[发明专利]激光复合增材制造双晶组织镍基高温合金整体热处理方法

说明书

本发明提供了激光复合增材制造双晶组织镍基高温合金整体热处理方法，该热处理方法包括：将双晶组织镍基高温合金依次进行去应力退火、低温固溶处理和时效处理；所述的去应力退火指在450～600℃保温4～8小时并炉冷，所述低温固溶处理指在1000～1030℃保温0.5～2小时并水冷，所述时效处理是指在700～810℃保温8～12小时并水冷。本发明所述热处理方法可保证激光复合增材制造镍基高温合金增材区仍保持柱状晶组织，且Laves脆性相数量减少；保证锻造或铸造等轴晶区晶仍保持细小等轴晶特征。以上热处理方法适合具有等轴晶+柱状晶双组织特征的涡轮盘类零件的热处理，可避免高温固溶热处理对等轴晶区组织的影响。

技术领域

本发明涉及属于金属材料热处理技术领域，具体为一种激光复合增材制造双晶组织镍基高温合金整体热处理方法。

背景技术

镍基高温合金加工性能优良，优异的耐腐蚀及疲劳性能，为目前在航空航天领域应用最广泛的合金。在发动机的热部件中，素有发动机“心脏”之称的涡轮盘主要是由GH4169合金锻造而成的。整体涡轮叶盘通常使用传统机械加工或电解加工方法制造，存在加工难度大、效率低、加工周期长和加工成本高等缺点，并且使用传统机加方法叶片和盘身组织单一，无法发挥整体涡轮叶盘的使用性能。使用传统焊接方法制备的整体涡轮盘则连接定向凝固叶片和锻造涡轮盘会在焊缝处存在薄弱区域，降低涡轮盘整体性能，因此需要运用其他加工方法解决这一难点。

激光复合增材制造技术是将激光增材制造技术与锻造、铸造等传统加工方式相结合进行快速制备的一种复合制造的方法。该技术能够解决现有的激光增材制造技术存在高热输入、微观缺陷及材料变形等问题，将各类工艺的优点叠加，实现激光增材制造技术的进一步优化。该技术尤其适用于大型复杂整体结构零件及其航空发动机零部件的生产，既解决了传统锻造、铸造工艺难以实现大型整体结构一体化制造的难题，也发挥了激光增材制造技术具有无模具、高柔性、短周期、低成本和高性能等优势。

GH4169合金具有较高的高温强度以及良好的机械加工性能，是当前航空发动机中应用最为广泛的高温合金牌号。在整体涡轮叶盘类结构中，为满足服役性能，涡轮盘通常为锻造等轴晶组织，而叶片部分为柱状晶组织，即整体为等轴晶+柱状晶双晶组织结构。激光复合增材制造技术可以在传统锻件基础上成形柱状晶组织，此方法为具有双晶组织的特种整体涡轮盘结构的制造带来极大便利。

由于激光增材制造的定向凝固和快速冷却特点，增材区GH4169合金组织具有典型的定向凝固组织特征，表现为定向生长的粗大柱状晶，定向凝固合金的主要优点是消除了横向晶界，晶粒取向的一致性使得定向凝固合金在特定方向具有优异的性能，而锻态基材为等轴晶组织，两者组织差异大，在承受载荷时各部分表现出不同的变形和强化机理，这种组织性能的不匹配性易导致成形件的使用寿命大大降低。要同时对具有细小等轴晶粒的锻造组织和具有柱状晶组织的增材制造组织进行热处理，而又不对各自的晶粒组织造成影响，有针对性的对双晶组织镍基高温合金进行热处理显得十分必要。

目前，市面上针对激光增材制造镍基高温合金柱状晶部分通常采用高于1100℃的高温固溶处理，这种热处理方法可以完全消除Laves相，均匀材料内部组织。但高于1100℃的高温固溶处理会导致镍基高温合金柱状晶组织转变为等轴晶组织，定向凝固特征消失，造成定向凝固合金在特定方向上的力学性能下降。同时，高温固溶处理温度大大高于锻态镍基高温合金晶粒快速粗化温度，会导致合金晶粒粗化，对力学性能造成严重影响。同时激光复合增材制造成形件增材区中晶粒为定向凝固粗大柱状晶，这对在高温下获得高的持久和蠕变性能十分有利，因此，对双晶组织镍基高温合金的热处理需要在保留增材区柱状晶组织特种前提下尽量减少脆性Laves相数量。由以上可以看出，具有等轴晶+柱状晶双晶组织镍基高温合金的热处理就与常规镍基高温合金热处理在工艺上存在较大区别，而目前市面上只有单独针对激光增材制造镍基高温合金柱状晶部分或者锻造等轴晶部分的热处理方法，没有专门针对激光复合增材制造镍基高温合金双晶组织整体的热处理方法，这也大大限制了整体涡轮叶盘在飞机发动机上的实际应用。