工艺状态下，修复体拉伸强度达到锻件原始状态水平，且修复体的延伸率大于等于10％，从而实现与基体强韧性的较好匹配。本发明所述合金可制备成丝材或粉末，可满足以丝材为填料的熔丝修复和以粉末为填料的激光送粉等不同的修复工艺。

本发明所述钛合金采用了以下设计思路：通过降低合金化水平并调整合金元素比例，提高修复过程中快速冷却形成过饱和固溶体的稳定性，抑制退火过程中细针状α相的析出倾向，在强度水平满足要求的情况下提高拉伸塑性，提高修复区与基体的力学性能匹配性。

本发明技术方案如下：

一种用于航空发动机整体叶盘修复的钛合金，其特征在于：按重量百分比计，所述合金的成分为：Al 2.5～4.4％，Sn 1.2～2.2％，Zr 1.2～2.2％，Mo 2.8～4.2％，Cr 3.0～4.2％，O＜0.12％，余量为Ti和不可避免的杂质。

作为优选的技术方案，所述合金的成分为：Al 3.6～4.4％，Sn 1.2～2.0％，Zr1.2～2.0％，Mo 2.8～3.4％，Cr 2.0～3.4％，O＜0.12％，余量为Ti和不可避免的杂质。

作为另一项优选的技术方案，所述合金的成分为：Al 2.5％～4.0％，Sn 1.5％～2.2％，Zr 1.5％～2.2％，Mo 3.5％～4.2％，Cr 3.5％～4.2％，O＜0.12％，余量为Ti和不可避免的杂质。

一种采用本发明所述钛合金制备的丝材，其特征在于，所述丝材的加工方法如下：

1)熔炼：采用0级或1级海绵Ti、海绵Zr、纯Al、纯Cr、Ti-Sn或Al-Sn中间合金、Al-Mo中间合金压制电极，经2～3次真空自耗熔炼，制成铸锭；

2)制备丝坯：铸锭在α+β/β相变点之上开坯、锻造、轧制，获得直径为8～14mm的轧制棒材；

3)拉拔：直径为8～14mm的轧制棒材加热至650～750℃，采用拉丝机进行连续高温拉拔变形，拉丝速率为0.5～1.5m/min，道次变形量为5～8％，获得直径为1.2mm～1.8mm的细丝；

4)扒皮、矫直：直径为1.2mm～1.8mm的细丝经模具进行机械扒皮并矫直，再经纱布袋抛光去除表面氧化皮；

5)清洗、包装：细丝经表面清洗后缠绕在绕丝纶上，包装。

采用该丝材对航空发动机整体叶盘进行修复的方法，其特征在于，在电弧填丝或激光填丝沉积修复工艺条件下，修复堆积体的厚度≤15mm。

一种采用本发明所述钛合金制备的粉末，其特征在于，所述粉末的加工方法如下：

2)制备棒材：铸锭在α+β/β相变点之上开坯、锻造、精锻，获得直径40～80mm的棒材；

3)制粉：采用旋转电极法制粉，粒度控制在40～200μm。

采用该粉末对航空发动机整体叶盘进行修复的方法，其特征在于，在激光送粉修复工艺条件下，修复堆积体的厚度≤15mm。

采用上述方法修复的航空发动机整体叶盘，其特征在于，经550℃～630℃保温2～8h后空冷，修复体拉伸强度达到锻件原始状态水平，且修复体的延伸率大于等于10％，所述航空发动机整体叶盘由TC17合金制备而成。

本发明所述钛合金成分配比与被修复的TC17锻件成分对比见表1。可见，本发明所述合金的成分特点之一是合金元素含量较低；成分特点之二是氧元素控制要求降低，控制在0.12％以内即可，无需控制下限，极大降低了丝材和粉末成形的氧含量控制难度。

表1 TC17合金与本发明合金成分对比

本发明所述合金的设计思路如下：亚稳β相析出弥散针状α相是导致采用TC17合金锻件成分的丝材或粉末修复后强度过高、塑性较差的主要原因，因此本发明进一步控制α相的析出总量，另一方面，降低合金化水平，使合金从近β向α+β型过渡，提高快速冷却形成亚稳β相的稳定性，弱化针状α相的析出倾向。TC17合金锻件基体中α相分为两部分，一部分为尺寸较大、金相下清晰可见的一次α相，如附图1中的白色等轴颗粒和附图2中的白色条状相，另一部分为亚温β基体内部析出的细小弥散α相。由于一次α相消耗了部分α稳定元素，使亚温β基体中弥散强化的α相析出量减少，保证了基体合金强塑性的良好匹配。可见，为了使修复体不被弥散析出的α相过度强化，必须考虑将基体合金中相当于附图1中白色等轴颗粒或附图2中白色条状相转化成弥散α相所带来的强化效应(见附图4中细小弥散α相)弱化，才能实现修复部分与被修复基体合金强塑性的良好匹配。

本发明的优点及有益效果是：

一、修复体强塑性匹配好：采用本发明钛合金的丝材或粉末进行电弧熔丝、激光熔丝或激光送粉修复后，修复体拉伸强度达到锻件原始状态水平，且修复体的延伸率大于等于10％。

二、良好的工艺适应性：本发明是针对整体叶盘修复的特点，设计的一种TC17及其相近合金整体叶盘增材修复的专用材料，因为合金成分的合理设计，充分利用固溶强化作用，严格控制第二相强化，使得修复熔铸态材料具有较好的强度塑性匹配；在限制修复材料尺寸(厚度≤15mm)条件下，拓宽了修复工艺窗口，修复重点可专注于控形，实现叶盘零件的高质量修复。

三、低热处理复杂性：本发明放弃采用TC17棒材三重热处理工艺或锻件二重热处理工艺，而是采用了非常简单的550℃～630℃/2～8h低温退火工艺，使修复结构既可以采用整体退火工艺，也可以采用局部热处理工艺，无论采用哪种工艺，均无需考虑零件变形、基体性能下降等不利因素。

四、良好的丝材成形性：本发明修复材料合金化程度比基体材料低，一次热变形抗力小，丝材成形工艺窗口较宽，可稳定连续成形，材料利用率和成品率高。

五、低成本：因为低合金化、变形能力好、变形抗力低、热处理工艺简单等因素，使得采用本发明材料修复整体叶盘的成本显著降低。

附图说明

图1为TC17合金大规格棒材典型高倍组织，其中(a)锻态组织，(b)热处理态组织。

图2为TC17合金整体叶盘锻件典型β锻造高倍组织。

图3为对比例1电弧熔丝修复后堆积区高倍组织。

图4为实施例1电弧熔丝修复后堆积区高倍组织。

图5为实施例9电弧熔丝修复后堆积区高倍组织。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明一种适用于航空发动机整体叶盘修复的钛合金作进一步的补充说明。

本发明对比例及实施例合金成分见表2。对比例1～5为TC17原成分，实施例1～4为权利要求1所述合金成分，实施例5～8为权利要求2所述合金成分，实施例9～12为权利要求3所述合金成分。根据表2中的目标成分配制合金。采用的原材料见表3。需指出的是，在满足成分控制要求的前提下，还可选择不限于表3中的其它原材料。

本发明对比例1～5及实施例1-12按设计成分配料、混料后，经3次真空自耗熔炼，制成Φ220mm铸锭。将铸锭切除帽口、扒除表面氧化皮后，采用以下热加工工艺得到Φ1.2mm丝材：

第一火，1180℃，水压机锻造，Φ220mm→Φ160mm；第二火，1080℃，水压机锻造，Φ160mm→Φ100mm；第三火，900℃，精锻机锻造，Φ100mm→Φ50mm；第四火，900℃，轧机轧制，Φ50mm→Φ9mm。之后进入制丝工序。Φ9mm经退火、表面打磨、丝盘开卷后，在750℃±14℃的管式加热炉内在线加热，采用拉丝机进行连续高温拉拔变形。随丝材直径减小，温度逐渐降低，丝材直径减小到4mm以下时，拉丝温度降低到650℃～700℃范围内；拉丝速率早期为0.5m/min，随着直径减小，拉丝速率逐渐增加，丝材直径减小到4mm以下时，拉丝速率增加到1.5m/min；道次变形量随丝材直径减小逐渐减小，丝材直径在Φ5mm以上时道次变形量为8％，Φ5mm以下时道次变形量降为5％左右，获得直径1.4mm细丝，经表面扒皮去除污染层后，得到直径1.2mm丝材。经超声清洗或蒸馏水煮沸的办法去掉丝材浮灰并烘干后，缠绕在标准绕丝盘上，进行修复堆积试验。

本发明对比例1～3及实施例1、2、5、6、9、10中的钛合金按设计的成分配料、混料后，合金熔炼制成Φ220mm铸锭。将铸锭切除帽口、扒除表面氧化皮后，采用以下方式制备所需粉末：

第一火，1180℃，水压机锻造，Φ220mm→Φ150mm；第二火，900℃，精锻机锻造，Φ150mm→Φ75mm；然后采用机加工，制成Φ70×400mm的电极，采用旋转电极法制粉，筛选粒度范围在80～160μm的粉末。

采用自动氩弧焊设备，在峰值电流130mA、基值电流90A、脉冲频率4Hz、电压13.2V、焊接速度120mm/min、送丝速度600～800mm/min条件下堆积，获得厚度15.0mm、宽度90mm、高度70mm的试块，经表面机加工，获得厚度11mm的光滑平板。

采用同步送粉式激光增材制造设备，在激光功率1450W、扫描速度4mm/s、送粉速率0.3L/min、厚度0.6mm工艺条件下堆积厚度14.7mm、宽度90mm、高度70mm的试块，经表面机加工，获得厚度11mm的光滑平板。

对光滑平板进行热处理工艺试验，试验温度分别为550℃/8h、600℃/4h和650℃/4h，出炉后空冷。

热处理后的实验料采用电火花切割、沿堆积高度方向取试样坯，加工拉伸样品，参照GB/T 228.1标准做拉伸试验，得到拉伸数据见表4。

表2合金成分(wt.％)

表3本发明对比例和实施例中合金采用的原材料

元素	Al	Sn	Zr	Mo	Si
						原材料	纯铝豆	TiSn	海绵锆	Al-Mo	Al-Si
元素	Nb	Ta	C	W	Ti
						原材料	Al-Nb	Al-Ta-Ti	纯碳粉	Al-W-Ti	0级海绵钛

表4室温拉伸性能

表5 TC17合金整体叶盘叶片位置径向室温拉伸性能

由附图3～5的对比可见，实施例采用电弧熔丝修复后的堆积区组织略粗，可明显缓解对比例中细针状α相的过度强化效果。由表4拉伸性能可见，实施例拉伸和屈服强度与对比例相当或略低的前提下，塑性显著改善。这对应用是相当有益的。因为整体叶盘叶片尖端和外缘很薄，在受外来物冲击或与机匣发生刮擦的情况下，修复体塑性高，意味着发生脆性断裂、掉块的概率低，这对保证发动机安全至关重要。而整体叶盘叶片受力最大位置是在叶片根部附近，而不是叶片上部或尖端，因此强度适当偏低是允许的。

表5给出了TC17合金整体叶盘锻件叶片部位的拉伸性能指标要求，可见，虽然部分实施例的拉伸强度与对比例相比并没有优势，但其强度满足锻件标准要求，因此采用本发明材料制备丝材或粉末，用于TC17整体叶盘修复，可克服该合金熔铸态组织硬而脆、塑性低的固有问题，获得强度塑性良好匹配，更好满足应用需要。

本发明未尽事宜为公知技术。

上述实施例只为说明本发明的技术构思及特点，其目的在于让熟悉此项技术的人士能够了解本发明的内容并据以实施，并不能以此限制本发明的保护范围。凡根据本发明精神实质所作的等效变化或修饰，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种用于航空发动机整体叶盘修复的钛合金，其特征在于：按重量百分比计，所述合金的成分为：Al 2.5～4.4％，Sn 1.2～2.2％，Zr 1.2～2.2％，Mo 2.8～4.2％，Cr 3.0～4.2％，O≤0.12，余量为Ti和不可避免的杂质。

2.按照权利要求1所述用于航空发动机整体叶盘修复的钛合金，其特征在于：按重量百分比计，所述合金的成分为：Al 3.6～4.4％，Sn 1.2～2.0％，Zr 1.2～2.0％，Mo 2.8～3.4％，Cr 3.0～3.4％，O＜0.12％，余量为Ti和不可避免的杂质。

3.按照权利要求1所述用于航空发动机整体叶盘修复的钛合金，其特征在于：按重量百分比计，所述合金的成分为：Al 2.5％～4.0％，Sn 1.5％～2.2％，Zr 1.5％～2.2％，Mo3.5％～4.2％，Cr 3.5％～4.2％，O＜0.12％，余量为Ti和不可避免的杂质。

4.一种采用权利要求1～3任一项所述钛合金制备的丝材，其特征在于，所述丝材的加工方法如下：

5)清洗、包装：细丝经表面清洗后缠绕在绕丝纶上，包装。

5.一种采用权利要求4所述丝材对航空发动机整体叶盘进行修复的方法，其特征在于，在电弧填丝或激光填丝沉积修复工艺条件下，修复堆积体的厚度≤15mm。

6.一种采用权利要求1～3任一项所述钛合金制备的粉末，其特征在于，所述粉末的加工方法如下：

3)制粉：采用旋转电极法制粉，粒度控制在40～200μm。

7.一种采用权利要求5所述粉末对航空发动机整体叶盘进行修复的方法，其特征在于，在激光送粉修复工艺条件下，修复堆积体的厚度≤15mm。

8.一种采用权利要求5或7所述方法修复的航空发动机整体叶盘，其特征在于，经550℃～630℃保温2～8h后空冷，修复体拉伸强度达到锻件原始状态水平，且修复体的延伸率大于等于10％。

9.按照权利要求8所述航空发动机整体叶盘，其特征在于，所述航空发动机整体叶盘是由TC17合金制备而成。