CN113699347B - 一种服役后涡轮叶片修复过程中的抗再结晶方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于涡轮叶片修复处理技术领域，提供一种服役后涡轮叶片修复过程中的抗再结晶方法。服役后涡轮叶片在修复的过程中的再结晶行为主要是由于合金经高温高载荷服役过程后，合金组织不仅发生退化，其内部还蕴藏着大量因高温蠕变而产生的位错组织。当服役后涡轮叶片处于高于再结晶温度的恢复热处理工序时，位错重排形成大角度晶界，大角度晶界快速迁移最终形成再结晶晶粒。本发明在进行固溶处理之前先进行一步防再结晶热处理，对合金中已存在的大量位错进行预回复，降低位错密度，从而抑制合金在后续热处理过程中再结晶的产生。

Description

一种服役后涡轮叶片修复过程中的抗再结晶方法
技术领域
本发明涉及涡轮叶片修复处理技术领域，尤其涉及一种服役后涡轮叶片修复过程中的抗再结晶方法。
背景技术
随着航空发动机的发展，对航空发动机的推重比和涡轮前温度的要求也不断提升。从第三代发展到到第五代航空发动机，其涡轮前温度也从1655K发展到2000K以上。航空发动机中的涡轮叶片也被要求在这种高温高压以及高温燃气腐蚀条件下长时稳定工作，导致其服役环境非常严苛。在此基础上，对涡轮叶片材料及其相关制备工艺的革新是必然的，掌握先进气冷叶片服役后的定期修复技术对航空发动机同样具有重要意义。
涡轮叶片在服役过程中因处高温载荷环境而产生的热力耦合作用下，组织退化且性能下降从而使得寿命降低，通过涡轮叶片修复恢复热处理工序，使粗化、筏排化、回溶的γ’相及析出的其他第二相回溶后重新析出，使得涡轮叶片组织恢复，此即涡轮叶片修复恢复热处理。
J.P.Dennison和B.Wilshire等(Dennison J P,Wilshire B.In:Taplin D M Red.,Fracture 1977,Proc 4th Int Conf on Fracture,Waterloo:University ofWaterloo Press,1977:635)通过对Nimonic 80A和Nimonic 105合金的研究提出利用热处理的方式提高合金蠕变寿命的机理，表明通过使用适当的热处理周期，可以实现蠕变性能的实质性恢复。Girdwood和Evans等(R.B.Girdwood,R.W.Evans,Recovery of creepproperties ofthe nickel-base superalloy Nimonic105,Int.J.Pres.Ves.Pip.66(1996)141-153)通过研究Nimonic 105的蠕变行为，发现完全再固溶热处理可以修复蠕变损伤组织。当代先进航空发动机所用涡轮叶片普遍具有更高的承温能力，若要通过恢复热处理使服役后涡轮叶片组织得以修复，则需要更高的温度才可让粗化的γ’相回溶，对于大多数服役后的涡轮叶片来说已超过其再结晶温度。因此，当以一般的恢复热处理直接修复服役涡轮叶片时，极易在涡轮叶片上形成再结晶缺陷，从而显著影响涡轮叶片的服役性能。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种服役后涡轮叶片修复过程中的抗再结晶方法。本发明提供的抗再结晶方法能够避免再结晶缺陷，显著提高涡轮叶片的服役性能。
为了实现上述发明目的，本发明提供以下技术方案：
本发明提供了一种服役后涡轮叶片修复过程中的抗再结晶方法，包括以下步骤：
将服役后涡轮叶片依次进行防再结晶热处理、固溶处理和时效处理；
所述防再结晶热处理的过程包括：
第一升温至第一热处理温度进行第一保温，所述第一保温后进行至少一次升温一次保温至末段热处理；
所述第一热处理温度为[(Ts-150)～(Ts-50)]℃；所述Ts为未服役涡轮叶片γ’相的起始回溶温度；
所述防再结晶热处理的过程中，除第一升温外每次升温的温度△T独立为10～15℃；
(Tf-40-△T)℃＜所述末段热处理的温度＜(Tf-40)℃；所述Tf为未服役涡轮叶片γ’相的完全回溶温度。
优选地，所述服役后涡轮叶片包括超温服役后涡轮叶片或蠕变服役后涡轮叶片。
优选地，所述服役后涡轮叶片为超温服役后涡轮叶片时，所述防结晶处理前还包括进行去结构应力处理；所述去结构应力处理包括：将所述服役后涡轮叶片升温至900±20℃，保温2～4h。
优选地，所述服役后涡轮叶片为蠕变服役后涡轮叶片时，所述蠕变服役后涡轮叶片修复过程中的抗再结晶方法在涡轮叶片蠕变的第一阶段或第二阶段后进行。
优选地，所述防再结晶热处理的过程中，每次保温的时间独立地为20min～120min。
优选地，所述防再结晶热处理的过程中，每次保温后，还包括分别降温至1100～1150℃。
优选地，所述防再结晶热处理的过程中，每次升温的速率独立地为3～15℃/min。
优选地，所述服役后涡轮叶片的材质包括镍基单晶合金或定向凝固合金。
优选地，所述固溶处理的温度为不低于未服役涡轮叶片γ’相的完全回溶温度，且不高于未服役涡轮叶片的初熔点温度；所述固溶处理的保温时间为3～5h。
优选地，所述时效处理包括依次进行高温时效处理和低温时效处理；所述高温时效处理的温度为1100±20℃，保温时间为1～3h；所述低温时效处理的温度为870±20℃，保温时间为15～25h。
本发明提供了一种服役后涡轮叶片修复过程中的抗再结晶方法，包括以下步骤：将服役后涡轮叶片依次进行防再结晶热处理、固溶处理和时效处理；所述防再结晶热处理的过程包括：第一升温至第一热处理温度进行第一保温，所述第一保温后进行至少一次升温一次保温至末段热处理；所述第一热处理温度为[(Ts-150)～(Ts-50)]℃；所述Ts为未服役涡轮叶片γ’相的起始回溶温度；所述防再结晶热处理的过程中，除第一升温外每次升温的温度△T独立为10～15℃；(Tf-40-△T)℃＜所述末段热处理的温度＜(Tf-40)℃；所述Tf为未服役涡轮叶片γ’相的完全回溶温度。服役后涡轮叶片在修复的过程中的再结晶行为主要是由于合金经高温高载荷服役过程后，合金组织不仅发生退化，其内部还蕴藏着大量因高温蠕变而产生的位错组织。当服役后涡轮叶片处于高于再结晶温度的恢复热处理工序时，位错重排形成大角度晶界，大角度晶界快速迁移最终形成再结晶晶粒。本发明在进行固溶处理之前先进行一步防再结晶热处理，对合金中已存在的大量位错进行预回复，降低位错密度，从而抑制合金在后续热处理过程中再结晶的产生。
附图说明
图1为实施例1中涡轮导向叶片服役前的原始热处理态组织图；
图2为实施例1中涡轮导向叶片超温服役后的热处理态组织图；
图3为超温服役涡轮导向叶片经抗再结晶修复后的热处理态组织；
图4为涡轮工作叶片未服役前原始组织和蠕变服役涡轮工作叶片经抗再结晶修复组织的蠕变性能图；
图5为涡轮工作叶片蠕变120h的显微组织图；
图6为蠕变120h服役的涡轮工作叶片经抗再结晶修复后的组织图；
图7为蠕变120h服役的涡轮工作叶片经方案A修复后的热处理金相组织；
图8为蠕变120h服役的涡轮工作叶片经方案B修复后的热处理金相组织。
具体实施方式
本发明提供了一种服役后涡轮叶片修复过程中的抗再结晶方法，包括以下步骤：
将服役后涡轮叶片依次进行防再结晶热处理、固溶处理和时效处理；
所述防再结晶热处理的过程包括：
第一升温至第一热处理温度进行第一保温，所述第一保温后进行至少一次升温一次保温至末段热处理；
所述第一热处理温度为[(Ts-150)～(Ts-50)]℃；所述Ts为未服役涡轮叶片γ’相的起始回溶温度；
所述防再结晶热处理的过程中，除第一升温外每次升温的温度△T独立为10～15℃；
(Tf-40-△T)℃＜所述末段热处理的温度＜(Tf-40)℃；所述Tf为未服役涡轮叶片γ’相的完全回溶温度。
在本发明中，如无特殊说明，本发明所用原料均优选为市售产品。
本发明将服役后涡轮叶片依次进行防再结晶热处理、固溶处理和时效处理。
在本发明中，所述服役后涡轮叶片优选包括超温服役后涡轮叶片或蠕变服役后涡轮叶片。在本发明中，所述超温服役后涡轮叶片指的是涡轮叶片在超过正常服役温度的温度下进行服役，例如，某一涡轮叶片的正常服役温度为1150℃，但其实际的服役温度为1250℃，所以在1250℃下服役的涡轮叶片就称之为超温服役后涡轮叶片。
在本发明中，所述服役后涡轮叶片优选为超温服役后涡轮叶片时，优选还包括防结晶处理前，进行去结构应力处理。在本发明中，所述去结构应力处理优选包括：将所述服役后涡轮叶片升温至900±20℃；保温2～4h，进一步优选保温3h。在本发明中，所述去结构应力处理优选在真空条件下进行。所述去结构应力处理后，本发明还包括随炉冷却。在本发明中，所述去结构应力处理能够除去超温服役后涡轮叶片的结构应力，具有防止叶片在后续处理过程中变形或开裂的作用。
在本发明中，所述蠕变服役后涡轮叶片是指在蠕变的情况下服役的涡轮叶片就称之为蠕变服役后涡轮叶片。在本发明中，所述服役后涡轮叶片优选为蠕变服役后涡轮叶片时，所述蠕变服役后涡轮叶片修复过程中的抗再结晶方法优选在涡轮叶片蠕变的第一阶段或第二阶段后进行。
在本发明中，所述服役后涡轮叶片的材质优选包括镍基单晶合金或定向凝固合金；所述镍基单晶合金优选包括IC21单晶合金。
在本发明中，所述防再结晶热处理的过程包括：
第一升温至第一热处理温度进行第一保温，所述第一保温后进行至少一次升温一次保温至末段热处理。
在本发明中，所述防再结晶热处理的过程具体例如：第一升温至第一热处理温度进行第一保温，第二升温至第二热处理温度进行第二保温，第三升温至末段热处理温度进行末段保温；或：第一升温至第一热处理温度进行第一保温，第二升温至第二热处理温度进行第二保温，第三升温至第三热处理温度进行第三保温，……，第末段升温至末段热处理温度进行末段保温。
在本发明中，所述第一热处理温度为[(Ts-150)～(Ts-50)]℃；所述Ts为未服役涡轮叶片γ’相的起始回溶温度。
在本发明中，所述防再结晶热处理的过程中，除第一升温外每次升温的温度△T独立优选为10～15℃。
在本发明中，(Tf-40-△T)℃＜所述末段热处理的温度＜(Tf-40)℃；所述Tf为未服役涡轮叶片γ’相的完全回溶温度。在本发明中，所述Ts、Tf优选通过测定DSC曲线获取。
在本发明中，所述防再结晶热处理的过程中，每次升温的速率独立地优选为3～15℃/min，进一步优选为5～10℃/min。
在本发明中，所述防再结晶热处理的过程中，每次保温的时间独立地优选为20min～120min，进一步优选为30min。
在本发明中，所述防再结晶热处理的过程中，每次保温后，优选还包括分别降温至1100～1150℃；所述降温的速率独立地优选为5～20℃/min，进一步优选为5～10℃/min。
在本发明中，所述固溶处理的温度优选为不低于未服役涡轮叶片γ’相的完全回溶温度，且不高于未服役涡轮叶片的初熔点温度；所述固溶处理的保温时间优选为3～5h，进一步优选为4h。在本发明中，升温至所述固溶处理的温度的速率优选为3～10℃/min，进一步优选为5℃/min。在本发明中，所述固溶处理优选在真空的条件下进行。
所述固溶处理后，本发明优选还包括氩气冷淬冷却至室温。
在本发明中，所述时效处理优选包括依次进行高温时效处理和低温时效处理。
在本发明中，所述高温时效处理的温度优选为1100±20℃；保温时间优选为1～3h，进一步优选为2h。在本发明中，升温至所述高温时效处理的温度的速率优选为5～15℃/min，进一步优选为10℃/min。所述高温时效处理后，本发明优选还包括空冷至室温。
在本发明中，所述低温时效处理的温度优选为870±20℃；保温时间优选为15～25h，进一步优选为16～20h。在本发明中，升温至所述低温时效处理的温度的速率优选为5～30℃/min，进一步优选为10℃/min。所述低温时效处理后，本发明优选还包括空冷至室温。
下面结合实施例对本发明提供的服役后涡轮叶片修复过程中的抗再结晶方法进行详细的说明，但是不能把它们理解为对本发明保护范围的限定。
实施例1超温服役后涡轮导向叶片的组织修复
涡轮导向叶片，其服役发生了超温，超温温度在1250℃(正常服役温度为1150℃)。
首先：对涡轮导向叶片原始组织进行观察，并使用DSC分析方法确定原始涡轮导向叶片γ’相的起始回溶温度Ts为1280℃和完全回溶温度Tf为1320℃及合金的初熔点温度为1350℃。
其次：对服役超温涡轮导向叶片进行去应力处理，具体参数为：升温至900±20℃，保温3h，随炉冷却。
然后，进行防再结晶热处理，具体参数为：以10℃/min的速率升至1200±5℃，保温0.5h，随后以10℃/min的速率降温至1100±5℃；继续以10℃/min的速率升温至1210±5℃，以10℃/min的速率降温至1100±5℃；继续以10℃/min的速率升温至1220±5℃，以10℃/min的速率降温至1100±5℃；继续以10℃/min的速率升温至1230±5℃，以10℃/min的速率降温至1100±5℃；继续以5℃/min的速率升温至1240±5℃，以5℃/min的速率降温至1100±5℃；继续以5℃/min的速率升温至1250±5℃，以5℃/min的速率降温至1100±5℃；继续以5℃/min的速率升温至1260±5℃，以5℃/min的速率降温至1100±5℃；继续以5℃/min的速率升温至1270±5℃，以5℃/min的速率降温至1100±5℃；
随后进行固溶处理，具体参数为：以5℃/min的速率升温至1325℃，真空保温4h，氩气气淬冷却。
最后，进行时效处理，具体参数为：以5℃/min的速率升温至1100±20℃，保温2h，空冷；以10℃/min的速率升温至870±20℃，保温20小时，空冷。
图1为涡轮导向叶片服役前的原始热处理态组织图；图2为涡轮导向叶片超温服役后的热处理态组织图；图3为超温服役涡轮导向叶片经抗再结晶修复后的热处理态组织。从图1～3可以看出：叶片原始热处理态组织γ’析出强化相立方度良好，经超温服役后合金叶片显微组织发生退化，γ’强化相粗化并有立方状演变为球状，γ相通道变宽。对经过超温服役厚度合金叶片进行抗再结晶修复后，由图3可见合金叶片显微组织重新演变为立方状，与服役前合金叶片原始显微组织近似。可见该抗再结晶修复热处理方法可有效修复超温服役后单晶合金涡轮导向叶片显微组织，从而延长叶片的服役寿命。
实施例2蠕变服役涡轮工作叶片的组织修复
对于涡轮工作叶片，其承受一定的离心力，主要为蠕变后组织退化，包括γ’相的回溶、粗化和筏排化组织。
首先：对涡轮工作叶片进行试棒模拟试验，进行1100℃/110MPa蠕变断裂实验。参考蠕变曲线，进行120h蠕变第二阶段后期(应变1.9％)的中断实验。对蠕变中断试样进行两种方案组织修复热处理。
对涡轮工作叶片原始组织进行观察，并使用DSC分析方法确定原始涡轮工作叶片γ’相的起始回溶温度Ts为1280℃和完全回溶温度Tf为1320℃及合金的初熔点温度为1350℃。
方案A：
无防再结晶热处理：直接进行固溶处理，具体参数为：以3℃/min的速率升温至1320℃真空保温4h，氩气气淬冷却。最后，进行时效处理，具体参数为：以5℃/min的速率升温至1100±20℃，保温2h，空冷至室温；然后以10℃/min的速率升温至870±20℃，保温20h，空冷。
方案B：
进行防再结晶热处理，具体参数为：以10℃/min的速率升至1200℃，保温0.5h，随后以10℃/min的速率降温至1100℃；继续以10℃/min的速率升温至1210℃，保温时间0.5h，以10℃/min的速率降温至1100℃；继续以5℃/min的速率升温至1220±5℃，保温0.5h，以5℃/min的速率降温至1100±5℃；继续以5℃/min的速率升温至1230±5℃，保温0.5h，以5℃/min的速率降温至1100±5℃；继续以5℃/min的速率升温至1240±5℃，保温0.5h，以5℃/min的速率降温至1100±5℃；继续以5℃/min的速率升温至1250±5℃，保温0.5h，以5℃/min的速率降温至1100±5℃；继续以3℃/min的速率升温至1260±5℃，保温0.5h，以3℃/min的速率降温至1100±5℃；继续以3℃/min的速率升温至1270±5℃，保温0.5h，以3℃/min的速率降温至1100±5℃。
随后进行固溶处理，具体参数为：以5℃/min的速率升温至1325℃，真空保温4h，氩气气淬冷却。
最后，对试样进行时效处理，具体参数为：以5℃/min的速率升温至1100±20℃，保温2h，空冷至室温；以10℃/min的速率升温至870±20℃，保温20h，空冷。
图4为涡轮工作叶片未服役前原始组织和蠕变服役涡轮工作叶片经抗再结晶修复组织的蠕变性能图，从图4可以看出：对蠕变服役涡轮工作叶片进行抗再结晶修复热处理过程后，涡轮工作叶片的持久性能明显得到提高。
图5为涡轮工作叶片蠕变120h的显微组织图，图6为蠕变120h服役的涡轮工作叶片经抗再结晶修复后的组织图。从图5～6可以看出：服役后涡轮工作叶片显微组织已发生明显退化，γ’相已处于解筏状态。通过利用抗再结晶热处理修复工序，叶片显微组织得以修复，γ’相立方度较高，显微组织同叶片未服役前原始组织近似，涡轮工作叶片服役寿命得以提高。
图7为蠕变120h服役的涡轮工作叶片经方案A修复后的热处理金相组织，图8为蠕变120h服役的涡轮工作叶片经方案B修复后的热处理金相组织。从图7～8可以看出：使用未经过抗再结晶热处理工序的方案A修复方法，涡轮工作叶片内外表面均出现明显的大块再结晶晶粒，将使得叶片的服役性能显著降低。而使用抗再结晶修复热处理的方案B，涡轮工作叶片的显微组织得以修复后，叶片表面未出现再结晶晶粒，叶片性能得以修复。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种服役后涡轮叶片修复过程中的抗再结晶方法，包括以下步骤：
将服役后涡轮叶片依次进行防再结晶热处理、固溶处理和时效处理；
所述防再结晶热处理的过程包括：
第一升温至第一热处理温度进行第一保温，所述第一保温后进行至少一次升温一次保温至末段热处理；
所述第一热处理温度为[(Ts-150)～(Ts-50)]℃；所述Ts为未服役涡轮叶片γ’相的起始回溶温度；
所述防再结晶热处理的过程中，除第一升温外每次升温的温度△T独立为10～15℃；
(Tf-40-△T)℃＜所述末段热处理的温度＜(Tf-40)℃；所述Tf为未服役涡轮叶片γ’相的完全回溶温度；
所述服役后涡轮叶片包括超温服役后涡轮叶片或蠕变服役后涡轮叶片。
2.根据权利要求1所述的抗再结晶方法，其特征在于，所述服役后涡轮叶片为超温服役后涡轮叶片时，所述防再结晶热处理前还包括进行去结构应力处理；所述去结构应力处理包括：将所述服役后涡轮叶片升温至900±20℃，保温2～4h。
3.根据权利要求1所述的抗再结晶方法，其特征在于，所述服役后涡轮叶片为蠕变服役后涡轮叶片时，所述蠕变服役后涡轮叶片修复过程中的抗再结晶方法在涡轮叶片蠕变的第一阶段或第二阶段后进行。
4.根据权利要求1所述的抗再结晶方法，其特征在于，所述防再结晶热处理的过程中，每次保温的时间独立地为20min～120min。
5.根据权利要求1或4所述的抗再结晶方法，其特征在于，所述防再结晶热处理的过程中，每次保温后，还包括分别降温至1100～1150℃。
6.根据权利要求1所述的抗再结晶方法，其特征在于，所述防再结晶热处理的过程中，每次升温的速率独立地为3～15℃/min。
7.根据权利要求1所述的抗再结晶方法，其特征在于，所述服役后涡轮叶片的材质包括镍基单晶合金或定向凝固合金。
8.根据权利要求1所述的抗再结晶方法，其特征在于，所述固溶处理的温度为不低于未服役涡轮叶片γ’相的完全回溶温度，且不高于未服役涡轮叶片的初熔点温度；所述固溶处理的保温时间为3～5h。
9.根据权利要求1所述的抗再结晶方法，其特征在于，所述时效处理包括依次进行高温时效处理和低温时效处理；所述高温时效处理的温度为1100±20℃，保温时间为1～3h；所述低温时效处理的温度为870±20℃，保温时间为15～25h。
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