CN116944521A - 一种镍基高温合金叶盘激光增材修复后的整体热处理方法 - Google Patents
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Abstract
一种镍基高温合金叶盘激光增材修复后的整体热处理方法，涉及一种镍基高温合金激光增材修复后的整体热处理方法。本发明是要解决现有的镍基高温合金激光增材修复后的整体热处理方法无法兼顾母材和修复区异质材料结构的技术问题。本发明的热处理方法可保证在基本不改变母材基体原有组织特征，即保证母材性能的同时，还能减少修复区的元素偏析和Laves相，还可以提高接头的性能；本发明的热处理方法适合航空发动机叶盘、叶片的增材修复后的组织；避免了高温热处理对母材的损伤。
Description
技术领域
本发明涉及一种镍基高温合金激光增材修复后的整体热处理方法。
背景技术
镍基高温合金因其良好的加工性能，高温服役时优秀的耐腐蚀和力学性能，广泛应用于现代航空发动机的制造。GH4169D是2005年左右国内推出的一种新型700℃用镍基变形高温合金涡轮盘材料，其合金成分在GH4169合金的基础上将Fe由18％降为10％，加入1％W和9％Co，调整Al+Ti以及Al/Ti，并适当提高Nb含量而研制成功。虽然GH4169D牌号与GH4169相似，但GH4169D有着如下特点和优势：(1)、与GH4169合金相比，GH4169D合金主要强化相由γ″相转变为γ′相；(2)、得益于γ′相的高温稳定性，GH4169D的服役温度可以达到704℃，比GH4169提高了50℃；(3)、因为Nb、Al和Ti含量的改变，GH4169D中还含有质量分数1.5％-7％的η-Ni3Al0.5Nb0.5相，晶界位置的η相有利用提高合金的疲劳性能和裂纹敏感性，提高合金的性能。总之，GH4169D合金的化学成分、基体强化相以及晶界析出相与GH4169相比都发生了较大的改变，因此GH4169D的相析出、溶解规律和热处理制度也有所不同。
随着目前航空发动机设计要求对热效率和推重比的不断提高，整体叶盘成为未来高性能航空发动机的主流设计。但整体叶盘加工难度大，服役条件恶劣，一旦在加工或服役过程中叶盘某处出现损伤，可能会导致整个叶盘的报废。因此需要对损伤叶盘进行修复以控制成本和延长叶盘的服役寿命。激光增材修复是一种基于激光熔化沉积发展而来的修复方法，该技术具有无模具、高柔性、短周期、低成本和高性能等优势。国外如罗罗公司已将其应用于航空发动机叶片、叶盘的修复。然而激光修复后的GH4169D叶片接头是一种异质材料结构，其表现为：母材组织为高强高塑的等轴晶，修复区组织为低强低塑的外延生长的柱状树枝晶。而且由于枝晶间Nb元素的大量偏聚，产生了硬脆的Laves相。激光修复是一种修复整体叶盘的方法，但修复后的组织由三部分组成：等轴晶、柱状树枝晶以及枝晶间的Laves相。普遍认为Laves相是一种有害相，其在变形过程中无法与基体协同变形，易成为裂纹萌生和扩展的起点。两种组织力学性能差异显著，这会导致修复后的零件寿命严重降低。因此，有必要对修复后的零件进行热处理。通常增材制造的镍基高温合金为了提高性能，去除Laves相，所使用的热处理为1000℃以上的高温均匀化热处理。但这种热处理会导致母材原本的等轴晶显著长大，造成母材性能的严重劣化。而低温退火热处理制度尽管保证了母材的性能，却无法消除修复区的Laves相，修复区性能仍然较差。因此，需要开发一种兼顾母材和修复区异质材料结构的热处理制度。
发明内容
本发明是要解决现有的镍基高温合金激光增材修复后的整体热处理方法无法兼顾母材和修复区异质材料结构的技术问题，而提供一种镍基高温合金叶盘激光增材修复后的整体热处理方法。
本发明的镍基高温合金叶盘激光增材修复后的整体热处理方法是按以下步骤进行的：
第一步、将激光增材修复后的接头进行η相时效热处理，温度为750℃～942℃，保温时间为1h～8h，冷却；所述的激光增材修复后的接头中的基体为镍合金GH4169D，修复用的材料为镍合金GH4169D粉末；其目的在于析出η相，η相的析出会促进Laves相的固相转变；该温度远低于母材的再结晶温度，避免母材发生再结晶；η相富含Nb元素，其从Nb元素偏聚的枝晶间位置向Nb元素贫乏的枝晶核生长的过程；这一过程加速了Nb元素的扩散；此外，针状η相在生长过程中会穿过Laves相，将长链状Laves相分割为颗粒状分布的Laves相；
第二步、在步骤一的基础上将接头进行η相固溶热处理，温度为982℃～1000℃，保温时间为5min～1h，冷却；其目的在于完全溶解η相，使η相中合金元素回到基体中，均匀化合金元素，为下一步时效热处理做准备；
第三步、在步骤二的基础上将接头进行时效热处理，温度为704℃～788℃，保温时间为8h～16h，冷却；其目的在于析出γ′相；由于基本消除了修复区的元素偏析，该步热处理后能够析出大量的γ′相，从而获得与母材同等性能的修复区。
图1为本发明中激光增材修复镍基高温合金后的异质组织结构的示意图，基体为镍合金GH4169D，修复用的材料为镍合金GH4169D粉末；增材区(即修复区)为柱状晶形貌，基体和热影响区为等轴晶形貌。
本发明的优点是：
本发明的热处理方法可保证在基本不改变母材(基体)原有组织特征，即保证母材性能的同时，还能减少修复区的元素偏析和Laves相，还可以提高接头的性能；本发明的热处理方法适合航空发动机叶盘、叶片的增材修复后的组织；避免了高温热处理对母材的损伤。
本发明提出了一种专门针对于激光增材修复后镍基高温合金GH4169D组织的整体热处理方法，该方法能够在不影响母材锻造部分等轴晶组织的基础上，去除修复区的Laves相，提高修复区的力学性能，提高修复后零件的寿命。
采用本发明的热处理方法对接头进行热处理后，修复区中Laves相的体积分数可由原来的7％减少到2％，原大量长条状的Laves相转变为残留的少量颗粒状Laves相；且热处理后析出的η相不超过1％；修复区仍为柱状晶组织特征，晶粒尺寸基本不变，基体等轴晶区晶粒尺寸未发生明显粗化；同时，热处理后的接头的抗拉强度为1348MPa，延伸率为14.7％，断面收缩率为20.1％，超过航空标准。
附图说明
图1为本发明中激光增材修复镍基高温合金后的异质组织结构的示意图；
图2为激光增材修复后修复区组织放大1000倍的形貌图；
图3为试验一的步骤一完成后修复区的形貌图；
图4为试验一的步骤二完成后修复区的形貌图；
图5为试验一的步骤三完成后修复区的组织形貌图；
图6为试验一中在进行热处理前接头中基体的形貌图；
图7为试验一中三步热处理后的基体组织形貌图。
具体实施方式
具体实施方式一：本实施方式为一种镍基高温合金叶盘激光增材修复后的整体热处理方法，具体是按以下步骤进行的：
第一步、将激光增材修复后的接头进行η相时效热处理，温度为750℃～942℃，保温时间为1h～8h，冷却；所述的激光增材修复后的接头中的基体为镍合金GH4169D，修复用的材料为镍合金GH4169D粉末；
第二步、在步骤一的基础上将接头进行η相固溶热处理，温度为982℃～1000℃，保温时间为5min～1h，冷却；
第三步、在步骤二的基础上将接头进行时效热处理，温度为704℃～788℃，保温时间为8h～16h，冷却。
具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同的是：步骤一中的冷却方式为水冷或空冷。其他与具体实施方式一相同。
具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一或二不同的是：步骤一中温度为942℃，保温时间为1h。其他与具体实施方式一或二相同。
具体实施方式四：本实施方式与具体实施方式一至三之一不同的是：步骤一是在空气氛围、真空氛围或惰性气体保护氛围中进行的。其他与具体实施方式一至三之一相同。
具体实施方式五：本实施方式与具体实施方式四不同的是：步骤二中的冷却方式为水冷或空冷。其他与具体实施方式四相同。
具体实施方式六：本实施方式与具体实施方式五不同的是：步骤二中温度为982℃，保温时间为30min。其他与具体实施方式五相同。
具体实施方式七：本实施方式与具体实施方式六不同的是：步骤二是在空气氛围、真空氛围或惰性气体保护氛围中进行的。其他与具体实施方式六相同。
具体实施方式八：本实施方式与具体实施方式七不同的是：步骤三中为首先在788℃保温8h，然后在704℃保温8h。其他与具体实施方式七相同。
具体实施方式九：本实施方式与具体实施方式六不同的是：步骤三中的冷却方式为炉冷、空冷或水冷。其他与具体实施方式六相同。
具体实施方式十：本实施方式与具体实施方式六不同的是：步骤三是在空气氛围、真空氛围或惰性气体保护氛围中进行的。其他与具体实施方式六相同。
用以下试验对本发明进行验证：
试验一：本试验为一种镍基高温合金叶盘激光增材修复后的整体热处理方法，具体是按以下步骤进行的：
针对GH4169D叶片损伤，采用激光增材修复的技术对叶片基体进行修复得到接头，修复用到的材料为GH4169D粉末，粉末粒径为45μm～105μm，修复区与基体等尺寸；图2为激光增材修复后修复区组织放大1000倍的形貌图，可以看到枝晶间分布着大量白亮的脆性Laves相，且Laves相多为长链状；Laves是一种有害相，易成为裂纹萌生和扩展的起点；
第一步、将激光增材修复后的接头进行η相时效热处理，温度为942℃，保温时间为1h，最后水冷；
第二步、在步骤一的基础上将接头进行η相固溶热处理，温度为982℃，保温时间为30min，最后水冷；
第三步、在步骤二的基础上将接头进行时效热处理，首先在788℃保温8h，然后在704℃保温8h，最后水冷；
上述三步均是在空气氛围中进行的。
图3为试验一的步骤一完成后修复区的形貌图，该温度远低于Laves的溶解温度，但η相的析出会促进Laves相的转变，且η相在生长过程中会穿过Laves相，将长链状Laves相分割为颗粒状的Laves相；相比于长链状Laves相，颗粒状Laves相与基体协同变形的能力更强，对力学性能的负面影响较小。
图4为试验一的步骤二完成后修复区的形貌图，η相溶解，分布在枝晶间区域的Laves相由长条状连续分布转变为颗粒状分布，体积分数大幅度减少，说明了本试验所提供的热处理方法对脆性Laves相的消除具有明显的效果。
图5为试验一的步骤三完成后修复区的组织形貌图，可以看出修复区只含有少量Laves相。
图6为试验一中在进行热处理前接头中基体的形貌图，图7为试验一中三步热处理后的基体组织形貌图，可以看出三步热处理后基体组织仍然保持等轴晶形貌。
采用试验一的三步热处理方法对接头进行热处理后，修复区中Laves相的体积分数可由原来的7％减少到2％，原大量长条状的Laves相转变为残留的少量颗粒状Laves相；且热处理后析出的η相不超过1％；修复区仍为柱状晶组织特征，晶粒尺寸基本不变，基体等轴晶区晶粒尺寸未发生明显粗化；同时，三步热处理后的接头的抗拉强度为1348MPa，延伸率为14.7％，断面收缩率为20.1％，超过航空标准。
Claims (10)
1.一种镍基高温合金叶盘激光增材修复后的整体热处理方法，其特征在于镍基高温合金叶盘激光增材修复后的整体热处理方法是按以下步骤进行的：
第一步、将激光增材修复后的接头进行η相时效热处理，温度为750℃～942℃，保温时间为1h～8h，冷却；所述的激光增材修复后的接头中的基体为镍合金GH4169D，修复用的材料为镍合金GH4169D粉末；
第二步、在步骤一的基础上将接头进行η相固溶热处理，温度为982℃～1000℃，保温时间为5min～1h，冷却；
第三步、在步骤二的基础上将接头进行时效热处理，温度为704℃～788℃，保温时间为8h～16h，冷却。
2.根据权利要求1所述的一种镍基高温合金叶盘激光增材修复后的整体热处理方法，其特征在于步骤一中的冷却方式为水冷或空冷。
3.根据权利要求1所述的一种镍基高温合金叶盘激光增材修复后的整体热处理方法，其特征在于步骤一中温度为942℃，保温时间为1h。
4.根据权利要求1所述的一种镍基高温合金叶盘激光增材修复后的整体热处理方法，其特征在于步骤一是在空气氛围、真空氛围或惰性气体保护氛围中进行的。
5.根据权利要求1所述的一种镍基高温合金叶盘激光增材修复后的整体热处理方法，其特征在于步骤二中的冷却方式为水冷或空冷。
6.根据权利要求1所述的一种镍基高温合金叶盘激光增材修复后的整体热处理方法，其特征在于步骤二中温度为982℃，保温时间为30min。
7.根据权利要求1所述的一种镍基高温合金叶盘激光增材修复后的整体热处理方法，其特征在于步骤二是在空气氛围、真空氛围或惰性气体保护氛围中进行的。
8.根据权利要求1所述的一种镍基高温合金叶盘激光增材修复后的整体热处理方法，其特征在于步骤三中为首先在788℃保温8h，然后在704℃保温8h。
9.根据权利要求1所述的一种镍基高温合金叶盘激光增材修复后的整体热处理方法，其特征在于步骤三中的冷却方式为炉冷、空冷或水冷。
10.根据权利要求1所述的一种镍基高温合金叶盘激光增材修复后的整体热处理方法，其特征在于步骤三是在空气氛围、真空氛围或惰性气体保护氛围中进行的。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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