[发明专利]航空发动机轮盘叶片一体的高温合金涡轮盘坯料的制备方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种航空发动机高温合金涡轮盘坯料的制备方法，特别是涉及一种采用激光熔覆成型技术制造航空发动机轮盘叶片一体的高温合金涡轮盘坯料的制备方法，属于制备航空发动机高温合金涡轮盘坯料和激光熔覆成型技术领域，本发明为生产航空发动机高温合金涡轮盘提供了质量优异、性能可靠的轮盘叶片一体的毛坯料，省去了真空冶炼、榫齿加工、叶片安装环节，适用于航空发动机零部件的生产制备。

背景技术

航空发动机的涡轮盘是航空发动机的心脏，是在高温下以每分钟上万转的速度高速旋转的精密部件。其上安装的叶片更是要承受最大离心力等多种应力的综合作用，对材料的技术要求非常高，都是用特殊的、高质量的高温合金材料制造。根据使用特性要求，涡轮盘中部要求具有高的强度性能指标，而边缘部要求在高温下具有良好的持久强度和疲劳强度指标，而叶片还要有耐冲刷等性能。

传统的制造方法是通过真空冶炼和电渣重熔，制备出钢锭，然后通过自由锻造和模锻的方法，加工成圆饼毛坯，再通过一系列机加方法制成轮盘。再通过类似的方法加工出叶片，安装到一起构成涡轮盘。采用这种方法制造的涡轮盘，轮盘和叶片通常是用同一种(或两种)材料构成。而我国高温合金材料的冶金质量水平比较低，主要表现在材料的纯净度低，合金波动大，对原材料和高温材料杂质以及气体含量的要求不够严格，影响到合金性能及稳定性。

由于涡轮盘用高温合金的合金化程度高，高熔点合金元素多，还含有诸多产生强化相的元素，合金成分复杂，冶炼中对钢锭的成分、表面及内在质量的控制难度非常大，极易出现成分偏析。又由于单重较大，还必须整体浇注，在冷却过程中，势必造成高低熔点元素的分布不均，出现心部与边缘质量不一，导致锭坯材料心部强度降低或不足，边缘持久强度和疲劳强度低。除此而外叶片的加工成材率和材料利用率还特别低，并且安装的叶片相对不够牢固，易产生振动，这些都将直接影响涡轮盘的使用性能。

另外，不论铁基还是镍基高温合金，合金化程度较高，要求热加工温度高，变形温度范围窄，变形抗力大，导致锻造难度较其它钢种大。如果前道工序冶炼中再有质量不一、成分分布不均，必将进一步增大锻造难度，将不可避免地出现各种锻造缺陷。同时由于是单一合金成分，无法实现涡轮盘心部和边缘对材料性能的特殊要求。

因此，选择适当的制造方法，消除涡轮盘坯料成分偏析及坯料成材率较低的现象；实现梯度材料设计，确保加工的涡轮盘各部位对使用性能的要求；提供轮盘和叶片整体制造所需的坯料，使整体制造的涡轮盘能比分体安装盘大幅减少振动、提高旋转和飞行速度、增加载重量和使用寿命，是当前亟待解决的课题。

激光熔覆成型技术作为一种先进的再制造技术，近年来得到了迅速推广和广泛应用。

激光熔覆成型技术利用高能量激光束聚集能量极高的特点，瞬间将在基材表面预置或与激光同步自动送置的、具有特殊物理、化学或力学性能的合金粉末完全熔化，同时基材部分熔化，形成一种新的复合型材料，激光束扫描后快速凝固，获得与基体冶金结合的致密覆层，以达到恢复几何尺寸和表面强化的目的。

激光成型就是激光熔覆的反复堆焊，是在金属表面获得与基体牢固冶金结合的高性能表面覆层的反复堆积的再制造技术。

目前关于利用激光熔覆或激光再制造工艺进行设备零部件修复的专利和报道很多，例如，公开号为CN101176950的中国发明专利申请给出的《基于激光熔覆成型技术的新型梯度功能材料精冲模具制造方法》、公开号为CN1483856的中国发明专利申请给出的《自保护超细活性硬质合金激光熔覆生产技术》和公开号为CN1883852的中国发明专利申请给出的《一种镍基合金粉末激光熔覆烧结成型方法》，但是现有的利用激光熔覆或激光再制造工艺进行设备零部件修复的工艺均是在中小零部件上的应用，通过配制适当的熔覆材料，克服了激光熔层存在的裂纹、气孔和微观结构不均匀性(分层)的问题，取得一定的技术效果，而真正在航空发动机的核心关键部件，尤其是在像涡轮盘这种关键零部件的大型坯料上，能否采用常规的激光熔覆成型工艺进行无裂纹和气孔缺陷、具有梯度功能且轮盘和叶片为一体的涡轮盘坯料制造，经本申请人检索查证：国内尚无先例，国外也没有见到相关报道。

发明内容