[發明專利]航空發動機的壓氣機整體葉盤的葉片修復后的熱處理方法

有效

• 申請號: 201710458949.X
• 申請日: 2017-06-16
• 公開（公告）號: CN107299210B
• 公開（公告）日: 2018-10-30
• 發明（設計）人: 張鈾;郭雙全;何勇;侯廷紅;陳海生
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍第五七一九工廠
• 主分類號: C21D9/00
• 分類號: C21D9/00;C21D1/773
• 代理公司: 成都金英專利代理事務所(普通合伙) 51218
• 代理人: 袁英

本發明涉及航空發動機的壓氣機整體葉盤的葉片修復后的熱處理方法，所述熱處理方法為：在真空環境下，將修復零件升溫至750～770℃，保溫1.9～2.1h，之后以45～55℃/h速度降溫至610～630℃，保溫3.9～4.1h后，空冷至室溫。本發明中第一次保溫的溫度升高，兩次保溫時間均縮短，處理后的零件不會產生過時效現象，且生產周期減短；經過熱處理后修復區的硬度達到基體硬度的90%以上，修復區的室溫強度達到基體技術條件要求的90%以上，高溫強度達到基體技術條件要求的98%以上；板狀試樣高周疲勞測試≥10⁷周次不斷裂。本發明具有合金基體力學性能不下降，同時又能顯著提高激光增材修復區域的力學性能的優點。

技術領域

本發明涉及航空發動機維修技術領域，具體涉及航空發動機的壓氣機整體葉盤的葉片修復后的熱處理方法。

背景技術

某型航空發動機的壓氣機采用整體葉盤結構，其材料為GH4169G高溫合金，經過一段時間使用后需要對整體葉盤的葉片損傷部位進行修復，通常采用與基體材料化學成分相同的GH4169G粉末作為修復原材料，利用激光增材技術進行修復。由于激光增材區域為快冷的顯微組織，因強化相未析出導致修復區強度低，難以滿足使用要求，必須進行相應的熱處理。目前，GH4146G合金材料的熱處理主要有固溶+雙時效(時效制度為720℃×8h+620℃×8h)，以及直接雙時效(時效制度為720℃×8h+620℃×8h)，這些熱處理制度對于修復的GH4169G合金整體葉盤不適用。修復的GH4169G合金整體葉盤如果采用固溶+雙時效制度進行熱處理會導致整體葉盤未修復區的晶粒長大，力學性能顯著下降；如果采用直接雙時效制度進行熱處理會導致整體葉盤未修復區域的組織產生“過時效”現象，力學性能降低。如何制定一個合理的熱處理制度使得GH4169G合金基體力學性能不下降，同時又能顯著提高激光增材修復區域的力學性能是一個難點。

發明內容

本發明的目的在于克服現有技術的不足，提供一種GH4169G合金整體葉盤的葉片激光增材修復后的熱處理方法，本發明解決了GH4169G合金基體力學性能不下降的同時又提高激光增材修復區域的力學性能的問題。

本發明航空發動機的壓氣機整體葉盤的葉片修復后的熱處理方法，所述熱處理方法為：在真空環境下，將修復零件以10～15℃/min升溫至750～770℃，保溫1.9～2.1h，之后以45～55℃/h速度降溫至610～630℃，保溫3.9～4.1h后，空冷至室溫。

上述航空發動機的壓氣機整體葉盤的葉片修復后的熱處理方法，所述真空環境的真空度≥10^～2Pa。

進一步的，上述航空發動機的壓氣機整體葉盤的葉片修復后的熱處理方法，在真空環境下，將修復零件以12℃/min升溫至760℃，保溫2.0h。

進一步的，上述航空發動機的壓氣機整體葉盤的葉片修復后的熱處理方法，在真空環境下，將修復零件以50℃/h速度降溫至620℃，保溫4.0h。

上述航空發動機的壓氣機整體葉盤的葉片修復后的熱處理方法，所述的整體葉盤由GH4169G合金材料構成。

上述航空發動機的壓氣機整體葉盤的葉片修復后的熱處理方法，所述的整體葉盤的葉片采用激光增材方式修復。

本發明的有益效果是：采用本發明航空發動機的壓氣機整體葉盤的葉片修復后的熱處理方法處理后的零件不會產生過時效現象，且生產周期減短；經過熱處理后修復區的硬度達到航材手冊硬度要求的90％以上，修復區的室溫強度達到航材手冊室溫強度要求的90％以上，高溫強度達到航材手冊高溫強度要求的98％以上；板狀試樣高周疲勞測試(測試條件：670～690℃，570～590MPa，R＝-1)≥10⁷周次不斷裂。本發明具有合金基體力學性能不下降，同時又能顯著提高激光增材修復區域的力學性能的優點。

附圖說明

圖1為基體熱處理后的掃描電鏡形貌圖；