航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法技术

本发明专利技术公开了一种航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法，其特征在于，具体按照以下步骤实施：步骤1，设计包套；步骤2，向步骤1得到的包套中填充金属粉末，并对金属粉末进行充分振实，直至凹腔和半腔体中均填充满金属粉末；步骤3，对步骤2得到的包套进行加热抽真空处理，之后再对主体凸和主体凹之间进行焊接密封；步骤4，将步骤3得到的包套放入热等静压炉内进行热等静压致密处理；步骤5，对步骤4得到的包套进行酸腐去除，得到叶片毛坯；步骤6，对步骤5得到的叶片毛坯进行真空热处理；步骤7，在步骤6得到的叶片毛坯的两端进行榫头和叶冠加工，得到航空发动机涡轮叶片。得到航空发动机涡轮叶片。得到航空发动机涡轮叶片。

【技术实现步骤摘要】
航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法


[0001]本专利技术属于航空发电机叶片制备
，具体涉及一种航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法。

技术介绍

[0002]航空发动机低压涡轮叶片是航空发动机涡轮的重要组成部件，目前低压涡轮叶片的制造方法主要有：精密铸造成型、等温模锻以及增材制造等。其中：(1)精密铸造成型工艺主要存在的问题是叶片容易产生疏松、夹杂等冶金缺陷，且叶片的尺寸精度控制也比较困难，因此，精密铸造成型工艺制备的TiAl合金涡轮叶片的合格率(尤其是研制初期)较低。另外，铸造的叶片的显微组织较为粗大(比如Ti4822合金的铸造组织)，根据叶片的不同部位，组织差别较大，且铸造组织具有一定的显微织构的风险，导致铸造叶片的材料性能分散性较大、性能相对较低。(2)由于钛铝合金脆性大、塑性低，而等温模锻的工艺窗口窄，因此加工难度大，成本也很高；(3)增材制造的成型技术虽然成型难度低，但是成型的叶片组织粗大，存在各向异性，成型温度需预热到700℃以上，使粉末发生烧结，粉末回收困难，制造成本高。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的是提供一种航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法，解决现有技术制备航空发动机低压涡轮叶片存在成品率低以及制造成本高的问题。
[0004]为了达到上述目的，本专利技术所采用的技术方案是：一种航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法，具体按照以下步骤实施：
[0005]步骤1，设计包套，所述包套由主体凸和主体凹扣合而生，所述主体凸的中部形成与涡轮叶片的叶形部位相匹配的凸体，所述主体凹的中部形成有与涡轮叶片的叶形部位相匹配的凹腔，主体凸的两端和主体凹的两端均形成有与涡轮叶片相匹配的半腔体；主体凸和主体凹的两端分别设置有下盖和上盖，所述上盖内设置有进粉管；
[0006]步骤2，向步骤1得到的包套中填充金属粉末，并对金属粉末进行充分振实，直至凹腔和半腔体中均填充满金属粉末；
[0007]步骤3，对步骤2得到的包套进行加热抽真空处理，之后再对主体凸和主体凹之间进行焊接密封；
[0008]步骤4，将步骤3得到的包套放入热等静压炉内进行热等静压致密处理；
[0009]步骤5，对步骤4得到的包套进行酸腐去除，得到叶片毛坯；
[0010]步骤6，对步骤5得到的叶片毛坯进行真空热处理；
[0011]步骤7，在步骤6得到的叶片毛坯的两端进行榫头和叶冠加工，得到航空发动机涡轮叶片
[0012]本专利技术的技术方案，还具有以下特点：
[0013]作为本专利技术技术方案的进一步改进，在所述步骤2中，所述金属粉末为Ti4822合金
粉末。
[0014]作为本专利技术技术方案的进一步改进，在所述步骤3中，抽真空处理的真空环境的真空度不高于5
×
10
‑2Pa。
[0015]作为本专利技术技术方案的进一步改进，在所述步骤4中，所述热等静压致密处理的各向同等压力不小于150MPa，热等静压致密化处理温度900℃～1100℃，保温时间为2h～4h。
[0016]作为本专利技术技术方案的进一步改进，在所述步骤4中：主体凸、主体凹、上盖和下盖均由钢制成，使用30％
‑
50％硝酸溶液对包套进行酸腐去除。
[0017]作为本专利技术技术方案的进一步改进，在所述步骤6中，真空热处理的真空度不高于4
ⅹ
10
‑3Pa，温度为1250℃～1400℃，保温时间为2h，最后通过真空炉冷。
[0018]本专利技术的有益效果是：(1)本专利技术的一种航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法，优化了低压涡轮叶片毛坯结构，保证了叶片致密度，提高了成品率；(2)本专利技术的一种航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法，工艺可控性高，成品率高，降低生产成本；(3)本专利技术的一种航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法，实现低压涡轮叶片材料的性能各向同性；(4)本专利技术的一种航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法，该工艺制备的叶片晶粒组织细小，提高了叶片强度和塑形；(5)本专利技术的一种航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法，与传统工艺相比，机械加工量小、内部缺陷少。
附图说明
[0019]此处所说明的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，构成本专利技术的一部分，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：
[0020]图1为包套的结构示意图
[0021]图2为包套的剖视图；
[0022]图3为包套的主体凸的结构示意图；
[0023]图4为包套的主体凹的机构示意图；
[0024]图5为包套的上盖的结构示意图；
[0025]图6为包套的下盖的结构示意图。
[0026]图中：1.主体凸，2.主体凹，3.上盖，4.进粉管，5.堵头，6.下盖。
具体实施方式
[0027]下面详细描述本专利技术的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本专利技术，而不能理解为对本专利技术的限制。
[0028]本专利技术的一种航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法，具体按照以下步骤实施：
[0029]步骤1，设计包套，包套由主体凸1和主体凹2扣合而生，主体凸1的中部形成与涡轮叶片的叶形部位相匹配的凸体，主体凹2的中部形成有与涡轮叶片的叶形部位相匹配的凹腔，主体凸1的两端和主体凹2的两端均形成有与涡轮叶片的两端相匹配的半腔体；主体凸1和主体凹2的两端分别设置有下盖6和上盖3，上盖3内设置有进粉管4；
[0030]步骤2，向步骤1得到的包套中填充Ti4822合金粉末，并对Ti4822合金粉末进行充
分振实，直至凹腔和半腔体中均填充满金属粉末；
[0031]步骤3，对步骤2得到的包套进行加热抽真空处理，直至真空度不高于5
×
10
‑2Pa，之后再对主体凸和主体凹之间进行焊接密封；
[0032]步骤4，将步骤3得到的包套放入热等静压炉内进行热等静压致密处理，热等静压致密处理的各向同等压力不小于150MPa，热等静压致密化处理温度900℃～1100℃，保温时间为2h～4h；
[0033]步骤5，使用30％
‑
50％硝酸溶液对步骤4得到的包套进行酸腐去除，得到叶片毛坯；
[0034]步骤6，对步骤5得到的叶片毛坯进行真空热处理，真空热处理的真空度不高于4
ⅹ
10
‑3Pa，温度为1250℃～1400℃，保温时间为2h，最后通过真空炉冷；
[0035]步骤7，在步骤6得到的叶片毛坯的两端进行榫头和叶冠加工，得到航空发动机涡轮叶片。
[0036]如图1和图2所示，包套的制备材料选择钢(钢包套成本低、焊接性能好、酸蚀去除容易)。包套主要包括以下结构：主体凸1、主体凹2、上盖3、下盖6、进粉管4和堵头5组成。主体凸本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法，其特征在于，具体按照以下步骤实施：步骤1，设计包套，所述包套由主体凸和主体凹扣合而生，所述主体凸的中部形成与涡轮叶片的叶形部位相匹配的凸体，所述主体凹的中部形成有与涡轮叶片的叶形部位相匹配的凹腔，主体凸的两端和主体凹的两端均形成有与涡轮叶片相匹配的半腔体；主体凸和主体凹的两端分别设置有下盖和上盖，所述上盖内设置有进粉管；步骤2，向步骤1得到的包套中填充金属粉末，并对金属粉末进行充分振实，直至凹腔和半腔体中均填充满金属粉末；步骤3，对步骤2得到的包套进行加热抽真空处理，之后再对主体凸和主体凹之间进行焊接密封；步骤4，将步骤3得到的包套放入热等静压炉内进行热等静压致密处理；步骤5，对步骤4得到的包套进行酸腐去除，得到叶片毛坯；步骤6，对步骤5得到的叶片毛坯进行真空热处理；步骤7，在步骤6得到的叶片毛坯的两端进行榫头和叶冠加工，得到航空发动机涡轮叶片。2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法，其特征在于，在所述步骤2中...

【专利技术属性】
技术研发人员：张国栋，唐洪奎，杨超，罗成，卓君，梁书锦，赖运金，王庆相，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：