[发明专利]一种高寿命高温合金航空发动机叶片及制造方法

说明书

本发明公开了一种高寿命高温合金航空发动机叶片，涉及航空发动机技术领域，包括基体、粘结层和陶瓷层，基体的化学成分及质量百分比为Cr：7.2%～7.5%，Co：7.5%～7.8%，Al：3.7%～4.5%，Ti：3.2%～3.5%，Mo：2%～3%，W：3.5%～4.2%，Ta：4.9%～6.2%，Re：2%～3%，Hf：0.15%～0.22%，余量为Ni及不可避免的杂质；粘结层为NiCoCrAlY，粒度范围35μm～55μm；陶瓷层为8wt%Y2O3‑ZrO2，粒度范围25μm～45μm。航空发动机叶片获得了能够满足高温环境需求的高温服役性能，提高了航空发动机叶片的高温服役寿命。

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，特别是涉及一种高寿命高温合金航空发动机叶片及制造方法。

背景技术

随着航空技术的不断发展以及对飞行速度、飞行距离及安全性能等需求的不断提升，燃气涡轮发动机正在向高推重比、高效率、低油耗和长寿命方向发展。高的推重比和高的燃料使用效率势必要求提高涡轮前进口温度，高的涡轮前进口温度对热端部件提出了更为苛刻的要求。目前镍基单晶高温合金和陶瓷基复合材料是制造发动机叶片的高温结构材料，最先进镍基单晶高温合金的使用温度接近1150℃，已接近承温极限，陶瓷基复合材料在高温下使用时面临严重的氧化和水汽腐蚀等问题。因此，采用热障涂层技术是目前提高燃气涡轮发动机高推重比和高热效率的唯一切实可行的有效途径。目前，美国、欧洲和我国等均已把热障涂层、高温结构材料和高效叶片冷却技术列为高性能航空发动机高压涡轮叶片制造技术的三大关键技术。

热障涂层是将耐高温、高隔热陶瓷材料与基体材料复合，以降低热端部件的表面温度和改善基体材料的抗高温氧化腐蚀为目的，进而显著提高发动机的推重比和热效率，延长热端部件在高温高应力状态下的使用寿命的一种热防护技术。目前，航空发动机涡轮叶片表面的热障涂层多采用电子束物理气相沉积(EB-PVD)和等离子喷涂(APS)制备，涂层结构一般由NiCrAlY粘结层和YSZ陶瓷层组成。随着发动机推重比的不断提高，燃烧室温度达到1700℃以上，传统的热障涂层已经无法满足应用环境的需求。

发明内容

本发明针对上述技术问题，克服现有技术的缺点，提供一种高寿命高温合金航空发动机叶片，进一步提高叶片基体的高温服役性能。

为了解决以上技术问题，本发明提供一种高寿命高温合金航空发动机叶片，包括基体、粘结层和陶瓷层，

基体的化学成分及质量百分比为Cr：7.2％～7.5％，Co：7.5％～7.8％，Al：3.7％～4.5％，Ti：3.2％～3.5％，Mo：2％～3％，W：3.5％～4.2％，Ta：4.9％～6.2％，Re：2％～3％，Hf：0.15％～0.22％，余量为Ni及不可避免的杂质；

粘结层为NiCoCrAlY，粒度范围35μm～55μm；

陶瓷层为8wt％Y2O3-ZrO2，粒度范围25μm～45μm。

本发明进一步限定的技术方案是：

进一步的，粘结层为60.5Ni-27Cr-11.5Al-Y，纯度99.9％。

本发明的另一目的在于提供一种高寿命高温合金航空发动机叶片的制造方法，包括以下步骤：

S1、制备好基体，对基体进行逐级打磨和清洗，干燥后备用；

S2、采用低温超音速火焰喷涂法制备粘结层，然后采用大气等离子喷涂法在粘结层上制备陶瓷层，得到热障涂层；

S3、对热障涂层进行激光改性处理，利用固体毫秒脉冲激光器对陶瓷层进行重熔，激光器的最大平均功率为300W，波长为1064nm，脉宽范围0.5ms～5ms，重复频率100～800Hz。

前所述的一种高寿命高温合金航空发动机叶片的制造方法，基体的制备过程如下：