航空發動機高速轉動零件止口修復技術研究

■ 蘆國強 張佳平 王璐 袁福河/ 中國航發黎明

航空發動機使用一段時間后，鈦合金、高溫合金、粉末高溫合金零件的止口經常出現尺寸超差現象，靠串件或更換新品來完成修理會影響發動機修理進度和增加成本，為此需要開展航空發動機盤軸類零件止口修復工藝方法研究。

針對止口位置尺寸超差的盤軸類零件，采用熱噴涂及化學鍍鎳尺寸修復技術是一種可行的修復方法。航空發動機用盤軸類零件在使用后變形大、使用過程中高速轉動、止口部位尺寸小，對修復涂層的結合強度、表面粗糙度、應力狀態等性能要求較高，修復工藝復雜、難度非常大。創新團隊通過持續攻關，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難題，使修復后的零件滿足技術要求，加快了發動機修復進度并降低了發動機修理成本。

項目總體思路

創新團隊采用熱噴涂涂層及化學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研究。通過開展涂層、鍍層、加工及修復工藝與基體匹配性研究，研發NiCrAl、NiCrFeMo、NiCrAlY涂層以及化學鍍鎳工藝，完善修理文件及技術標準，搭載發動機開展長試考核驗證，確定尺寸修復技術路線及涂層性能指標，固化工藝流程及技術標準，形成系列化尺寸修復工藝。項目的總體思路如圖1所示。

圖1 項目總體思路

鈦合金零件NiCrAl涂層修復

創新團隊針對航空發動機壓氣機部位鈦合金轉子零件止口修復，開展了噴丸、吹砂、噴涂工藝技術研究，確定了修復工藝路線。吹砂是熱噴涂常用的前處理技術，旨在粗化和活化零件表面，以提高涂層的結合力。噴丸可以在零件表面產生壓應力，有效提高零件的疲勞強度。采用熱噴涂技術進行零件尺寸超差處理時需要對零件表面進行吹砂，吹砂不當易產生拉應力。在吹砂前對零件吹砂區域進行噴丸處理可以“抵消”吹砂產生拉應力，這一點對于高速轉動件的尺寸修復來說尤為重要。通過試驗最終確定了適用于鈦合金涂層的吹砂及噴丸工藝范圍。隨后進行了多組平行測試，確定了NiCrAl涂層等離子噴涂制備工藝。

創新團隊開展了實際零件尺寸超差部位修復研究，對發動機1～2級盤組合件后止口進行修復。試車后對發動機進行分解檢查，1～2級盤組合件狀態良好，尺寸修復涂層未呈現出任何損傷狀態（見圖2），表明項目組等離子噴涂NiCrAl尺寸修復技術合理可行。

圖2 1～2級盤組合件止口涂層修復試車后狀態

高溫合金NiCrAlY修復工藝

創新團隊在開發等離子噴涂NiCrAl修復工藝的基礎上，繼續研制了適用于高溫合金的、在熱性能及機械性能等方面更為優異的超聲速噴涂NiCrAlY涂層尺寸修復工藝技術。高溫合金零件待噴涂區域前處理（噴丸和吹砂）研究已經在前文詳細表述，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。通過工藝試驗確定了NiCrAlY涂層噴涂工藝。

創新團隊開展了實際零件尺寸超差部位修復研究，對4～9級盤組合件止口進行了NiCrAlY涂層尺寸修復，并在發動機進行長期試車考核。經過長期試車考核，零件狀態良好、尺寸修復涂層完好（見圖3）。

圖3 4～9級盤后止口試車后狀態

粉末高溫合金NiCrFeMo修復工藝

粉末冶金零件是先進航空發動機轉子單元的關鍵部件，零件工作過程高速旋轉并承受著高溫，目前尚無該零件的修理技術資料。針對FGH96基體零件的止口超差修理，創新團隊開展了等離子噴涂NiCeFeMo涂層尺寸修復技術及超聲速噴涂NiCrFeMo工藝對比試驗研究，確定尺寸修復所用的原材料、涂層種類、熱噴涂工藝。確定最優試驗方案后，搭載發動機進行長期試車考核。

NiCrFeMo 與NiCrAlY 涂層性能對比

表1為等離子噴涂NiCrFeMo涂層和超聲速火焰噴涂NiCrAlY涂層的性能對比。

表1 NiCrFeMo與NiCrAIY涂層性能對比

從化學成分角度分析，NiCrFeMo熱噴涂粉末實際與GH4169基體的成分一致，可用于修復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葉片熱障涂層的底層。

從涂層拉伸結合強度、涂層顯微組織、涂層表面粗糙度角度分析，NiCrFeMo和NiCrAlY涂層的拉伸結合強度均較大，NiCrFeMo涂層的拉伸結合強度稍小于NiCrAlY涂層；從NiCrFeMo涂層顯微照片可以發現，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小，加工后涂層表面粗糙度一般可以達到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的備選涂層。NiCrFeMo涂層的優勢在于噴涂工藝容易實施，NiCrAlY涂層的優勢主要在于涂層比較致密且涂層表面粗糙度較低。

為確定尺寸修復過程對合金基體的影響程度，在FGH96高壓渦輪盤毛坯件中提取力學性能及金相試樣（見圖4）。在力學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性能試樣裝夾在相同位置，所有試樣在同一臺熱噴涂設備上在同一個時間段內連續噴涂，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 帶有涂層的力學性能試樣

超聲速火焰噴涂NiCrAlY對基體組織影響

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，對經過超聲速噴涂NiCrAlY涂層后的FGH96試樣腐蝕后進行顯微組織分析。從顯微組織照片（見圖5）可觀察到超聲速火焰噴涂區域與非超聲速火焰噴涂區域顯微組織有明顯差異，超聲速火焰噴涂區域靠近涂層的基體晶粒有長大現象，經分析認為是超聲速噴涂工藝產生的高溫氣流對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對基體組織影響

通過對等離子噴涂NiCrFeMo涂層及FGH96 基材的金相進行分析可知，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，FGH96 合金基體顯微組織沒有發生變化（見圖6）。金相分析結果表明等離子噴涂NiCrFeMo 涂層對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

修復工藝對基體力學性能的影響

對FGH96高溫力學性能對比測試，完成了650℃拉伸、750℃拉伸、650℃低周疲勞的性能測試，如表2所示。從表中測試結果可見，針對650 ℃高溫拉伸性能和750 ℃高溫拉伸性能，噴涂有NiCrAlY和NiCrFeMo涂層的數值相差不大，750 ℃-σb的力學性能略有降低。采用等離子噴涂NiCrFeMo涂層對FGH96基體力學性能影響小，特別是低周疲勞性能均經過10000循環疲勞試驗未斷裂。

表2 FGH96材料力學性能測試結果

實際零件的止口修復

綜合顯微組織、力學性能測試結果，針對FGH96高壓渦輪盤，超聲速噴涂工藝對試樣力學性能產生較大影響，采用等離子噴涂NiCrFeMo涂層的尺寸修復路線是對高壓渦輪盤進行實際零件的止口修復最合理可行的修復路線，形成了針對粉末合金盤的等離子噴涂NiCrFeMo涂層工藝規程，零件經過長試考核后的尺寸檢查和熒光檢查結果均無異常（見圖7）。證明等離子噴涂NiCrFeMo工藝對高壓渦輪盤開展的止口修復工藝合理可行，可以用于粉末合金盤的止口修復生產。

圖7 高壓渦輪盤止口修復

化學鍍鎳工藝研究

創新團隊應用化學鍍鎳工藝對發動機的盤前封嚴擋板零件開展修理。根據零件結構特點，采用刷涂絕緣漆的方式進行保護，涂漆次數不小于3遍以保證絕緣效果，該絕緣方式可滿足化學鍍鎳過程的需要。對有孔的零件采用在孔處安裝螺釘，以螺釘作為導電點的方式進行預鍍鎳；無法安裝螺釘的零件采用輔助導電夾具的方式實施預鍍?；瘜W鍍鎳工藝特點為化學沉積，鍍層均勻。由于零件表面難以直接測量厚度，采用與零件一同進行化學鍍鎳的試片測厚。對盤前封嚴擋板的止口部位進行了修復（見圖8），試車后對零件的止口部位進行檢驗，鍍層表面完好，符合設計要求。

圖8 盤前封嚴擋板止口修復

結束語

創新團隊針對不同超差尺寸（≤40μm以及＞40μm）、不同材質（鈦合金、高溫合金、粉末高溫合金）、不同結構（葉片、機匣）的零件形成系列化的航空發動機零件尺寸修復技術，最終實現大批量應用，打通發動機轉/靜子尺寸修復路線。通過項目的實施，實現了航空發動機高速轉動類零件止口尺寸修復，突破了航空發動機盤軸類零件止口位置涂鍍層應力大、易脫落等技術難點。實現了航空發動機高速轉動粉末高溫合金零件的止口尺寸修復，解決了航空發動機各類材質的轉動零件止口尺寸修復問題，形成了系列化的尺寸修復工藝規程及驗收標準，滿足航空發動機修理需求，具有顯著的經濟價值。