降低航空發動機鑄造不鏽鋼部件補焊時裂紋敏感的方法

2023-05-22 02:55:41

專利名稱：降低航空發動機鑄造不鏽鋼部件補焊時裂紋敏感的方法
技術領域：
本發明涉及一種降低航空發動機鑄造不鏽鋼部件補焊時裂紋敏感的方法，屬於 熱處理加工技術領域，主要用於航空發動機、燃汽輪機維修。
背景技術：
航空發動機、燃汽輪機的渦輪、燃燒室、壓氣機高溫部位的一些部件採用 Cr-Ni、Cr-Ni-Mn奧氏體不鏽鋼精密鑄造而成，發動機工作到一個翻修周期後需要進行 大修，這些構件經常出現超過標準規定的裂紋、局部磨損和燒蝕等故障，需要採用熔化 焊方法修復缺陷。由於Cr-Ni、Cr-Ni-Mn奧氏體不鏽鋼在較高溫度下長期工作會出現脆 化現象，補焊時在焊縫熱影響區甚至是遠離熱影響區的區域出現裂紋，使本來焊接性良 好的合金變得不容易焊接，甚至不能焊接。Cr-Ni> Cr-Ni-Mn奧氏體不鏽鋼在高溫下長期工作存在脆化傾向，這種脆化主 要是由於析出了 ο相和碳化物，特別是在晶界處析出這兩類化合物更具有危害性。一 般認為σ相的形成與δ鐵素體有關，存在δ鐵素體時有利於σ相的形成。另外，高 Cr、Si的奧氏體不鏽鋼中也會從Y中直接析出σ相。碳化物是以MC、M6C> M23C6B 式在晶內和晶界析出，特別在晶界呈鏈狀或連續分布時，會降低晶界的結合力，使塑性 下降。還有，這些部件為鑄造狀態，晶粒尺寸大，晶界寬且直，如果晶界存在連續的碳 化物，裂紋更容易在此萌生和擴展。由於析出了過多的ο相和碳化物，使這些部件基體嚴重脆化。在實施補焊時由 於受補焊熱循環影響，在熱影響區產生裂紋，並且在補焊上一條焊縫熱影響區裂紋時在 新的熱影響區又會產生新的裂紋，導致最終無法消除裂紋而使部件報廢。

發明內容
本發明正針對上述現有技術狀況而設計提供了一種降低航空發動機鑄造不鏽鋼 部件補焊時裂紋敏感的方法，目的是在航空發動機鑄造不鏽鋼部件補焊修復對構件進行 熱處理，減少或消除補焊裂紋。根據奧氏體不鏽鋼成分的不同，ο相和碳化物的析出溫度範圍不同，但不管哪 種奧氏體不鏽鋼當加熱到某一溫度值後，σ相會全部溶解，一些不穩定碳化物也會大量 回溶，使導致材料脆化的析出相減少，焊接裂紋敏感性降低。基於這一規律，本發明是 通過對老化構件焊前施加熱處理，使σ相和碳化物部分回溶，提高材料塑性，達到降低 焊接裂紋敏感性目的。本發明技術方案的具體內容是該種降低航空發動機鑄造不鏽鋼部件補焊時裂紋敏感的方法，其特徵在於該 方法的步驟是(1)將需要進行補焊修復的航空發動機上的Cr-Ni、Cr-Ni-Mn類鑄造奧氏體不 鏽鋼部件按400 550°C、550 700°C的工作溫度分為一、二類構件；
(2)在構件工作溫度較高部位取樣並進行掃描電鏡分析，確認原始狀態下σ相 和碳化物析出情況，並作為比較基準，需觀察的析出情況的典型表現為棒狀相呈方向 性隨機分布、白色顆粒相彌散分布、析出相在二次晶界上呈鏈狀分布、原始鑄造晶界析 出相連接成帶；(3)在部件工作溫度較高部位以垂直長軸方向切取若干金相試樣，針對一類構件 金相試樣在800 1200°C區間內以20 100°C的溫度間隔進行固溶熱處理，針對二類構 件金相試樣在900 1300°C區間內以以20 100°C的溫度間隔進行固溶熱處理，保溫時 間均為10 60min，熱處理設備採用空氣電阻爐或真空爐加熱，空冷；(4)採用掃描電鏡觀察經不同溫度固溶處理的試樣，確定試樣σ相和碳化物析 出情況，與相對應的原始狀態的試樣的比較基準進行對比，以確定不容固溶處理規範下 析出相回溶量的不同，確定方法是在某一固溶處理規範下a彌散分布的白色顆粒相是否能減少30%以上；b 二次晶界上呈鏈狀析出相是否能減少30%以上且不再連續、棒狀相直徑是否 能減少20%以上；C原始鑄造晶界寬度是否能減少10%以上；能滿足上述兩項即可作為補焊修復前的固溶處理的最佳規範。(5)根據以上步驟(4)中所確定的固溶處理規範對相應的構件進行補焊修復前的 熱處理。通過對老化構件焊前施加熱處理，使σ相和碳化物部分回溶，提高材料塑性， 使補焊裂紋敏感性降低。本發明技術方案的優點是本發明技術方案是基於奧氏體不鏽鋼長期在高溫下工作析出了 ο相和碳化物而 導致材料脆化的原理，以及加熱到某一溫度後ο相和不穩定碳化物會大量回溶的規律， 通過對老化構件焊前施加熱處理，使σ相和碳化物全部或部分回溶，以提高材料的塑 性，達到降低焊接裂紋敏感性目的。本發明技術方案減少了導致材料脆化的析出相，提高了材料的塑性，不但降低 了部件補焊裂紋敏感性，使部件裂紋、局部磨損和燒蝕等缺陷能夠採用熔化焊方法順利 修復，而且熱處理後由於材料塑性的提高，在相同的工作環境下可延長再次開裂的時 間。


圖1為實施例1中原始狀態和1100°C X lh, AC熱處理狀態彌散分布的白色顆粒 相、棒狀相、原始鑄造晶界析出相對比圖2為實施例1中原始狀態和1100°C X lh, AC熱處理狀態二次晶界對比
具體實施例方式以下將結合實施例對本發明技術方案作進一步地詳述根據待焊接修復的部件在航空發動機、燃汽輪機上的安裝部位，確認部件承受 的最高工作溫度、冷熱疲勞情況、燃氣腐蝕情況、載荷性質，確認部件材料成分、製造工藝、結構組成，明確部件故障的類型和可行的焊接修複方法，確定部件滿足焊前熱處 理的必要條件。必要條件包括部件是Cr-Ni、Cr-Ni-Mn奧氏體不鏽鋼材質；部件是鑄 造組織；部件上其他不可拆卸的異種材料部分，在施加焊前熱處理後不導致性能下降或 功能失效。通過上述分析和確認後，實施以下具體步驟(1)將需要進行補焊修復的航空發動機上的Cr-Ni、Cr-Ni-Mn類鑄造奧氏體不 鏽鋼部件按400 550°C、550 700°C的工作溫度分為一、二類構件；(2)在構件工作溫度較高部位取樣並進行掃描電鏡分析，確認原始狀態下σ相 和碳化物析出情況，並作為比較基準，需觀察的析出情況的典型表現為棒狀相呈方向 性隨機分布、白色顆粒相彌散分布、析出相在二次晶界上呈鏈狀分布、原始鑄造晶界析 出相連接成帶；(3)在部件工作溫度較高部位以垂直長軸方向切取若干金相試樣，針對一類構件 金相試樣在800 1200°C區間內以20 100°C的溫度間隔進行固溶熱處理，針對二類構 件金相試樣在900 1300°C區間內以以20 100°C的溫度間隔進行固溶熱處理，保溫時 間均為10 60min，熱處理設備採用空氣電阻爐或真空爐加熱，空冷；(4)採用掃描電鏡觀察經不同溫度固溶處理的試樣，確定試樣σ相和碳化物析 出情況，與相對應的原始狀態的試樣的比較基準進行對比，以確定不容固溶處理規範下 析出相回溶量的不同，確定方法是在某一固溶處理規範下a彌散分布的白色顆粒相是否能減少30%以上；b 二次晶界上呈鏈狀析出相是否能減少30%以上且不再連續、棒狀相直徑是否 能減少20%以上；c原始鑄造晶界寬度是否能減少10%以上；能滿足上述兩項即可作為補焊修復前的固溶處理規範。(5)根據以上步驟(4)中所確定的固溶處理規範對相應的構件進行補焊修復前的 熱處理。具體實例一降低某發動機IV級渦輪導向器補焊時裂紋敏感性1.導向器工作狀態確認某發動機IV級渦輪導向器採用奧氏體不鏽鋼整體鑄造而成，材料為 lCr21NillW2鑄造不鏽鋼。當工作到1500h以後翻修時，在排氣邊自乳化螢光檢查發現 大量長約3 IOmm微裂紋，裂紋累計數量可達100條以上。導向器設計壽命3000h， 工作溫度為450 500°C。2.原始狀態和不同熱處理工藝下組織分析在某發動機IV級渦輪導向器同一個葉片上以垂直葉片長軸方向切取4塊金相試 樣，其中一塊保持原始狀態，其餘3快分別按以下規範在電阻爐中熱處理900"C Xlh, ACIOOO0C Xlh, ACIlOO0C Xlh, AC然後採用掃描電鏡進行組織分析，對比不同熱處理制度下以及原始狀態下的組織狀態，找到σ相和碳化物明顯回溶的熱處理規範，確認焊前熱處理制度。圖1、2所示為原始狀態和1100°C X lh，AC熱處理狀態析出相對比彌散分 布的白色顆粒相減少80%以上、二次晶界上呈鏈狀析出相減少60%以、棒狀相直徑減少 40%以上、原始鑄造晶界寬度減少20%以上。通過組織狀態對比，某發動機IV級渦輪導向器焊前採用1100°C X lh，AC規範 熱處理，σ相和碳化物明顯減少或回溶，經過此規範處理的IV級導向器，在熱影響區不 再出現補焊裂紋。與現有技術相比，本發明技術方案通過補焊前的熱處理工藝，使構件σ相和碳 化物明顯減少或回溶，在補焊後不再出現補焊裂紋。
權利要求
1.降低航空發動機鑄造不鏽鋼部件補焊時裂紋敏感的方法，其特徵在於該方法的 步驟是(1)將需要進行補焊修復的航空發動機上的Cr-Ni、Cr-Ni-Mn類鑄造奧氏體不鏽鋼 部件按400 550°C、550 700°C的工作溫度分為一、二類構件；(2)在構件工作溫度較高部位取樣並進行掃描電鏡分析，確認原始狀態下σ相和碳 化物析出情況，並作為比較基準，需觀察的析出情況的典型表現為棒狀相呈方向性隨 機分布、白色顆粒相彌散分布、析出相在二次晶界上呈鏈狀分布、原始鑄造晶界析出相 連接成帶；(3)在部件工作溫度較高部位以垂直長軸方向切取若干金相試樣，針對一類構件金相 試樣在800 1200°C區間內以20 100°C的溫度間隔進行固溶熱處理，針對二類構件金 相試樣在900 1300°C區間內以以20 100°C的溫度間隔進行固溶熱處理，保溫時間均 為10 60min，熱處理設備採用空氣電阻爐或真空爐加熱，空冷；(4)採用掃描電鏡觀察經不同溫度固溶處理的試樣，確定試樣σ相和碳化物析出情 況，與相對應的原始狀態的試樣的比較基準進行對比，以確定不容固溶處理規範下析出 相回溶量的不同，確定方法是在某一固溶處理規範下 a彌散分布的白色顆粒相是否能減少30%以上；b 二次晶界上呈鏈狀析出相是否能減少30%以上且不再連續、棒狀相直徑是否能減 少20%以上；c原始鑄造晶界寬度是否能減少10%以上； 能滿足上述兩項即可作為補焊修復前的固溶處理規範。(5)根據以上步驟(4)中所確定的固溶處理規範對相應的構件進行補焊修復前的熱處理。
全文摘要
本發明是一種降低航空發動機鑄造不鏽鋼部件補焊時裂紋敏感的方法，該方法通過對老化構件焊前施加熱處理，使σ相和碳化物部分回溶，提高材料塑性，使補焊裂紋敏感性降低。採用本方法減少了導致材料脆化的析出相，提高了材料的塑性，不但降低了部件補焊裂紋敏感性，使部件裂紋、局部磨損和燒蝕等缺陷能夠採用熔化焊方法順利修復，而且熱處理後由於材料塑性的提高，在相同的工作環境下可延長再次開裂的時間。
文檔編號B23K31/12GK102009279SQ201010584459
公開日2011年4月13日 申請日期2010年12月13日 優先權日2010年12月13日
發明者劉志彬, 劉文慧, 周標, 張學軍, 張文揚, 李小飛, 郭紹慶 申請人:中國航空工業集團公司北京航空材料研究院