航空发动机的压气机整体叶盘的叶片修复后的热处理方法技术

本发明专利技术涉及航空发动机的压气机整体叶盘的叶片修复后的热处理方法，所述热处理方法为：在真空环境下，将修复零件升温至750～770℃，保温1.9～2.1h，之后以45～55℃/h速度降温至610～630℃，保温3.9～4.1h后，空冷至室温。本发明专利技术中第一次保温的温度升高，两次保温时间均缩短，处理后的零件不会产生过时效现象，且生产周期减短；经过热处理后修复区的硬度达到基体硬度的90%以上，修复区的室温强度达到基体技术条件要求的90%以上，高温强度达到基体技术条件要求的98%以上；板状试样高周疲劳测试≥10

Heat treatment method for blade repair of compressor integral disc of Aeroengine

Heat treatment method of blade repair compressor blisk of the invention relates to the engine, the heat treatment method is: in a vacuum environment, will repair parts heating up to 750 to 770 DEG C, holding 1.9 ~ 2.1h, 45 ~ 55 DEG /h to speed down to 610 to 630 DEG C, holding 3.9 ~ 4.1h after cooling to room temperature. The first insulation in the invention of temperature, holding time was shortened two times, processed parts do not produce too aging phenomenon, and shorten the production cycle; above repair region hardness hardness after heat treatment 90%, room temperature strength restoration area meet the above requirements and technical conditions of the 90% matrix, high temperature strength meet the above requirements and technical conditions of the 98% substrate; the plate specimens of high cycle fatigue test is more than 10

【技术实现步骤摘要】
航空发动机的压气机整体叶盘的叶片修复后的热处理方法
本专利技术涉及航空发动机维修
，具体涉及航空发动机的压气机整体叶盘的叶片修复后的热处理方法。
技术介绍
某型航空发动机的压气机采用整体叶盘结构，其材料为GH4169G高温合金，经过一段时间使用后需要对整体叶盘的叶片损伤部位进行修复，通常采用与基体材料化学成分相同的GH4169G粉末作为修复原材料，利用激光增材技术进行修复。由于激光增材区域为快冷的显微组织，因强化相未析出导致修复区强度低，难以满足使用要求，必须进行相应的热处理。目前，GH4146G合金材料的热处理主要有固溶+双时效(时效制度为720℃×8h+620℃×8h)，以及直接双时效(时效制度为720℃×8h+620℃×8h)，这些热处理制度对于修复的GH4169G合金整体叶盘不适用。修复的GH4169G合金整体叶盘如果采用固溶+双时效制度进行热处理会导致整体叶盘未修复区的晶粒长大，力学性能显著下降；如果采用直接双时效制度进行热处理会导致整体叶盘未修复区域的组织产生“过时效”现象，力学性能降低。如何制定一个合理的热处理制度使得GH4169G合金基体力学性能不下降，同时又能显著提高激光增材修复区域的力学性能是一个难点。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术的不足，提供一种GH4169G合金整体叶盘的叶片激光增材修复后的热处理方法，本专利技术解决了GH4169G合金基体力学性能不下降的同时又提高激光增材修复区域的力学性能的问题。本专利技术航空发动机的压气机整体叶盘的叶片修复后的热处理方法，所述热处理方法为：在真空环境下，将修复零件以10～15℃/min升温至750～770℃，保温1.9～2.1h，之后以45～55℃/h速度降温至610～630℃，保温3.9～4.1h后，空冷至室温。上述航空发动机的压气机整体叶盘的叶片修复后的热处理方法，所述真空环境的真空度≥10～2Pa。进一步的，上述航空发动机的压气机整体叶盘的叶片修复后的热处理方法，在真空环境下，将修复零件以12℃/min升温至760℃，保温2.0h。进一步的，上述航空发动机的压气机整体叶盘的叶片修复后的热处理方法，在真空环境下，将修复零件以50℃/h速度降温至620℃，保温4.0h。上述航空发动机的压气机整体叶盘的叶片修复后的热处理方法，所述的整体叶盘由GH4169G合金材料构成。上述航空发动机的压气机整体叶盘的叶片修复后的热处理方法，所述的整体叶盘的叶片采用激光增材方式修复。本专利技术的有益效果是：采用本专利技术航空发动机的压气机整体叶盘的叶片修复后的热处理方法处理后的零件不会产生过时效现象，且生产周期减短；经过热处理后修复区的硬度达到航材手册硬度要求的90％以上，修复区的室温强度达到航材手册室温强度要求的90％以上，高温强度达到航材手册高温强度要求的98％以上；板状试样高周疲劳测试(测试条件：670～690℃，570～590MPa，R＝-1)≥107周次不断裂。本专利技术具有合金基体力学性能不下降，同时又能显著提高激光增材修复区域的力学性能的优点。附图说明图1为基体热处理后的扫描电镜形貌图；图2为增材修复区热处理后的扫描电镜形貌图。具体实施方式下面结合具体实施例进一步详细描述本专利技术的技术方案，但本专利技术的保护范围不局限于以下所述。实施例1某型航空发动机的压气机采用整体叶盘结构，其材料为GH4169G高温合金，通常采用与基体材料化学成分相同的GH4169G粉末作为修复原材料，利用激光增材技术进行修复。修复完后，采用本专利技术的热处理制度进行处理。在不低于10～2Pa真空度的条件下，将修复零件放入真空炉中，以12℃/min升温到760℃，保温2.0h后以50℃/h速度冷却到620℃，保温4.0h后空冷到室温。采用随炉试样(包括没有修复的基材，对半增材修复的板状试样)进行性能测试。硬度测试表明基体为47.7～45.6HRC，增材修复区域为43.5～44.2HRC。基体热处理后的扫描电镜形貌图如图1所示；增材修复区热处理后的扫描电镜形貌图如图2所示。力学性能测试结果如表1、表2、表3和表4所示。力学性能表明，热处理后力学性能显著提高，并且没有对基体性能和组织造成损伤。试验结果表明，该性能测试结果满足使用要求。表1基体热处理前后性能对比表2基体与增材修复区硬度性能表3修复区未热处理的力学性能测试结果测试温度试样类别σb/MPa室温对半增材的板状试样1020，1010680℃对半增材的板状试样795，780表4修复区与基体热处理后的力学性能测试结果实施例2某型航空发动机的压气机采用整体叶盘结构，其材料为GH4169G高温合金，通常采用与基体材料化学成分相同的GH4169G粉末作为修复原材料，利用激光增材技术进行修复。修复完后，采用本专利技术的热处理制度进行处理。在不低于10～2Pa真空度的条件下，将修复零件放入真空炉中，以10℃/min升温到750℃，保温2.1h后以55℃/h速度冷却到610℃，保温4.1h后空冷到室温。采用随炉试样(包括没有修复的基材，对半增材修复的板状试样)进行性能测试。硬度测试表明基体为47.4～45.6HRC，增材修复区域为43.5～44.1HRC。力学性能测试结果如表4、表5、表6和表7所示。力学性能表明，热处理后力学性能显著提高，并且没有对基体性能和组织造成损伤。试验结果表明，该性能测试结果满足使用要求。表4基体热处理前后性能对比表5基体与增材修复区硬度性能表6修复区未热处理的力学性能测试结果测试温度试样类别σb/MPa室温对半增材的板状试样1022，1013680℃对半增材的板状试样796，782表7修复区与基体热处理后的力学性能测试结果实施例3某型航空发动机的压气机采用整体叶盘结构，其材料为GH4169G高温合金，通常采用与基体材料化学成分相同的GH4169G粉末作为修复原材料，利用激光增材技术进行修复。修复完后，采用本专利技术的热处理制度进行处理。在不低于10～2Pa真空度的条件下，将修复零件放入真空炉中，以15℃/min升温到770℃，保温1.9h后以45℃/h速度冷却到630℃，保温3.9h后空冷到室温。采用随炉试样(包括没有修复的基材，对半增材修复的板状试样)进行性能测试。硬度测试表明基体为47.8～45.7HRC，增材修复区域为43.4～44.2HRC。力学性能测试结果如表8、表9、表10和表11所示。力学性能表明，热处理后力学性能显著提高，并且没有对基体性能和组织造成损伤。试验结果表明，该性能测试结果满足使用要求。表8基体热处理前后性能对比表9基体与增材修复区硬度性能表10修复区未热处理的力学性能测试结果测试温度试样类别σb/MPa室温对半增材的板状试样1018，1012680℃对半增材的板状试样788，783表11修复区与基体热处理后的力学性能测试结果以上所述仅是本专利技术的优选实施方式，应当理解本专利技术并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本专利技术的精神和范围，则都应在本专利技术所附权利要求的保护范围内。本文档来自技高网...

【技术保护点】
航空发动机的压气机整体叶盘的叶片修复后的热处理方法，其特征在于，所述热处理方法为：在真空环境下，将修复零件以10～15℃/min升温至750～770℃，保温1.9～2.1h，之后以45～55℃/h速度降温至610～630℃，保温3.9～4.1h后，空冷至室温。

【技术特征摘要】
1.航空发动机的压气机整体叶盘的叶片修复后的热处理方法，其特征在于，所述热处理方法为：在真空环境下，将修复零件以10～15℃/min升温至750～770℃，保温1.9～2.1h，之后以45～55℃/h速度降温至610～630℃，保温3.9～4.1h后，空冷至室温。2.根据权利要求1所述的航空发动机的压气机整体叶盘的叶片修复后的热处理方法，其特征在于，所述真空环境的真空度≥10～2Pa。3.根据权利要求1所述的航空发动机的压气机整体叶盘的叶片修复后的热处理方法，其特征在于，在真空环境下，将...

【专利技术属性】
技术研发人员：张铀，郭双全，何勇，侯廷红，陈海生，
申请(专利权)人：中国人民解放军第五七一九工厂，
类型：发明
国别省市：四川,51