航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法与流程

1.本发明属于航空发电机叶片制备技术领域，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。


背景技术：

2.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。


技术实现要素：

3.本发明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。
4.为了达到上述目的，本发明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：
5.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；
6.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；
7.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；
8.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；
9.步骤5，对步骤4得到的包套进行酸腐去除，得到叶片毛坯；
10.步骤6，对步骤5得到的叶片毛坯进行真空热处理；
11.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
12.本发明的技术方案，还具有以下特点：
13.作为本发明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。
14.作为本发明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。
15.作为本发明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。
16.作为本发明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。
17.作为本发明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。
18.本发明的有益效果是：(1)本发明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)本发明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)本发明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)本发明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)本发明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
19.此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
20.图1为包套的结构示意图
21.图2为包套的剖视图；
22.图3为包套的主体凸的结构示意图；
23.图4为包套的主体凹的机构示意图；
24.图5为包套的上盖的结构示意图；
25.图6为包套的下盖的结构示意图。
26.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
27.下面详细描述本发明的实施例，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，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
28.本发明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：
29.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；
30.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；
31.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；
32.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；
33.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；
34.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；
35.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。
36.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1与主体凹2通过氩弧焊接相连接，主体凸1和主体凹2按装配要求组合在一起后，共同形成与涡轮叶片形状相近的叶片毛坯腔体，并在两端形成分别与上盖和下盖相配合的安装孔。
37.如图3所示，主体凸1为长方体结构，在其中部加工有与涡轮叶片的叶形部位相近的凸体，在其两端加工有与涡轮叶片的两端形状相近的半腔体。
38.如图4所示，主体凹2为长方体结构，在其中部加工有与涡轮叶片的叶形部位相近的凹腔，在其两端加工有与涡轮叶片的两端形状相近的另一半腔体。
39.如图5所示，上盖3为薄壁梯形台形状，其安装于主体凹和主体凸的一端，通过氩弧焊接进行连接，在上盖3的顶部设有安装孔3
‑
1，进粉管4安装在该安装孔3
‑
1中，进粉管4中安装有堵头5。
40.如图6所示，下盖6也为薄壁梯形台形状，其安装于主体凹和主体凸的另一端，通过氩弧焊接进行连接，
41.通过等离子旋转电极法制备ti4822合金粉末。等离子旋转电极法制备ti4822合金球形粉末工艺条件如下：
42.原材料尺寸要求：电极直径50mm～60mm，长度500mm
‑
700mm，电极棒直线度偏差控制在≤0.1mm/m，粗糙度＜1.6μm，电极化学成分要求如表1所示。
43.表1电极棒化学成分表
[0044][0045]
制粉工艺参数要求：电流1000a
‑
1500a；电压50v
‑
60v；转速15000r/min
‑
20000r/min；制粉过程中使用99.999％氩气保护。
[0046]
低压涡轮叶片所用球形粉末粒度范围为100μm
‑
300μm。
[0047]
通过本发明的一种航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法制备的航空发动机涡轮叶片(低压涡轮叶片)性能各向同性，其抗拉强度和屈服强度优异，具体如下表2。
[0048]
表2
[0049][0050]
实施例1
[0051]
本发明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：
[0052]
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；
[0053]
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；
[0054]
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；
[0055]
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为150mpa，热等静压致密化处理温度900℃，保温时间为2h；
[0056]
步骤5，使用30％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；
[0057]
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1
ⅹ
10
‑3pa，温度为1250℃，保温时间为2h，最后通过真空炉冷；
[0058]
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。
[0059]
实施例2
[0060]
本发明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：
[0061]
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；
[0062]
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；
[0063]
步骤3，对步骤2得到的包套进行加热抽真空处理，直至真空度为3
×
10
‑2pa，之后再对主体凸和主体凹之间进行焊接密封；
[0064]
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200mpa，热等静压致密化处理温度1000℃，保温时间为3h；
[0065]
步骤5，使用40％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；
[0066]
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2
ⅹ
10
‑3pa，
温度为1350℃，保温时间为2h，最后通过真空炉冷；
[0067]
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。
[0068]
实施例3
[0069]
本发明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：
[0070]
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；
[0071]
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；
[0072]
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1
×
10
‑2pa，之后再对主体凸和主体凹之间进行焊接密封；
[0073]
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为1000mpa，热等静压致密化处理温度1100℃，保温时间为4h；
[0074]
步骤5，使用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；
[0075]
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4
ⅹ
10
‑3pa，温度为1400℃，保温时间为2h，最后通过真空炉冷；
[0076]
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。
[0077]
上述说明示出并描述了发明的若干优选实施例，但如前所述，应当理解发明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，并能够在本文所述发明构想范围内，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发明的精神和范围，则都应在发明所附权利要求的保护范围内。