专利名称：一种航空发动机梯度功能涡轮盘坯料的制备方法
技术领域：
本发明涉及一种航空发动机梯度功能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梯度功能涡轮盘坯料的制备 方法，属于制备航空发动机梯度功能涡轮盘坯料和激光熔覆成型技术领域。
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，对材料的技术要求很高，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，航空发动机的涡轮盘中部要求 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，现有的制造方法使用单一高温合金材料很难实现这一特性。
现有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造成涡轮 盘。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， 影响到合金性能及其稳定。
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
4注，在冷却过程中，势必造成高低熔点元素的分布不均，出现心部与表面质 量不一，导致锭坯材料心部强度降低或不足，边缘应力集中，持久强度和疲 劳性能下降，直接影响制造出的涡轮盘的使用性能。
另外，不论铁基还是镍基高温合金，合金化程度较高，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，根本无法实现涡轮盘心 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、降低生产成本、确保加工的涡轮盘各部位的使用性能，以实现整 体制造的涡轮盘大幅减少振动、提高旋转速度、增加使用寿命，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、具有梯度功能的涡轮盘坯料制造，经本 申请人:检索査证国内尚无先例，国外也没有见到相关报道。
发明内容
本发明的目的在于解决现有技术存在的上述问题，通过反复研究改进， 给出了一种新的航空发动机梯度功能涡轮盘坯料的制备方法，该生产方法对 现有的激光熔覆成型工艺进行了改进，除采用熔覆性能稳定的大功率(5000W 以上)C02激光器外，还结合选用梯度功能合金粉末材料，进行梯度功能涡 轮盘坯料制造，解决传统生产方法中容易出现的诸多弊端，卓有成效地实现 了涡轮盘高温下使用的特性要求。
本发明给出的技术方案是这种航空发动机梯度功能涡轮盘坯料的制备
方法，包括有以下步骤
1.用熔覆性能稳定的大功率(5000W以上)C02激光器，在设计的高温合金芯棒基础上，先预置同成分且适宜熔覆的高温合金粉末A，熔覆堆焊成 型到所需要的心部毛坯尺寸，再在坯料边缘预置高温合金粉末B，继续熔覆 堆焊成型到所需要的整个涡轮盘毛坯尺寸。
2. 所述在坯料心部预置的高温合金粉末A的组分中除高温合金芯棒的 组分外再添加以下合金元素中的至少三种元素Al、 Ti、 Si、 YA和Hf;在 坯料边缘预置的高温合金粉末B的组分中除高温合金芯棒的组分外再添加 以下合金元素中的至少三种元素Ni、 Nb、 Si、 YA和Hf。
3. 所述在坯料心部预置的高温合金粉末A的组分中除高温合金芯棒的
组分外再添加的合金元素比例为
Al 0. 2 2.0 %、 Ti 0.5 3. 0 96、 Si 0. 1 0. 5 %、 Y203 0. 01 0. 05 %、 Hf 0. 01 0. 05 % ;
所述在坯料边缘预置的高温合金粉末B的组分中除高温合金芯棒的组 分外再添加的合金元素比例为
Ni0.5 2. 0%、 NbO. 2 1.0%、 Si 0. 2 0. 6 %、
Y203 0. 01 0. 05 %、 Hf 0. 01 0. 05 % 。
4. 在熔覆操作中采用5000 10000W横流连续C02激光器，其熔覆工艺参 数是功率4800 8000 W，焦距300 400 mm,光斑尺寸1.5X10 mm, 扫描速度240 400 mm/min，置粉厚度0.5 1.0mrn。熔覆过程中对熔池 采用惰性气体保护。
与现有技术相比，本发明的有益效果是
1. 为航空发动机梯度功能涡轮盘坯料的生产提供全新的制备方法。
2. 采用这种方法制备的坯料解决了传统生产方法中的成分偏析、成本高、投料比大等诸多弊端。
3.在航空发动机梯度功能涡轮盘坯料的制备中，实现了梯度材料的设 计和应用，可以确保涡轮盘各部位对使用性能的要求。
具体实施例方式
实施例1:
用熔覆性能稳定的10000W大功率C02激光器，在设计的GH4169高温合 金芯棒基础上激光熔覆堆焊与GH4169成分类似、又添加了几种增加高温强 度合金元素的高温合金粉末A，合金元素的组分为(质量百分数)SiO. 15% 、 Nil. 2%、 Y203 0. 02%、 Hf 0. 01%， 熔覆堆焊成型到所需要的涡轮盘心部毛坯 尺寸；再在坯料边缘熔覆堆焊与GH738成分类似、又添加了几种增加高温持 久强度和疲劳强度合金元素的高温合金粉末B，合金元素的组分为(质量百 分数)Ni 2.0 %、 Nb 0.6 %、 Si 0.2 %、 Y203 0.01 %、 Hf 0. 01 % ，继 续熔覆堆焊成型构成涡轮盘外圆部坯料。经切片探伤检验无缺陷，作为涡轮 盘坯料送转精密锻造。
其熔覆工艺参数是功率8000 W，焦距300 360 mm，光斑尺寸 1.5X10mm，扫描速度320 400 mm/min，置粉厚度0.5 1.0mm。熔覆 过程中对烙池采用惰性气体保护。
实施例2:
用熔覆性能稳定的5000W大功率C02激光器，在设计的GH4033高温合金 芯棒基础上激光熔覆堆焊与GH4033成分类似、又添加了几种增加高温强度 合金元素的高温合金粉末A，合金元素的组分为(质量百分数)B0.005%、 Si0.2%、 Y203 0.02%、 Hf 0.01%,熔覆堆焊成型到所需要的涡轮盘心部毛坯尺寸；再在坯料边缘熔覆堆焊与GH738成分类似、又添加了几种增加高温持 久强度和疲劳强度合金元素的高温合金粉末B，合金元素的组分为(质量百 分数)Ni 2.0 %、 Nb 0.6 %、 Si 0.2 %、 Y203 0.01 %、 Hf 0. 01 % ， 继 续熔覆堆焊成型构成涡轮盘外圆部坯料。经切片探伤检验无缺陷，作为涡轮 盘坯料送转精密锻造。
其熔覆工艺参数是功率4800W,焦距320 380 mm,光斑尺寸1.5 X10 mm,扫描速度240 360 mm/min，置粉厚度0. 5 1.0咖。熔覆过 程中对熔池采用惰性气体保护。
实施例3:
用熔覆性能稳定的5000W大功率C(V激光器，在设计的GH4698高温合金 芯棒基础上激光熔覆堆焊与GH4698成分类似、又添加了几种增加高温强度 合金元素的高温合金粉末A，合金元素的组分为(质量百分数)SiO.2% 、 Nil. 6%、 Y203 0.01%、 Hf 0.01%,熔覆堆焊成型到所需要的涡轮盘心部毛坯 尺寸；再在坯料边缘烙覆堆焊与GH738成分类似、又添加了几种增加高温持 久强度和疲劳强度合金元素的高温合金粉末B，合金元素的组分为(质量百 分数)Ni 2.0 %、 Nb 0. 6 %、 Si 0.2 %、 Y203 0.01 %、 Hf 0.01 %，继续 熔覆堆焊成型构成涡轮盘外圆部坯料。经切片探伤检验无缺陷，作为涡轮盘 坯料送转精密锻造。
其熔覆工艺参数是功率4800W,焦距320 380 mm,光斑尺寸1.5 X10 mm，扫描速度240 360 mm/min，置粉厚度0.5 1.0 mm。熔覆过 程中对熔池采用惰性气体保护。
权利要求
1. 一种航空发动机梯度功能涡轮盘坯料的制备方法，其特征在于包括有以下步骤(1)用熔覆性能稳定的大功率(5000W以上)CO2激光器，在设计的高温合金芯棒基础上，先预置同成分且适宜熔覆的高温合金粉末A，熔覆堆焊成型到所需要的心部毛坯尺寸，再在坯料边缘预置高温合金粉末B，继续熔覆堆焊成型到所需要的整个涡轮盘毛坯尺寸。(2)所述在坯料心部预置的高温合金粉末A的组分中除高温合金芯棒的组分外再添加以下合金元素中的至少三种元素Al、Ti、Si、Y2O3和Hf；在坯料边缘预置的高温合金粉末B的组分中除高温合金芯棒的组分外再添加以下合金元素中的至少三种元素Ni、Nb、Si、Y2O3和Hf；(3)所述在坯料心部预置的高温合金粉末A的组分中除高温合金芯棒的组分外再添加的合金元素比例为Al0. 2～2.0％、Ti0.5～3.0％、Si0.1～0.5％、Y2O30.01～0.05％、Hf0.01～0.05％；所述在坯料边缘预置的高温合金粉末B的组分中除高温合金芯棒的组分外再添加的合金元素比例为
全文摘要
一种航空发动机梯度功能涡轮盘坯料的制备方法，其特点是用熔覆性能稳定的大功率(5000W以上)CO<sub>2</sub>激光器，在设计的高温合金芯棒基础上，先预置同成分且适宜熔覆的高温合金粉末A，熔覆堆焊成型到所需要的心部毛坯尺寸，再在坯料边缘预置高温合金粉末B，继续熔覆堆焊成型到所需要的整个涡轮盘毛坯尺寸。高温合金粉末A组分中除高温合金芯棒的组分外再添加以下至少三种元素Al、Ti、Si、Y<sub>2</sub>O<sub>3</sub>和Hf；高温合金粉末B组分中除高温合金芯棒的组分外再添加以下至少三种元素Ni、Nb、Si、Y<sub>2</sub>O<sub>3</sub>和Hf。本发明对现有的激光熔覆成型工艺进行改进，使之适用于航空发动机梯度功能涡轮盘大型坯料的制备。
文档编号B23K26/34GK101480761SQ200910010308
公开日2009年7月15日 申请日期2009年2月6日 优先权日2009年2月6日
发明者江 陈, 陈常义 申请人:沈阳大陆激光技术有限公司