航空發(fā)動(dòng)機(jī)高速轉(zhuǎn)動(dòng)零件止口修復(fù)技術(shù)研究

■ 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。

項(xiàng)目總體思路

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

鈦合金零件NiCrAl涂層修復(fù)

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)

高溫合金NiCrAlY修復(fù)工藝

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)

粉末高溫合金NiCrFeMo修復(fù)工藝

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。

NiCrFeMo 與NiCrAlY 涂層性能對(duì)比

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

超聲速火焰噴涂NiCrAlY對(duì)基體組織影響

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

等離子噴涂NiCrFeMo對(duì)基體組織影響

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

修復(fù)工藝對(duì)基體力學(xué)性能的影響

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

實(shí)際零件的止口修復(fù)

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)

化學(xué)鍍鎳工藝研究

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)

結(jié)束語

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。