一种高寿命高温合金航空发动机叶片及制造方法技术

本发明专利技术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。

High life superalloy aeroengine blade and manufacturing method thereof

The invention discloses a high-life superalloy aero-engine blade, which relates to the technical field of aero-engine, including matrix, bonding layer and ceramic layer. The chemical composition and mass percentage of the matrix are 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: 3.5%-4.2%. 4.9% ~ 6.2%, Re: 2% ~ 3%, Hf: 0.15% ~ 0.22%, Ni and the unavoidable impurities; the bonding layer is NiCoCrAlY with a particle size range of 35-55 micron; the ceramic layer is 8wt% Y2O3_ZrO2 with a particle size range of 25-45 micron. Aeroengine blades have been able to meet the high-temperature environmental requirements of high-temperature service performance, improve the high-temperature service life of aeroengine blades.

【技术实现步骤摘要】
一种高寿命高温合金航空发动机叶片及制造方法
本专利技术涉及航空发动机
，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。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术针对上述技术问题，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，本专利技术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。本专利技术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％。本专利技术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：T1、按上述配比将基体材料中全部的Mo、W、Ta、Re、Hf以及25％的Ni加入真空感应熔炼炉中，升温至1620℃～1680℃进行高温精炼；T2、降温至1450℃～1510℃，加入剩下的所有基体材料，保温15～25min；T3、升温至1620℃～1650℃进行高温精炼；T4、停止加热，待温度降至1400℃～1450℃进行浇铸，形成高温镍基合金铸锭；T5、待高温镍基合金铸锭温度降至890℃～1060℃时热处理30h～45h。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，步骤S2，低温超音速火焰喷涂法制备粘结层的参数为气体流量12L/h，氧气流量760L/min，送粉量38g/min，燃烧室气压15.6MPa，喷涂距离130mm。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，步骤S2，大气等离子喷涂法制备陶瓷层的参数为电压68V，电流630A，送粉量38g/min，氢气流量10slpm，氩气流量40slpm，喷涂距离100mm。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，步骤S3，多道次激光重熔过程中保证不同道次重熔层的起始端在陶瓷层的同一侧，从前一道次重熔层末端快速走刀移向下一道次重熔层起始端的路径中关闭激光，走刀时间1s，加工4个道次。本专利技术的有益效果是：(1)本专利技术中利用激光重熔对陶瓷层进行表面改性，激光与陶瓷层材料之间的相互作用可以快速有效地改变陶瓷层的形貌特征及应用特性，在大气等离子喷涂后进行激光重熔处理可有效改善陶瓷层质量，消除陶瓷层的层状堆积结构，降低气孔率，减小表面粗超度，有助于形成均匀的柱状晶组织；(2)本专利技术中在激光改性处理过程中陶瓷层表面形成了重熔层，重熔层结构致密并且能够与柱状晶结构的陶瓷层良好结合，从而改变了外面有害元素向基体内扩散，提高了涂层的抗氧化性能及耐蚀性能，对涂层起到加强保护作用；(3)本专利技术中进行多道次激光重熔，前后两个道次重熔层的裂纹在分界线处相互贯通，降低了分界线附近的裂纹密度，减少了缺陷的形成；(4)本专利技术中多道次激光重熔处理有利于延长涂层的热循环寿命。具体实施方式实施例1本实施例提供的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％，Co：7.5％，Al：3.7％，Ti：3.2％，Mo：2％，W：3.5％，Ta：4.9％，Re：2％，Hf：0.15％，余量为Ni及不可避免的杂质；粘结层为60.5Ni-27Cr-11.5Al-Y，纯度99.9％，粒度35μm；陶瓷层为8wt％Y2O3-ZrO2，粒度范围25μm。上述叶片的制造方法，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，气体流量12L/h，氧气流量760L/min，送粉量38g/min，燃烧室气压15.6MPa，喷涂距离130mm；然后采用大气等离子喷涂法在粘结层上制备陶瓷层，电压68V，电流630A，送粉量38g/min，氢气流量10slpm，氩气流量40slpm，喷涂距离100mm，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，多道次激光重熔过程中保证不同道次重熔层的起始端在陶瓷层的同一侧，从前一道次重熔层末端快速走刀移向下一道次重熔层起始端的路径中关闭激光，走刀时间1s，加工4个道次。其中，基体的制备过程如下：T1、按上述配比将基体材料中全部的Mo、W、Ta、Re、Hf以及25％的Ni加入真空感应熔炼炉中，升温至1620℃进行高温精炼；T2、降温至1450℃，加入剩下的所有基体材料，保温15；T3、升温至1620℃进行高温精炼；T4、停止加热，待温度降至1400℃进行浇铸，形成高温镍基合金铸锭；T5、待高温镍基合金铸锭温度降至890℃时热处理30h。实施例2本实施例提供的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：7.4％，Co：7.6％，Al：4.2％，Ti：3.3％，Mo：2.7％，W：3.9％，Ta：5.6％，Re：2.8本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一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，其特征在于：所述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；所述粘结层为NiCoCrAlY，粒度范围35μm～55μm；所述陶瓷层为8wt%Y2O3‑ZrO2，粒度范围25μm～45μm。

【技术特征摘要】
1.一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，其特征在于：所述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；所述粘结层为NiCoCrAlY，粒度范围35μm～55μm；所述陶瓷层为8wt%Y2O3-ZrO2，粒度范围25μm～45μm。2.根据权利要求1所述的一种高寿命高温合金航空发动机叶片，其特征在于：所述粘结层为60.5Ni-27Cr-11.5Al-Y，纯度99.9%。3.一种应用于权利要求1所述的高寿命高温合金航空发动机叶片的制造方法，其特征在于，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。4.根据权利要求3所述的一种高寿命高温合金航空发动机叶片的制造方法，其特征在于，所述基体的制备过程如下：T...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘达，王河平，宗国翼，
申请(专利权)人：南京赛达机械制造有限公司，
类型：发明
国别省市：江苏,32