CN115053018A - 用于通过增材制造来制造钛耐火金属构件的方法 - Google Patents

用于通过增材制造来制造钛耐火金属构件的方法 Download PDF

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CN115053018A
CN115053018A CN202180012859.2A CN202180012859A CN115053018A CN 115053018 A CN115053018 A CN 115053018A CN 202180012859 A CN202180012859 A CN 202180012859A CN 115053018 A CN115053018 A CN 115053018A
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乔纳森·勒布朗
雨果·让-路易斯·西斯塔赫
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Abstract

一种用于制造金属构件(1)的方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：提供由钛基系材料制成的壳体(2)，该壳体(2)具有第一表面(3)和远离第一表面(3)的第二表面(4)；在壳体(2)上通过增材制造生成由钛耐火材料制成的覆盖层(5)，使得所述覆盖层(5)至少部分地覆盖第一表面(3)和/或第二表面(4)；并且，在增材制造步骤之后，金属构件(1)在介于200℃与1000℃之间的温度下进行热处理。

Description

用于通过增材制造来制造钛耐火金属构件的方法
技术领域
本发明总体上涉及一种用于制造金属构件的方法。
背景技术
一些部件由钛合金制成、以获得这些合金的特殊性能，特别是机械阻力、耐热性、以及耐腐蚀性能，以获得比钢的密度或其他合金(诸如，镍系合金或钴系合金)的密度更低的密度。
对于航空构件(例如，诸如高压压缩机外壳(casing)的涡轮机构件)尤其如此。在这种情况下，钛构件是壳体(shell)。
在下面的描述中，壳体是指这样的构件，即，该构件的空间中三个维度之一(其厚度)与垂直于该厚度的其他两个维度(其长度和宽度)相比是小的(至少小五倍)。因此，壳体包含板、管、套圈(ferrule)、外壳。
下文中使用的术语钛是指以钛为主要元素的合金。
通常在高温环境中使用的这种构件必须能够经受住钛火(titanium fire)，也就是说，在温度突然升高的情况下钛的灾难性点燃。
在高压压缩机外壳的情况下，钛火的风险也因由钛系材料制成的外壳与叶片(由外壳保护)之间的摩擦而增加。
目前使用各种解决方案来防止钛的这种燃烧。它们包含将由另一种合金(即，钛合金以外的合金)制成的构件固定至钛构件，这种由另一种合金制成的构件旨在暴露于更高的温度、并在这些高温与钛构件之间形成屏障。
尤其是已知通过热轧、液压电镀或通过套筒(socket)来固定两个构件。
然而，这些现有的解决方案具有缺点。
实际上，很难控制钛构件与由另一种合金制成的构件之间界面的准确位置。
此外，根据实施公差、加工公差和加工策略，一个或另一个零件的厚度并不总是最优化的。例如，当钛构件的几何形状为三维时，这种界面通常不可能沿钛尽可能靠近肋部遵循最终形状。
也无法控制两种材料之间的厚度比(在公差范围内)。
此外，当使用上述方法之一时，钛构件与由另一种合金制成的构件之间的剪切或剥离阻力非常低。因为钛与其他合金的膨胀系数之间的差异很大，因此这种剪切阻力特别低。
此外，复杂性、根据这些已知方法允许固定钛构件和由另一种合金制成的构件的步骤数、以及需要在组装后对由这两个构件形成的组件进行机加工，这意味着该方法的成本会很高。
专利申请FR2978077描述了一种用于组装第一壳体和第二壳体的方法，该第一壳体由钛耐火材料制成，该第二壳体由钛系材料制成。
两个壳体相互接触，然后加热。第二壳体变形，以便匹配第一壳体的形状。
然而，考虑到两种材料之间膨胀的差异，两种构件分离的风险很大。
发明内容
因此，本发明的目的是克服这些缺点、并提出一种用于制造金属构件的方法，该金属构件既受益于钛系合金的低密度又受益于钛耐火性。
因此，提出了一种用于制造金属构件的方法，该制造方法包括以下步骤：
提供由钛系材料制成的壳体，该壳体具有第一表面和与第一表面相对的第二表面；
在壳体上通过增材制造来生成由钛耐火材料制成的覆盖层，使得覆盖层至少部分地覆盖该第一表面和/或该第二表面；以及
在增材制造步骤之后，将金属构件在介于200℃与1000℃之间的温度下进行热处理。
根据一实施方案，该覆盖层可以由式NiCr19Fe19Nb5Mo3的材料制成、和/或该壳体可以由式Ti6Al4V的材料制成。
有利地，热处理可以包括多个步骤。
优选地，热处理包括温度介于500℃与1000℃之间、优选介于700℃与1000℃之间、更优选介于930℃与950℃之间的第一步骤。
此外，可以将第一步骤执行介于10分钟与5小时之间、优选介于30分钟与2小时之间、更优选介于45分钟与1小时30分钟之间的持续时间。
优选地，热处理可以包括温度介于200℃与900℃之间、优选介于500℃与800℃之间、且更优选介于690℃与710℃之间的第二步骤。
可以将第二步骤执行介于30分钟与9小时之间、优选介于6小时与9小时之间、更优选介于7小时30分钟与8小时30分钟之间的持续时间。
此外，该制造方法可以包括制造设置在壳体与覆盖层之间的多个中间层，该多个中间层由钛耐火材料和钛系材料的混合物形成，所述混合物形成组分梯度(compositiongradient)，使得设置为与由钛耐火材料制成的覆盖层直接接触的中间层主要由钛耐火材料形成，相反地，设置为与由钛系材料制成的壳体直接接触的中间层主要由钛系材料形成。
优选地，多个中间层的数量包括介于4层与20层之间，优选地包括介于10层与15层之间。
有利地，多个中间层可以包括三层，该三层中的各层从壳体开始朝向覆盖层分别包括比例为30％/70％、50％/50％和70％/30％的钛耐火材料/钛系材料。
根据另一实施方案，多个中间层可以包括三层，该三层中的各层从壳体开始朝向覆盖层分别包括比例为25％/75％、50％/50％和75％/25％的钛耐火材料/钛基材料。
根据另一实施方案，多个中间层可以包括九层，该九层中的各层从壳体开始朝向覆盖层分别包括比例为10％/90％、20％/80％、30％/70％、40％/60％、50％/50％、60％/40％、70％/30％、80％/20％、90％/10％的钛耐火材料/钛系材料。
根据另一实施方案，多个中间层可以包括十九层，该十九层中的各层从壳体开始朝向覆盖层分别包括比例为5％/95％、10％/90％、15％/85％、20％/80％、25％/75％、30％/70％、35％/65％、40％/60％、45％/55％、50％/50％、55％/45％、60％/40％、65％/35％、70％/30％、75％/25％、80％/20％、85％/15％、90％/10％、95％/5％的钛耐火材料/钛系材料。
附图说明
其他目的、优点和特征将从以下描述中变得显而易见，该描述仅为了说明书性的目的且参考附图作出，在附图中：
[图1]为包括壳体的高压压缩机外壳的侧视图，该壳体部分覆盖有根据本发明的制造方法获得的覆盖层。
具体实施方式
在下文中，值域的限制包含在该域中，特别是在“包含在介于…之间”的表述中。
图1示出了根据本发明的用于制造金属构件1的方法。
例如，金属构件1可以是用于涡轮机的高压压缩机的外壳壳体。
首先，提供钛壳体2。钛壳体或钛系材料是指以钛为主要元素的合金。术语“钛”、“钛合金”或“钛系材料”表示类似纯钛(quasi-pure titanium)或钛合金。
根据示例性实施方案，壳体2可以由式Ti6Al4V的TA6V合金制成。
壳体2具有第一表面3和与第一表面3相对的第二表面4。
然后，在壳体2上通过增材制造来生成由钛耐火材料制成的覆盖层5，使得所述覆盖层5部分地或全部地覆盖第一表面3和/或第二表面4。
当然，可以规定在第一表面3和/或第二表面4上生成多个覆盖层5。
如图1所示，壳体1可以包括多个覆盖层5，使得第一表面被部分地覆盖。
根据示出的实施例，构件1是与一系列限定数量的固定叶片和转动叶片对应的高压压缩机的外壳壳体，覆盖层5可以有利地至少设置在与转动叶片相对的外壳的所有区域上。
根据替代方案，外壳的整个内表面可以覆盖有覆盖层5。
覆盖层5可以是钢或合金。
根据一实施方案，覆盖层5可以由式NiCr19Fe19Nb5Mo3的
Figure BDA0003782046410000041
制成，优选由INCO 718制成。
增材制造方法可以有利地选自以下方法：以粉末状或线状、通过称为“激光金属沉积(Laser Metal Deposition，LMD)”的激光沉积进行堆焊(surfacing)；通过称为“冷金属过渡(Cold Metal Transfer，CMT)”的电弧、或者冷喷涂进行增材制造。
前述的增材制造方法允许获得局部均匀且可以使其厚度可被优化的覆盖层5。
此外，覆盖层的厚度优选介于1mm与10mm之间。厚度可以根据壳体2的施用覆盖层5的区域而变化。
在增材制造步骤之后，在介于200℃与1000℃之间的温度下对壳体2进行热处理，以便使覆盖层5具有金属构件1所需的机械性能，该金属构件1为了它的用途而被制造。
优选地，将选择热处理温度以不降低壳体2的机械阻力性能。在示出的实施例中，壳体2由TA6V制成，该材料的最高适用热处理温度例如为940℃。
热处理可以包括一个步骤或多个步骤。
根据一实施方案，热处理可以包括两个步骤。
热处理可以有利地包括温度介于500℃与1000℃之间、优选介于700℃与1000℃之间、更优选介于930℃与950℃之间的第一步骤。
可以将第一步骤执行介于10分钟与5小时之间、优选介于30分钟与2小时之间、更优选介于45分钟与1小时30分钟之间的持续时间。
优选地，热处理包括温度介于200℃与900℃之间、优选介于500℃与800℃之间、且更优选介于690℃与710℃之间的第二步骤。
可以将第二步骤执行介于30分钟与9小时之间、优选介于6小时与9小时之间、更优选介于7小时30分钟与8小时30分钟之间的持续时间。
第二步骤将优选在比第一步骤的温度更低的温度下实施，并且比第一步骤执行更长的持续时间。
为了提高堆焊层(即壳体2上的覆盖层5)的粘附性能，制造方法还可以包括生成设置在壳体2与覆盖层5之间的、由过渡材料(transition material)制成的中间层，该壳体2由钛系材料制成。
有利地选择过渡材料，使得它既连接至壳体2又连接至由钛耐火材料制成的覆盖层5。
根据另一实施方案，由于组分梯度的存在，可以提高粘附性能。然后，该制造方法包括生成设置在壳体2与覆盖层5之间的多个中间层的步骤。
中间层由钛耐火材料和钛系材料的混合物形成、并且混合物形成组分梯度，使得设置为与覆盖层5直接接触的中间层主要由钛耐火材料形成。相反地，设置为与由钛系材料制成的壳体2直接接触的中间层主要由钛系材料形成。
优选地，中间层的数量包括介于四层和二十层之间，更优选地介于十层和十五层之间。
有利地，中间层的数量可以是三层。由钛系材料制成的三层中的各层可以例如从壳体2开始朝向覆盖层5(即，从最内层朝向最外层)分别包括比例增加的钛耐火材料。
由组分梯度形成的过渡区域因此允许钛耐火材料进一步的粘附。
用于根据本发明的制造金属构件的方法的实施例：
实施例1：直接堆焊
来自用于涡轮机的高压压缩机的外壳1壳体2由式Ti6Al4V的TA6V合金制成，由式NiCr19Fe19Nb5Mo3的INCO718钛耐火材料制成的覆盖层5通过增材制造来形成。
覆盖层5根据以粉末状、通过激光沉积(激光金属沉积)进行堆焊的方法制造。
覆盖层5制成为使得覆盖层部分地覆盖壳体2的第一表面3。此外，覆盖层5的厚度介于1mm和10mm之间。
在增材制造步骤之后，壳体2在两个步骤中被热处理。
第一步骤在940℃的温度下执行1小时，然后第二步骤在700℃的温度下执行8小时。
这种热处理特别有利于赋予TA6V足够的机械阻力性能，从而保持外壳的机械阻力。覆盖层的厚度对外壳的机械阻力贡献很小，INCO 718的机械性能的部分退化是可以接受的。
实施例2：使用过渡材料进行堆焊
来自用于涡轮机的高压压缩机的外壳1壳体2由式Ti6Al4V的TA6V合金制成，中间层由过渡材料通过增材制造来形成。
中间层以粉末状、通过激光沉积进行堆焊的方法来生成。中间层设置在壳体2上，使得过渡材料部分地覆盖壳体2的第一表面3。
然后，以粉末状、通过激光沉积进行堆焊的方法来生成由INCO 718制成的覆盖层5，使得覆盖层5覆盖过渡材料。覆盖层5的厚度在介于1mm和10mm之间。
在增材制造步骤之后，执行与实施例1相同的热处理。
实施例3：使用组分梯度进行堆焊
如实施例1中所描述的，提供了用于涡轮机的高压压缩机的外壳1壳体2，该壳体由式Ti6Al4V的TA6V合金制成。
然后，形成包括三个中间层的组分梯度，使得它们部分地覆盖壳体2的第一表面3。
从TA6V壳体2开始朝向由INCO 718制成的覆盖层5，这三层包括比例增加的INCO718材料。在本实施例中，从TA6V壳体2开始朝向由INCO 718制成的覆盖层5的INCO 718/TA6V比例为：30％/70％、50％/50％和70％/30％。
然后，在中间层上以粉末状、通过激光沉积进行堆焊的方法来生成由式NiCr19Fe19Nb5Mo3的钛耐火材料INCO 718制成的覆盖层5。覆盖层5的厚度介于1mm和10mm之间。
在增材制造步骤之后，执行与实施例1相同的热处理。
实施例4：使用组分梯度进行堆焊
如实施例1中所描述的，提供了用于涡轮机的高压压缩机的外壳1壳体2，该壳体由式Ti6Al4V的TA6V合金制成。
然后，形成包括九个中间层的组分梯度，使得它们部分地覆盖壳体2的第一表面3。
从TA6V壳体2开始朝向由INCO 718制成的覆盖层5，这九层包括比例增加的INCO718材料。在本实施例中，从TA6V壳体2开始朝向由INCO 718制成的覆盖层5、INCO 718/TA6V比例为：10％/90％、20％/80％、30％/70％、40％/60％、50％/50％、60％/40％、70％/30％、80％/20％、90％/10％。
然后，在中间层上以粉末状、通过激光沉积进行堆焊的方法来生成由式NiCr19Fe19Nb5Mo3的钛耐火材料INCO 718制成的覆盖层5。覆盖层5的厚度介于1mm和10mm之间。
在增材制造步骤之后，执行与实施例1相同的热处理。
实施例5：使用组分梯度进行堆焊
如实施例1中所描述的，提供了用于涡轮机的高压压缩机的外壳1壳体2，该壳体由式Ti6Al4V的TA6V合金制成。
然后，形成包括十九个中间层的组分梯度，使得它们部分地覆盖壳体2的第一表面3。
从TA6V壳体2开始朝向由INCO 718制成的覆盖层5，这十九层包括比例增加的INCO718材料。在本实施例中，从TA6V壳体2开始朝向由INCO 718制成的覆盖层5、INCO 718/TA6V比例为：5％/95％、10％/90％、15％/85％、20％/80％、25％/75％、30％/70％、35％/65％、40％/60％、45％/55％、50％/50％、55％/45％、60％/40％、65％/35％、70％/30％、75％/25％、80％/20％、85％/15％、90％/10％、95％/5％。然后，在中间层上以粉末状、通过激光沉积进行堆焊的方法来生成由式NiCr19Fe19Nb5Mo3的钛耐火材料INCO 718制成的覆盖层5。覆盖层5的厚度介于1mm和10mm之间。
在增材制造步骤之后，执行与实施例1相同的热处理。
实施例6：使用组分梯度进行堆焊
如实施例1中所描述的，提供了用于涡轮机的高压压缩机的外壳1壳体2，该壳体由式Ti6Al4V的TA6V合金制成。
然后，形成包括三个中间层的组分梯度，使得它们部分地覆盖壳体2的第一表面3。
从TA6V壳体2开始朝向由INCO 718制成的覆盖层5，这三层包括比例增加的INCO718材料。在本实施例中，从TA6V壳体2开始朝向由INCO 718制成的覆盖层5、INCO 718/TA6V比例为：25％/75％、50％/50％、75％/25％。
然后，在中间层上以粉末状、通过激光沉积进行堆焊的方法来生成由式NiCr19Fe19Nb5Mo3的钛耐火材料INCO 718制成的覆盖层5。覆盖层5的厚度介于1mm和10mm之间。
在增材制造步骤之后，执行与实施例1相同的热处理。

Claims (13)

1.一种用于制造金属构件(1)的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
提供钛系材料的壳体(2)，所述壳体(2)具有第一表面(3)和与所述第一表面(3)相对的第二表面(4)；
在所述壳体(2)上通过增材制造来生成由钛耐火材料制成的覆盖层(5)，使得所述覆盖层(5)至少部分地覆盖所述第一表面(3)和/或所述第二表面(4)；以及
在所述增材制造的步骤之后，将所述金属构件(1)在介于200℃与1000℃之间的温度下进行热处理；
其特征在于，所述制造方法包括生成设置在所述壳体与所述覆盖层之间的多个中间层，所述多个中间层由所述钛耐火材料和所述钛系材料的混合物形成，所述混合物形成组分梯度、使得设置成与由所述钛耐火材料制成的所述覆盖层直接接触的所述中间层主要由所述钛耐火材料形成，相反地，设置成与所述钛系材料制成的所述壳体直接接触的所述中间层主要由所述钛系材料形成。
2.根据权利要求1所述的制造方法，其特征在于，所述覆盖层(5)由式NiCr19Fe19Nb5Mo3的材料制成、和/或所述壳体(2)由式Ti6Al4V的材料制成。
3.根据权利要求1或2所述的制造方法，其特征在于，所述热处理包括多个步骤。
4.根据前述权利要求中任一项所述的制造方法，其特征在于，所述热处理包括温度介于500℃与1000℃之间、优选介于700℃与1000℃之间、更优选介于930℃与950℃之间的第一步骤。
5.根据权利要求4所述的制造方法，其特征在于，将所述第一步骤执行介于10分钟与5小时之间、优选介于30分钟与2小时之间、更优选介于45分钟与1小时30分钟之间的持续时间。
6.根据前述权利要求中任一项所述的制造方法，其特征在于，所述热处理包括温度介于200℃与900℃之间、优选介于500℃与800℃之间、且更优选介于690℃与710℃之间的第二步骤。
7.根据权利要求6所述的制造方法，其特征在于，将所述第二步骤执行介于30分钟与9小时之间、优选介于6小时与9小时之间、更优选介于7小时30分钟与8小时30分钟之间的持续时间。
8.根据前述权利要求中任一项所述的制造方法，其特征在于，所述覆盖层(5)的厚度介于1mm与10mm之间。
9.根据前述权利要求中任一项所述的制造方法，其特征在于，所述增材制造选自以下方法：以粉末状或线状、通过称为激光金属沉积(LMD)的激光沉积进行堆焊；通过称为冷金属过渡(CMT)的电弧或者冷喷涂进行增材制造。
10.根据前述权利要求中任一项所述的制造方法，其特征在于，所述制造方法包括生成设置在所述壳体与所述覆盖层之间的、由过渡材料制成的中间层。
11.根据权利要求1所述的制造方法，其特征在于，所述多个中间层的数量包括介于4层与20层之间，优选包括介于10层与15层之间。
12.根据权利要求1所述的制造方法，其特征在于，所述多个中间层包括三层，所述三层包括从所述壳体开始朝向所述覆盖层、比例增加的钛耐火材料。
13.根据前述权利要求中任一项所述的制造方法，其特征在于，所提供的由钛系材料制成的所述壳体为用于涡轮机的高压压缩机的外壳壳体。
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