本發(fā)明涉及航空發(fā)動機維修
技術(shù)領(lǐng)域：
，具體涉及航空發(fā)動機的壓氣機整體葉盤的葉片修復(fù)后的熱處理方法。
背景技術(shù)：
：某型航空發(fā)動機的壓氣機采用整體葉盤結(jié)構(gòu)，其材料為gh4169g高溫合金，經(jīng)過一段時間使用后需要對整體葉盤的葉片損傷部位進行修復(fù)，通常采用與基體材料化學(xué)成分相同的gh4169g粉末作為修復(fù)原材料，利用激光增材技術(shù)進行修復(fù)。由于激光增材區(qū)域為快冷的顯微組織，因強化相未析出導(dǎo)致修復(fù)區(qū)強度低，難以滿足使用要求，必須進行相應(yīng)的熱處理。目前，gh4146g合金材料的熱處理主要有固溶+雙時效(時效制度為720℃×8h+620℃×8h)，以及直接雙時效(時效制度為720℃×8h+620℃×8h)，這些熱處理制度對于修復(fù)的gh4169g合金整體葉盤不適用。修復(fù)的gh4169g合金整體葉盤如果采用固溶+雙時效制度進行熱處理會導(dǎo)致整體葉盤未修復(fù)區(qū)的晶粒長大，力學(xué)性能顯著下降；如果采用直接雙時效制度進行熱處理會導(dǎo)致整體葉盤未修復(fù)區(qū)域的組織產(chǎn)生“過時效”現(xiàn)象，力學(xué)性能降低。如何制定一個合理的熱處理制度使得gh4169g合金基體力學(xué)性能不下降，同時又能顯著提高激光增材修復(fù)區(qū)域的力學(xué)性能是一個難點。技術(shù)實現(xiàn)要素：本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種gh4169g合金整體葉盤的葉片激光增材修復(fù)后的熱處理方法，本發(fā)明解決了gh4169g合金基體力學(xué)性能不下降的同時又提高激光增材修復(fù)區(qū)域的力學(xué)性能的問題。本發(fā)明航空發(fā)動機的壓氣機整體葉盤的葉片修復(fù)后的熱處理方法，所述熱處理方法為：在真空環(huán)境下，將修復(fù)零件以10～15℃/min升溫至750～770℃，保溫1.9～2.1h，之后以45～55℃/h速度降溫至610～630℃，保溫3.9～4.1h后，空冷至室溫。上述航空發(fā)動機的壓氣機整體葉盤的葉片修復(fù)后的熱處理方法，所述真空環(huán)境的真空度≥10～2pa。進一步的，上述航空發(fā)動機的壓氣機整體葉盤的葉片修復(fù)后的熱處理方法，在真空環(huán)境下，將修復(fù)零件以12℃/min升溫至760℃，保溫2.0h。進一步的，上述航空發(fā)動機的壓氣機整體葉盤的葉片修復(fù)后的熱處理方法，在真空環(huán)境下，將修復(fù)零件以50℃/h速度降溫至620℃，保溫4.0h。上述航空發(fā)動機的壓氣機整體葉盤的葉片修復(fù)后的熱處理方法，所述的整體葉盤由gh4169g合金材料構(gòu)成。上述航空發(fā)動機的壓氣機整體葉盤的葉片修復(fù)后的熱處理方法，所述的整體葉盤的葉片采用激光增材方式修復(fù)。本發(fā)明的有益效果是：采用本發(fā)明航空發(fā)動機的壓氣機整體葉盤的葉片修復(fù)后的熱處理方法處理后的零件不會產(chǎn)生過時效現(xiàn)象，且生產(chǎn)周期減短；經(jīng)過熱處理后修復(fù)區(qū)的硬度達到航材手冊硬度要求的90％以上，修復(fù)區(qū)的室溫強度達到航材手冊室溫強度要求的90％以上，高溫強度達到航材手冊高溫強度要求的98％以上；板狀試樣高周疲勞測試(測試條件：670～690℃，570～590mpa，r＝-1)≥107周次不斷裂。本發(fā)明具有合金基體力學(xué)性能不下降，同時又能顯著提高激光增材修復(fù)區(qū)域的力學(xué)性能的優(yōu)點。附圖說明圖1為基體熱處理后的掃描電鏡形貌圖；圖2為增材修復(fù)區(qū)熱處理后的掃描電鏡形貌圖。具體實施方式下面結(jié)合具體實施例進一步詳細描述本發(fā)明的技術(shù)方案，但本發(fā)明的保護范圍不局限于以下所述。實施例1某型航空發(fā)動機的壓氣機采用整體葉盤結(jié)構(gòu)，其材料為gh4169g高溫合金，通常采用與基體材料化學(xué)成分相同的gh4169g粉末作為修復(fù)原材料，利用激光增材技術(shù)進行修復(fù)。修復(fù)完后，采用本發(fā)明的熱處理制度進行處理。在不低于10～2pa真空度的條件下，將修復(fù)零件放入真空爐中，以12℃/min升溫到760℃，保溫2.0h后以50℃/h速度冷卻到620℃，保溫4.0h后空冷到室溫。采用隨爐試樣(包括沒有修復(fù)的基材，對半增材修復(fù)的板狀試樣)進行性能測試。硬度測試表明基體為47.7～45.6hrc，增材修復(fù)區(qū)域為43.5～44.2hrc?；w熱處理后的掃描電鏡形貌圖如圖1所示；增材修復(fù)區(qū)熱處理后的掃描電鏡形貌圖如圖2所示。力學(xué)性能測試結(jié)果如表1、表2、表3和表4所示。力學(xué)性能表明，熱處理后力學(xué)性能顯著提高，并且沒有對基體性能和組織造成損傷。試驗結(jié)果表明，該性能測試結(jié)果滿足使用要求。表1基體熱處理前后性能對比表2基體與增材修復(fù)區(qū)硬度性能表3修復(fù)區(qū)未熱處理的力學(xué)性能測試結(jié)果測試溫度試樣類別σb/mpa室溫對半增材的板狀試樣1020，1010680℃對半增材的板狀試樣795，780表4修復(fù)區(qū)與基體熱處理后的力學(xué)性能測試結(jié)果實施例2某型航空發(fā)動機的壓氣機采用整體葉盤結(jié)構(gòu)，其材料為gh4169g高溫合金，通常采用與基體材料化學(xué)成分相同的gh4169g粉末作為修復(fù)原材料，利用激光增材技術(shù)進行修復(fù)。修復(fù)完后，采用本發(fā)明的熱處理制度進行處理。在不低于10～2pa真空度的條件下，將修復(fù)零件放入真空爐中，以10℃/min升溫到750℃，保溫2.1h后以55℃/h速度冷卻到610℃，保溫4.1h后空冷到室溫。采用隨爐試樣(包括沒有修復(fù)的基材，對半增材修復(fù)的板狀試樣)進行性能測試。硬度測試表明基體為47.4～45.6hrc，增材修復(fù)區(qū)域為43.5～44.1hrc。力學(xué)性能測試結(jié)果如表4、表5、表6和表7所示。力學(xué)性能表明，熱處理后力學(xué)性能顯著提高，并且沒有對基體性能和組織造成損傷。試驗結(jié)果表明，該性能測試結(jié)果滿足使用要求。表4基體熱處理前后性能對比表5基體與增材修復(fù)區(qū)硬度性能表6修復(fù)區(qū)未熱處理的力學(xué)性能測試結(jié)果測試溫度試樣類別σb/mpa室溫對半增材的板狀試樣1022，1013680℃對半增材的板狀試樣796，782表7修復(fù)區(qū)與基體熱處理后的力學(xué)性能測試結(jié)果實施例3某型航空發(fā)動機的壓氣機采用整體葉盤結(jié)構(gòu)，其材料為gh4169g高溫合金，通常采用與基體材料化學(xué)成分相同的gh4169g粉末作為修復(fù)原材料，利用激光增材技術(shù)進行修復(fù)。修復(fù)完后，采用本發(fā)明的熱處理制度進行處理。在不低于10～2pa真空度的條件下，將修復(fù)零件放入真空爐中，以15℃/min升溫到770℃，保溫1.9h后以45℃/h速度冷卻到630℃，保溫3.9h后空冷到室溫。采用隨爐試樣(包括沒有修復(fù)的基材，對半增材修復(fù)的板狀試樣)進行性能測試。硬度測試表明基體為47.8～45.7hrc，增材修復(fù)區(qū)域為43.4～44.2hrc。力學(xué)性能測試結(jié)果如表8、表9、表10和表11所示。力學(xué)性能表明，熱處理后力學(xué)性能顯著提高，并且沒有對基體性能和組織造成損傷。試驗結(jié)果表明，該性能測試結(jié)果滿足使用要求。表8基體熱處理前后性能對比表9基體與增材修復(fù)區(qū)硬度性能表10修復(fù)區(qū)未熱處理的力學(xué)性能測試結(jié)果測試溫度試樣類別σb/mpa室溫對半增材的板狀試樣1018，1012680℃對半增材的板狀試樣788，783表11修復(fù)區(qū)與基體熱處理后的力學(xué)性能測試結(jié)果以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式，應(yīng)當(dāng)理解本發(fā)明并非局限于本文所披露的形式，不應(yīng)看作是對其他實施例的排除，而可用于各種其他組合、修改和環(huán)境，并能夠在本文所述構(gòu)想范圍內(nèi)，通過上述教導(dǎo)或相關(guān)領(lǐng)域的技術(shù)或知識進行改動。而本領(lǐng)域人員所進行的改動和變化不脫離本發(fā)明的精神和范圍，則都應(yīng)在本發(fā)明所附權(quán)利要求的保護范圍內(nèi)。當(dāng)前第1頁12