一种航空发动机钛合金整体叶盘复合制造方法技术

本发明专利技术公开了一种航空发动机钛合金整体叶盘复合制造方法，其特征在于包括以下步骤：1）通过锻造成形工艺分别制备轮盘半成品和叶片增材基体半成品；2）对所述轮盘半成品进行机加工得到轮盘成品；3）对所述叶片增材基体半成品进行机加工，并随后热处理，得到叶片增材基体成品；4）对所述叶片增材基体成品进行选区激光熔化，并随后热处理，得到叶片成品；5）通过线性摩擦焊连接将轮盘成品和叶片成品固定连接成为一体，得到整体叶盘半成品；6）对所述整体叶盘半成品进行机加工得到整体叶盘成品。本发明专利技术使用多种加工方式复合制造航空发动机钛合金整体叶盘，发挥多种技术的优势，成本低、成形效率高，获得整体叶盘的产品质量高。获得整体叶盘的产品质量高。获得整体叶盘的产品质量高。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机钛合金整体叶盘复合制造方法


[0001]本专利技术涉及高温用钛合金
，尤其是涉及一种航空发动机钛合金整体叶盘复合制造方法。

技术介绍

[0002]现代飞机优异的飞行性能依赖于先进高推重比航空发动机的应用，而发动机重量不断减少的设计目标需要通过使用轻质耐高温材料以及轻量化的整体结构来实现。航空燃气涡轮发动机的非整体叶盘通常采用榫齿连接结构，即将风扇工作叶片（即转子叶片）叶身下的榫头（多为燕尾型）装于轮盘轮缘的榫槽中，再用锁紧装置将叶片锁定于轮盘中。整体叶盘将叶片、轮盘等零件集成设计为一个整体构件，较之传统的榫齿连接结构，整体叶盘减重约30%，消除了因连接和装配引起的零件间接触应力，避免了叶片榫头与轮盘榫槽之间因微动磨损疲劳失效的潜在风险，消除了气流在榫头与榫槽间的泄漏，减小了叶片与轮盘转子组件的径向温度梯度，有效降低热机械疲劳风险，改善压气机气动稳定性，提高整体叶盘的使用可靠性。
[0003]目前大型整体叶盘的加工方法，归纳起来有数控铣床铣削加工、电化学加工、线性摩擦焊等。但是这几种技术各有不同的优缺点：数控铣床铣削能加工轮廓形状特别复杂的零件，且加工精度高，但从整体叶盘毛坯到叶盘零件的制造过程中，材料切除率超过90%，材料利用率极低。电解加工可缩减加工工时，且不会有加工残余应力与大的应力集中区等，但是仅限于可展直纹曲面的加工,材料利用率也较低。线性摩擦焊作为一种固态连接技术，不会出现一般焊接中易发生的脱焊现象，在连接处“焊缝”的强度与弹性均优于本体材料。
[0004]激光选区熔化修复技术则是通过提前铺设粉末层，通过计算机中的软件控制激光对金属粉末层的选定区域进行扫描和熔化，从而获得所需形状零件的新型快速成形修复技术。相比于传统的激光熔化沉积修复技术，该技术有光斑更小，热影响更小，几乎不会造成变形。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的，即在于设计了整体叶盘双性能的思路及制备技术，即采用不同的制造方法分别生产轮盘和叶片，使其最为适合航空发动机实际使用工况要求的组织状态，实现材料性能和结构设计的融合。
[0006]本专利技术的技术方案具体为，一种航空发动机钛合金整体叶盘复合制造方法，其特征在于包括以下步骤：1）通过锻造成形工艺分别制备轮盘半成品和叶片增材基体半成品；2）对所述轮盘半成品进行机加工得到轮盘成品；3）对所述叶片增材基体半成品进行机加工，并随后热处理，得到叶片增材基体成品；4）对所述叶片增材基体成品进行选区激光熔化，并随后热处理，得到叶片成品；
5）通过线性摩擦焊连接将轮盘成品和叶片成品固定连接成为一体，得到整体叶盘半成品；6）对所述整体叶盘半成品进行机加工得到整体叶盘成品。
[0007]进一步优选的，所述选区激光熔化，包括，首先设计出叶片实体的三维模型，然后对该三维模型进行切片分层，得到各截面的轮廓数据，根据轮廓数据生成填充扫描路径，并将所述填充扫描路径导入激光器，所述填充扫描路径为将扫描平面划分为多个尺寸相同、相互拼接的方格，每个所述方格均由多个尺寸相同、平行排列的矩形条拼接而成，每个所述方格的边长为2
‑
10mm，相邻两个方格的矩形条彼此垂直，所述扫描平面内全部的所述矩形条即为所述填充扫描路径。
[0008]进一步优选的，相邻两层的所述方格在水平面上的投影对应重合，但组成对应重合的两个方格的两组矩形条彼此垂直。
[0009]进一步优选的，所述选区激光熔化时，激光功率为800W以上。
[0010]进一步优选的，所述选区激光熔化时，激光功率为900
‑
1100W，扫描速度为900
‑
1100mm/s，铺粉厚度为0.03mm，所述光斑直径为3
‑
5mm，离焦量为40
‑
60mm，扫描间距为0.1mm。
[0011]进一步优选的，所述选区激光熔化包括，将原料粉末放入加工室的粉料缸，将叶片增材基体成品放到加工室的成形缸，采用铺粉装置把原料粉末平推到叶片增材基体成品表面上形成铺粉厚度的原料粉末，启动激光器使得激光束按当前层的填充扫描路径，选区熔化叶片增材基体成品表面上的原料粉末，加工出当前层；随后，控制叶片增材基体成品下降一个加工层厚的距离，粉料缸中原料粉末上升一定的距离，铺粉装置在已加工好的当前层上形成铺粉厚度的原料粉末，启动激光器使得激光束按下一层的填充扫描路径，选区熔化叶片增材基体成品表面上的原料粉末，如此层层加工，直到整个叶片加工完毕。
[0012]进一步优选的，所述步骤4）中的热处理为，以10℃/min升温到580
‑
620℃后保温1.5
‑
2.5h。
[0013]进一步优选的，所述将原料粉末放入加工室的粉料缸前，先将原料粉末在120℃下烘干3h。
[0014]进一步优先的，所述将叶片增材基体成品放到加工室的成形缸前，先将叶片增材基体成品预热到80℃。
[0015]进一步优选的，所述线性摩擦焊的摩擦频率30
‑
40Hz，顶锻压力3.5
‑
4.3kN，作用时间25
‑
35秒，摩擦振幅4
‑
4.5mm。
[0016]与现有技术相比，本专利技术设计了整体叶盘双性能的思路及制备技术，即采用不同的制造方法分别生产轮盘和叶片，使其最为适合航空发动机实际使用工况要求的组织状态，实现材料性能和结构设计的融合。整体叶盘不同部位工作状况差异大，轮盘主要承受极大的离心应力和热应力的作用，低周疲劳和蠕变性能是保证盘体使用可靠性的第一要素，因此采用锻造的方式生产轮盘；而叶片则主要承受高频低幅的振动应力作用，高周疲劳性能是影响叶片使用可靠性的第一要素，故采用选区激光熔化的方法生产叶片；然后采用线性摩擦焊连接的方式将轮盘与叶片连接到一起，获得优异的连接强度，使得二者成为一体；最后通过数控铣床铣削多余材料，最终得到整体叶盘成品。
[0017]综上，本专利技术使用多种加工方式复合制造航空发动机钛合金整体叶盘，发挥多种
技术的优势：锻造生产的轮盘疲劳和蠕变性能优异，且加工周期短；选区激光熔化制造的叶片灵活性高，材料利用率高；线性摩擦焊连接焊缝性能优良，可实现异材焊接；数控铣床铣削能加工各种复杂表面且加工精度高。
[0018]附图说明
[0019]图1为本专利技术制备钛合金整体叶盘制造的流程图。
[0020]图2为本专利技术叶片增材基体结构设计示意图。
[0021]图3为本专利技术选区激光熔化成形设备的结构示意图。
[0022]图4A和图4B分别为本专利技术选区激光熔化第N层和第N+1层激光扫描路径的示意图。
[0023]具体实施方式
[0024]以下将结合本专利技术实施例中的附图对本专利技术实施例中的技术方案进行描述。
[0025]本专利技术制备钛合金整体叶盘制造的流程图如图1所示，1）通过锻造成形工艺分别制备轮盘半成品和叶片增材基体半成品；2）对所述轮盘半成品进行机加工得到轮盘成品；3）对所述叶本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机钛合金整体叶盘复合制造方法，其特征在于，包括以下步骤：1）通过锻造成形工艺分别制备轮盘半成品和叶片增材基体半成品；2）对所述轮盘半成品进行机加工得到轮盘成品；3）对所述叶片增材基体半成品进行机加工，并随后热处理，得到叶片增材基体成品；4）对所述叶片增材基体成品进行选区激光熔化，并随后热处理，得到叶片成品；5）通过线性摩擦焊连接将轮盘成品和叶片成品固定连接成为一体，得到整体叶盘半成品；6）对所述整体叶盘半成品进行机加工得到整体叶盘成品。2.根据权利要求1所述的航空发动机钛合金整体叶盘复合制造方法，其特征在于，所述选区激光熔化，包括，首先设计出叶片实体的三维模型，然后对该三维模型进行切片分层，得到各截面的轮廓数据，根据轮廓数据生成填充扫描路径，并将所述填充扫描路径导入激光器，所述填充扫描路径为将扫描平面划分为多个尺寸相同、相互拼接的方格，每个所述方格均由多个尺寸相同、平行排列的矩形条拼接而成，每个所述方格的边长为2
‑
10mm，相邻两个方格的矩形条彼此垂直，所述扫描平面内全部的所述矩形条即为所述填充扫描路径。3.根据权利要求2所述的航空发动机钛合金整体叶盘复合制造方法，其特征在于，相邻两层的所述方格在水平面上的投影对应重合，但组成对应重合的两个方格的两组矩形条彼此垂直。4.根据权利要求1所述的航空发动机钛合金整体叶盘复合制造方法，其特征在于，所述选区激光熔化时，激光功率为800W以上。5.根据权利要求4所述的航空发动机钛合金整体叶盘复合制造方法，其特征在于，所述选区激光熔化时，激光功率为900
‑
1100W，扫描速度为900
‑
1100mm/s，铺粉厚度为0.03mm，光斑直径为3
‑

【专利技术属性】
技术研发人员：ꢀ五一IntClB二二F一零二八，
申请(专利权)人：北京煜鼎增材制造研究院有限公司，
类型：发明
国别省市：