■ 蘆國強(qiáng) 張佳平 王璐 袁福河/ 中國航發(fā)黎明
航空發(fā)動(dòng)機(jī)使用一段時(shí)間后,鈦合金、高溫合金、粉末高溫合金零件的止口經(jīng)常出現(xiàn)尺寸超差現(xiàn)象,靠串件或更換新品來完成修理會(huì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)修理進(jìn)度和增加成本,為此需要開展航空發(fā)動(dòng)機(jī)盤軸類零件止口修復(fù)工藝方法研究。
針對(duì)止口位置尺寸超差的盤軸類零件,采用熱噴涂及化學(xué)鍍鎳尺寸修復(fù)技術(shù)是一種可行的修復(fù)方法。航空發(fā)動(dòng)機(jī)用盤軸類零件在使用后變形大、使用過程中高速轉(zhuǎn)動(dòng)、止口部位尺寸小,對(duì)修復(fù)涂層的結(jié)合強(qiáng)度、表面粗糙度、應(yīng)力狀態(tài)等性能要求較高,修復(fù)工藝復(fù)雜、難度非常大。創(chuàng)新團(tuán)隊(duì)通過持續(xù)攻關(guān),相繼解決了鈦合金、高溫合金、粉末高溫合金盤軸類零件的止口修復(fù)難題,使修復(fù)后的零件滿足技術(shù)要求,加快了發(fā)動(dòng)機(jī)修復(fù)進(jìn)度并降低了發(fā)動(dòng)機(jī)修理成本。
創(chuàng)新團(tuán)隊(duì)采用熱噴涂涂層及化學(xué)鍍鎳鍍層分別在鈦合金、高溫合金、粉末合金零件上開展尺寸修復(fù)研究。通過開展涂層、鍍層、加工及修復(fù)工藝與基體匹配性研究,研發(fā)NiCrAl、NiCrFeMo、NiCrAlY涂層以及化學(xué)鍍鎳工藝,完善修理文件及技術(shù)標(biāo)準(zhǔn),搭載發(fā)動(dòng)機(jī)開展長試考核驗(yàn)證,確定尺寸修復(fù)技術(shù)路線及涂層性能指標(biāo),固化工藝流程及技術(shù)標(biāo)準(zhǔn),形成系列化尺寸修復(fù)工藝。項(xiàng)目的總體思路如圖1所示。
圖1 項(xiàng)目總體思路
創(chuàng)新團(tuán)隊(duì)針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)部位鈦合金轉(zhuǎn)子零件止口修復(fù),開展了噴丸、吹砂、噴涂工藝技術(shù)研究,確定了修復(fù)工藝路線。吹砂是熱噴涂常用的前處理技術(shù),旨在粗化和活化零件表面,以提高涂層的結(jié)合力。噴丸可以在零件表面產(chǎn)生壓應(yīng)力,有效提高零件的疲勞強(qiáng)度。采用熱噴涂技術(shù)進(jìn)行零件尺寸超差處理時(shí)需要對(duì)零件表面進(jìn)行吹砂,吹砂不當(dāng)易產(chǎn)生拉應(yīng)力。在吹砂前對(duì)零件吹砂區(qū)域進(jìn)行噴丸處理可以“抵消”吹砂產(chǎn)生拉應(yīng)力,這一點(diǎn)對(duì)于高速轉(zhuǎn)動(dòng)件的尺寸修復(fù)來說尤為重要。通過試驗(yàn)最終確定了適用于鈦合金涂層的吹砂及噴丸工藝范圍。隨后進(jìn)行了多組平行測(cè)試,確定了NiCrAl涂層等離子噴涂制備工藝。
創(chuàng)新團(tuán)隊(duì)開展了實(shí)際零件尺寸超差部位修復(fù)研究,對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)1~2級(jí)盤組合件后止口進(jìn)行修復(fù)。試車后對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行分解檢查,1~2級(jí)盤組合件狀態(tài)良好,尺寸修復(fù)涂層未呈現(xiàn)出任何損傷狀態(tài)(見圖2),表明項(xiàng)目組等離子噴涂NiCrAl尺寸修復(fù)技術(shù)合理可行。
圖2 1~2級(jí)盤組合件止口涂層修復(fù)試車后狀態(tài)
創(chuàng)新團(tuán)隊(duì)在開發(fā)等離子噴涂NiCrAl修復(fù)工藝的基礎(chǔ)上,繼續(xù)研制了適用于高溫合金的、在熱性能及機(jī)械性能等方面更為優(yōu)異的超聲速噴涂NiCrAlY涂層尺寸修復(fù)工藝技術(shù)。高溫合金零件待噴涂區(qū)域前處理(噴丸和吹砂)研究已經(jīng)在前文詳細(xì)表述,超聲速噴涂NiCrAlY工藝的前處理也采用相同的噴丸和吹砂參數(shù)。通過工藝試驗(yàn)確定了NiCrAlY涂層噴涂工藝。
創(chuàng)新團(tuán)隊(duì)開展了實(shí)際零件尺寸超差部位修復(fù)研究,對(duì)4~9級(jí)盤組合件止口進(jìn)行了NiCrAlY涂層尺寸修復(fù),并在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行長期試車考核。經(jīng)過長期試車考核,零件狀態(tài)良好、尺寸修復(fù)涂層完好(見圖3)。
圖3 4~9級(jí)盤后止口試車后狀態(tài)
粉末冶金零件是先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子單元的關(guān)鍵部件,零件工作過程高速旋轉(zhuǎn)并承受著高溫,目前尚無該零件的修理技術(shù)資料。針對(duì)FGH96基體零件的止口超差修理,創(chuàng)新團(tuán)隊(duì)開展了等離子噴涂NiCeFeMo涂層尺寸修復(fù)技術(shù)及超聲速噴涂NiCrFeMo工藝對(duì)比試驗(yàn)研究,確定尺寸修復(fù)所用的原材料、涂層種類、熱噴涂工藝。確定最優(yōu)試驗(yàn)方案后,搭載發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行長期試車考核。
表1為等離子噴涂NiCrFeMo涂層和超聲速火焰噴涂NiCrAlY涂層的性能對(duì)比。
表1 NiCrFeMo與NiCrAIY涂層性能對(duì)比
從化學(xué)成分角度分析,NiCrFeMo熱噴涂粉末實(shí)際與GH4169基體的成分一致,可用于修復(fù)GH4169基體零件;而NiCrAlY涂層是一種高溫抗氧化涂層,主要用作高渦或高導(dǎo)葉片熱障涂層的底層。
從涂層拉伸結(jié)合強(qiáng)度、涂層顯微組織、涂層表面粗糙度角度分析,NiCrFeMo和NiCrAlY涂層的拉伸結(jié)合強(qiáng)度均較大,NiCrFeMo涂層的拉伸結(jié)合強(qiáng)度稍小于NiCrAlY涂層;從NiCrFeMo涂層顯微照片可以發(fā)現(xiàn),涂層中有很多條帶狀氧化物,而NiCrAlY涂層組織比較致密;NiCrFeMo涂層由于熱噴涂粉末的粒度較大,其涂層表面粗糙度較大,而NiCrAlY涂層由于熱噴涂粉末的粒度非常細(xì)小,加工后涂層表面粗糙度一般可以達(dá)到Ra0.8。
綜上所述,從兩種涂層的綜合性能比較來看,NiCrFeMo涂層和NiCrAlY涂層均有可能成為粉末盤止口修復(fù)的備選涂層。NiCrFeMo涂層的優(yōu)勢(shì)在于噴涂工藝容易實(shí)施,NiCrAlY涂層的優(yōu)勢(shì)主要在于涂層比較致密且涂層表面粗糙度較低。
為確定尺寸修復(fù)過程對(duì)合金基體的影響程度,在FGH96高壓渦輪盤毛坯件中提取力學(xué)性能及金相試樣(見圖4)。在力學(xué)性能及金相試樣上制備NiCrAlY涂層及NiCrFeMo涂層,涂層制備過程中力學(xué)性能試樣裝夾在相同位置,所有試樣在同一臺(tái)熱噴涂設(shè)備上在同一個(gè)時(shí)間段內(nèi)連續(xù)噴涂,最大限度地保證了試樣熱噴涂涂層制備工藝的一致性。
圖4 帶有涂層的力學(xué)性能試樣
在FGH96基材金相試樣表面采用超聲速火焰噴涂工藝制備了NiCrAlY涂層,對(duì)經(jīng)過超聲速噴涂NiCrAlY涂層后的FGH96試樣腐蝕后進(jìn)行顯微組織分析。從顯微組織照片(見圖5)可觀察到超聲速火焰噴涂區(qū)域與非超聲速火焰噴涂區(qū)域顯微組織有明顯差異,超聲速火焰噴涂區(qū)域靠近涂層的基體晶粒有長大現(xiàn)象,經(jīng)分析認(rèn)為是超聲速噴涂工藝產(chǎn)生的高溫氣流對(duì)FGH96基材組織有一定熱影響,造成FGH96基材晶粒長大。
圖5 FGH96基材表面NiCrAlY涂層腐蝕后組織形貌
通過對(duì)等離子噴涂NiCrFeMo涂層及FGH96 基材的金相進(jìn)行分析可知,采用等離子噴涂NiCrFeMo涂層后的FGH96 合金基體組織正常,等離子噴涂NiCrFeMo 涂層與FGH96 基體界面明顯,F(xiàn)GH96 合金基體顯微組織沒有發(fā)生變化(見圖6)。金相分析結(jié)果表明等離子噴涂NiCrFeMo 涂層對(duì)FGH96 基體顯微組織沒有影響。
圖6 FGH96基材表面NiCrFeMo涂層腐蝕后組織形貌
對(duì)FGH96高溫力學(xué)性能對(duì)比測(cè)試,完成了650℃拉伸、750℃拉伸、650℃低周疲勞的性能測(cè)試,如表2所示。從表中測(cè)試結(jié)果可見,針對(duì)650 ℃高溫拉伸性能和750 ℃高溫拉伸性能,噴涂有NiCrAlY和NiCrFeMo涂層的數(shù)值相差不大,750 ℃-σb的力學(xué)性能略有降低。采用等離子噴涂NiCrFeMo涂層對(duì)FGH96基體力學(xué)性能影響小,特別是低周疲勞性能均經(jīng)過10000循環(huán)疲勞試驗(yàn)未斷裂。
表2 FGH96材料力學(xué)性能測(cè)試結(jié)果
綜合顯微組織、力學(xué)性能測(cè)試結(jié)果,針對(duì)FGH96高壓渦輪盤,超聲速噴涂工藝對(duì)試樣力學(xué)性能產(chǎn)生較大影響,采用等離子噴涂NiCrFeMo涂層的尺寸修復(fù)路線是對(duì)高壓渦輪盤進(jìn)行實(shí)際零件的止口修復(fù)最合理可行的修復(fù)路線,形成了針對(duì)粉末合金盤的等離子噴涂NiCrFeMo涂層工藝規(guī)程,零件經(jīng)過長試考核后的尺寸檢查和熒光檢查結(jié)果均無異常(見圖7)。證明等離子噴涂NiCrFeMo工藝對(duì)高壓渦輪盤開展的止口修復(fù)工藝合理可行,可以用于粉末合金盤的止口修復(fù)生產(chǎn)。
圖7 高壓渦輪盤止口修復(fù)
創(chuàng)新團(tuán)隊(duì)?wèi)?yīng)用化學(xué)鍍鎳工藝對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的盤前封嚴(yán)擋板零件開展修理。根據(jù)零件結(jié)構(gòu)特點(diǎn),采用刷涂絕緣漆的方式進(jìn)行保護(hù),涂漆次數(shù)不小于3遍以保證絕緣效果,該絕緣方式可滿足化學(xué)鍍鎳過程的需要。對(duì)有孔的零件采用在孔處安裝螺釘,以螺釘作為導(dǎo)電點(diǎn)的方式進(jìn)行預(yù)鍍鎳;無法安裝螺釘?shù)牧慵捎幂o助導(dǎo)電夾具的方式實(shí)施預(yù)鍍?;瘜W(xué)鍍鎳工藝特點(diǎn)為化學(xué)沉積,鍍層均勻。由于零件表面難以直接測(cè)量厚度,采用與零件一同進(jìn)行化學(xué)鍍鎳的試片測(cè)厚。對(duì)盤前封嚴(yán)擋板的止口部位進(jìn)行了修復(fù)(見圖8),試車后對(duì)零件的止口部位進(jìn)行檢驗(yàn),鍍層表面完好,符合設(shè)計(jì)要求。
圖8 盤前封嚴(yán)擋板止口修復(fù)
創(chuàng)新團(tuán)隊(duì)針對(duì)不同超差尺寸(≤40μm以及>40μm)、不同材質(zhì)(鈦合金、高溫合金、粉末高溫合金)、不同結(jié)構(gòu)(葉片、機(jī)匣)的零件形成系列化的航空發(fā)動(dòng)機(jī)零件尺寸修復(fù)技術(shù),最終實(shí)現(xiàn)大批量應(yīng)用,打通發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)/靜子尺寸修復(fù)路線。通過項(xiàng)目的實(shí)施,實(shí)現(xiàn)了航空發(fā)動(dòng)機(jī)高速轉(zhuǎn)動(dòng)類零件止口尺寸修復(fù),突破了航空發(fā)動(dòng)機(jī)盤軸類零件止口位置涂鍍層應(yīng)力大、易脫落等技術(shù)難點(diǎn)。實(shí)現(xiàn)了航空發(fā)動(dòng)機(jī)高速轉(zhuǎn)動(dòng)粉末高溫合金零件的止口尺寸修復(fù),解決了航空發(fā)動(dòng)機(jī)各類材質(zhì)的轉(zhuǎn)動(dòng)零件止口尺寸修復(fù)問題,形成了系列化的尺寸修復(fù)工藝規(guī)程及驗(yàn)收標(biāo)準(zhǔn),滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)修理需求,具有顯著的經(jīng)濟(jì)價(jià)值。