本发明公开了一种基于中高温持久性能的第四代镍基单晶高温合金，其特征在于，按重量百分比计，合金化学成分如下：铬2wt.％?4wt.％，钴3wt.％?7wt.％，钼1wt.％?5wt.％，钨6.5wt.％?8wt.％，钽6wt.％?8wt.％，铝4wt.％?7.5wt.％，铪0.05wt.％?0.25wt.％，铼2wt.％?6wt.％，钌1wt.％?3wt.％，钇0wt.％?0.02wt.％，余量为镍；且按重量百分比计，0.17<钼/钨<0.7，8.5wt.％<钼+钨<12wt.％。本发明基于协同调控关键强化元素，开发了一种具有优良组织稳定性的镍基单晶高温合金，该合金中高温性能优于部分商用化的第四代镍基单晶高温合金，适用于航空发动机涡轮叶片等热端部件的制备。

1.一种基于中高温持久性能的第四代镍基单晶高温合金，其特征在于，按重量百分比计，合金化学成分如下：铬2wt.％-4wt.％，钴3wt.％-7wt.％，钼1wt.％-5wt.％，钨6.5wt.％-8wt.％，钽6wt.％-8wt.％，铝4wt.％-7.5wt.％，铪0.05wt.％-0.25wt.％，铼2wt.％-6wt.％，钌1wt.％-3wt.％，钇0wt.％-0.02wt.％，余量为镍；且按重量百分比计，0.17<钼/钨<0.7，8.5wt.％<钼+钨<12wt.％。

本公开公开一种增材制造工艺的参数确定方法、装置及电子设备，涉及增材制造技术领域，以解决现有的研究不能反映增材制造的复杂物理过程的问题。所述增材制造工艺的参数确定方法包括：从增材材料无量纲工艺图的工艺窗口中查找所述目标增材材料的目标无量纲工艺参数。基于所述目标无量纲工艺参数和所述目标增材材料的材料参数确定所述增材制造工艺的多种工艺参数。所述增材材料无量纲工艺图用于表示第一无量纲工艺参数和第二无量纲工艺参数的映射关系该方法用于描述增材制造工艺的热过程，帮助研究人员在早期实验的参数选择上提供指导。

1.一种增材制造工艺的参数确定方法，其特征在于，所述增材制造工艺的增材材料为目标增材材料，所述增材制造工艺的参数确定方法包括：从增材材料无量纲工艺图的工艺窗口中查找所述目标增材材料的目标无量纲工艺参数；基于所述目标无量纲工艺参数和所述目标增材材料的材料参数确定所述增材制造工艺的多种工艺参数；所述增材材料无量纲工艺图用于表示第一无量纲工艺参数和第二无量纲工艺参数的映射关系，所述第一无量纲工艺参数为无量纲体能量密度，所述第二无量纲工艺参数为激光扫描间距相对于激光光斑半径的比值，所述第一无量纲工艺参数和所述第二无量纲工艺参数的比值为无量纲等效能量密度，所述目标无量纲工艺参数包括所述增材材料无量纲工艺图中位于所述工艺窗口内的第一目标无量纲参数以及第二目标无量纲参数。

本发明提供一种测量带气膜孔高温合金样件表面等效发射率的实验装置，包含可通入压缩空气的样件固定套筒、电磁感应加热模块、压缩气源模块和光谱信息采集模块五个部分；待测带气膜孔的圆形高温合金样件安装在样件固定装置上，使用电磁感应加热模块对高温合金样件进行加热，采用空气压缩机对整个实验装置提供冷气，使用光谱信息采集模块对样件的气膜孔区域进行光谱发射率的测量，进而得到样件在不同温度下的等效光谱发射率。提供温度和冷气量可变的高温合金样件测试条件，实现待测样件在冷却状态下的高温，并且加热装置可适应不同合金材料和厚度的样件，测量得到的光谱发射率可对航空发动机涡轮叶片辐射测温提供重要的数据支持。

1.一种测量带气膜孔高温合金样件表面等效发射率的实验装置，该装置包括：计算机、光谱仪、聚焦系统、加热系统，所述加热系统用于加热合金样件，光谱仪通过聚焦系统采集合金样件表面的辐射光，并将采集数据传输给计算机进行分析计算，得到合金样件表面等效发射率；所述加热系统包括：电磁加热主机、电磁加热线圈、固定套筒、样件压圈、套筒固定座、冷气接头；所述电磁加热线圈由电磁加热主机控制，所述固定套筒一端开口另一端密封设置冷气接头，固定套筒开口的一端内部设置样件压圈，样件压圈用于固定合金样件，所述固定套筒设置于套筒固定座上；所述合金样件外圆柱形，上下表面开设有贯通的气膜孔，合金样件固定于样件压圈内时，冷气从固定套筒一端的冷气接头吹入，从合金样件的气膜孔吹出；侧面开设有热电偶测温插孔，热电偶测温插孔的深度为圆柱形的半径；所述固定套筒、样件压圈上同样开设有与合金样件配合的热电偶测温插孔。

本发明公开了一种航空发动机用镍基高温合金焊接接头的疲劳寿命预测方法。在航空发动机电子束焊接结构服役过程中，焊缝部位是结构发生疲劳失效的热点部位。该方法针对电子束焊接头高温疲劳寿命分散性大，通过考虑服役温度与焊接缺陷对疲劳寿命耦合的影响，建立了一种镍基高温合金电子束焊接头全工况高温服役疲劳寿命预测模型。本方法将不同温度下焊接接头疲劳寿命数据、维氏硬度值与断口形貌特征作为样本数据；通过拟合温度与维氏硬度的数学关系式、提出基于焊接接头疲劳裂纹源缺陷尺寸信息的疲劳等效应力概念与计算公式，考虑了服役温度与初始缺陷面积对接头疲劳性能的影响，实现了某型高温合金电子束焊接头任意疲劳服役工况下的寿命预测。本发明有效提高了高温合金电子束焊接结构的疲劳寿命预测精度。

1.一种航空发动机用高温合金焊接接头疲劳寿命预测方法，其特征在于：步骤1：利用真空电子束焊接技术，对经过固溶处理的GH4169薄板材料进行双层对焊焊接，再通过荧光检测与X-rad射线对焊缝质量进行无损检测，进行焊缝质量评定；步骤2：进行GH4169电子束焊接头的拉伸性能试验，获取焊接接头的应力、应变曲线，根据焊接接头的屈服应力σY，和金属材料疲劳试验轴向力控制方法对焊接接头进行高温疲劳试验，对试验数据进行拟合、分析；步骤3：应用场发射扫描电子显微镜对所有疲劳失效试样的断口进行形貌观察，确定导致疲劳裂纹萌生的焊接缺陷位置，并在ImageJ图片处理软件中对裂纹源尺寸进行测量，得到初始缺陷面积area，单位为μm2；步骤4：利用测量的裂纹源焊接缺陷面积area，根据公式(1)对焊接接头的疲劳极限进行评估，该公式(1)考虑了焊接初始缺陷对于试样疲劳强度的影响：式中，σw为疲劳极限(MPa)，C为与材料相关的常数且当缺陷位于试样内部时取值为1.56，位于试样表面时取值为1.43,HV为维氏硬度(kgf/mm2)R为应力比，α为与应力比有关的常数；步骤5：对于较均匀且缺陷分布较少的材料，根据Basquin公式确定其疲劳寿命与循环应力间存在的关系：式中，σ为循环应力,C1，C2为根据测量数据拟合得到的材料常数，N为给定循环应力下的疲劳寿命；对于含缺陷材料，式(2)可修正为：式中，C3，C4为根据试验数据拟合得到的材料常数；步骤6：将式(1)代入式(3)，可以建立含缺陷尺寸和维氏硬度的疲劳寿命与循环应力关系方程：步骤7：根据含缺陷材料的疲劳极限预测公式，提出修正应力σm的定义表达式：式中，σmax为最大循环应力；步骤8：在疲劳试验开始前，利用工业CT技术对试样进行分层扫描，试验后则通过疲劳断口观察，获得该电子束焊接工艺下材料最大的缺陷尺寸与位置信息，可以得到σm的取值。步骤9：在某一特定温度下，HV为一常数时，可建立等效应力σm与循环寿命间函数关系式：式中，k1，k2为根据试验数据拟合得到的材料常数；根据上式(6)即可得到某一特定温度下的考虑缺陷的疲劳寿命预测模型；步骤10：进行高温维氏硬度测量试验，获得多级温度下的GH4169焊接接头各区域平均维氏硬度，构建焊接接头平均维氏硬度(HV)与温度(T)的数学关系：HV＝kT+b#(7)式中,T为环境温度，k，b为根据测量数据拟合得到的材料常数；利用优化工具对目标函数进行全局最小化优化，拟合得到k1，k2可以建立如下同时考虑温度与初始缺陷的疲劳寿命预测模型：

本发明公开了一种镍基高温合金双性能盘形锻件3D打印坯料的等温锻造方法，其步骤为：首先采用3D打印镍基高温合金粉末制成原盘坯，然后通过第一次等温锻造把原盘坯整体锻造成中间坯，获得了第一个梯度晶粒度，中间坯整体晶粒度达到了7～9级，高温持久性能和蠕变性能等较好；再通过第二次等温锻造把中间坯的叶片预锻坯局部锻造成盘形锻件的叶片，获得了第二个梯度晶粒度，盘形锻件的叶片部位晶粒度达到了11～12级，高周疲劳性能和抗振动性能等较好，并最终完成了所述盘形锻件的锻造成形。采用上述整体+局部的锻造方法在一个单合金坯料本体上等温锻造出双性能盘形锻件，该方法主要用于航空发动机镍基高温合金双性能盘形锻件的成形。

1.一种镍基高温合金双性能盘形锻件3D打印坯料的等温锻造方法，其特征在于，包括以下步骤：把镍基高温合金粉末经3D打印制成原盘坯，然后进行去应力退火，所述原盘坯从中心孔到外缘依次由轮毂辐板坯和轮缘坯连接而成；所述轮缘坯由上鼓筒坯和下鼓筒坯组成一体；提供盘形锻件的中间坯模具，所述中间坯模具主要由上坯模和下坯模组成，上坯模和下坯模合模后形成中间坯型腔；所述上坯模由上坯模芯块和套在上坯模芯块外缘的上坯模套块组成；所述下坯模主要由下坯模芯块和套在下坯模芯块外缘的下坯模套块组成，并且在下坯模芯块的中心孔内装有下坯模顶块，上坯模和下坯模合模后下坯模顶块的顶面与上坯模芯块的底面接触；在惰性气体保护气氛状态下，先把原盘坯和开启的中间坯模具预热至表面温度达150℃±5℃，在原盘坯和中间坯型腔的表面均匀喷涂上润滑剂；再把原盘坯和中间坯模具都加热到1020℃±5℃，把原盘坯装进中间坯模具中使原盘坯位于中间坯型腔内，原盘坯的上内凹面与上坯模芯块的底转角面紧密配合，原盘坯的下内凹面与下坯模芯块的顶转角面紧密配合，并被上坯模芯块牢牢压住在下坯模芯块上完成原盘坯在中间坯模具内的装模和定位；启动锻压机使上坯模和下坯模合模，锻压机通过中间坯模具对原盘坯施加30MN～50MN的压力使原盘坯在中间坯型腔内以0.1mm/s～0.2mm/s的压下速度匀速、慢速压制变形50％后成为中间坯；所述中间坯从中心孔到外缘由轮毂、辐板、轮缘预锻坯和叶片预锻坯依次连接而成，所述轮缘预锻坯由上鼓筒预锻坯和下鼓筒预锻坯组成一体，所述中间坯的轮毂和辐板分别与所述盘形锻件的轮毂和辐板相同，所述中间坯的轮缘预锻坯的厚度与所述盘形锻件轮缘的厚度相同，所述中间坯的上鼓筒预锻坯的内径和外径分别与所述盘形锻件的上鼓筒的内径和外径相同，所述中间坯的下鼓筒预锻坯的内径和外径分别与所述盘形锻件的下鼓筒的内径和外径相同；提供盘形锻件模具，所述盘形锻件模具主要由上锻模和下锻模组成，上锻模和下锻模合模后形成盘形锻件型腔；上锻模由上锻模芯块和套在上锻模芯块外缘的上锻模套块组成；下锻模主要由下锻模芯块和套在下锻模芯块外缘的下锻模套块组成，并且在下锻模芯块的中心孔内装有下锻模顶块，上锻模和下锻模合模后下锻模顶块的顶面与上锻模芯块的底面接触；把中间坯从轮毂、辐板到轮缘预锻坯的上下端面用隔热层包裹住，只留叶片预锻坯露在外面；在惰性气体保护气氛状态下，先把中间坯的叶片预锻坯和开启的盘形锻件模具预热至表面温度达150℃±5℃，在中间坯的叶片预锻坯的上下端面和外缘面以及盘形锻件型腔的表面均匀喷涂上润滑剂；再把中间坯的叶片预锻坯和盘形锻件模具都加热到995℃±5℃，之后把包裹住中间坯的隔热层撤走；把中间坯装进盘形锻件模具中使中间坯位于盘形锻件型腔内，中间坯的中心孔套进下锻模顶块的顶部圆形模块中，上锻模套块的底部模块压住中间坯的叶片预锻坯的上端面，下锻模套块的中部模块顶住中间坯的叶片预锻坯的下端面，完成中间坯在盘形锻件模具内的装模和定位；启动锻压机使上锻模和下锻模合模，锻压机通过盘形锻件模具的上锻模套块的底部模块和下锻模套块的中部模块对中间坯的叶片预锻坯施加30MN～50MN的压力使中间坯的叶片预锻坯在盘形锻件型腔内以1mm/s～1.5mm/s的压下速度匀速、快速压制变形55％成为盘形锻件100的叶片，完成盘形锻件的最终锻造成形。

本发明涉及一种航空发动机叶片涂层的防渗工艺，叶片预处理后分别进行底层粘结剂和面层防渗剂的制备，然后将待保护的叶片位置分别进行底层粘结剂和面层防渗剂的多次刷涂和烘干，最后进行吹砂处理，完成航空发动机叶片榫齿部位的防渗保护。本发明制备方法简单，步骤易于操作，采用底层粘结剂与面层防渗剂相结合的方式，能够提高航空发动机叶片的表面防腐涂层的制备效率，有效的防止叶片榫齿部位的渗透，保护了叶片叶片榫齿部位。

1.一种航空发动机叶片涂层的防渗工艺，其特征在于：包括如下步骤：（1）预处理：检查航空发动机叶片表面是否完整，超声清洗后将待涂层叶片烘干；（2）底层粘结剂的制备：按重量份数计分别取15-18份液体硅酸钠、20-25份刚玉砂、5-10份甲基丙烯酸甲酯、45-50份钛白粉和10-15份水混合均匀，制备得到底层粘结剂；（3）面层防渗剂的制备：按重量份数计取25-30份液体硅酸钠，20-25份刚玉砂，18-20份钛白粉，18-20份镍铬合金粉和5-10份水混合，制备得到面层防渗剂；（4）防渗剂挂膜：选用美纹纸胶带将清洗好的叶片的缘板及缘板上表面四分之一叶身高度位置屏蔽，将底层粘结剂均匀刷涂在叶片榫头上，刷涂厚度为0.3-0.5mm，直至底层粘结剂完全覆盖叶片榫头，将刷涂后的叶片烘干，再次刷涂底层粘结剂，刷涂厚度为0.2-0.3mm再次烘干；（5）将面层防渗剂刷涂至叶片榫头位置处，刷涂厚度为0.2-0.4mm，直至面层防渗剂完全覆盖叶片榫头，将叶片烘干；待冷却后进行二次面层防渗剂刷涂，刷涂厚度为0.2-0.3mm，烘干；（6）吹砂：将烘干后的叶片取出，冷却后去除美纹胶带，使用刚玉砂吹砂0.2Mpa。

本发明属于航空发动机控制技术领域，涉及一种面向航空发动机性能退化的推力补偿控制方法，主要包括鲁棒自适应卡尔曼滤波器和误差反馈控制器，其中：鲁棒自适应卡尔曼滤波器用于发动机退化因子的估计相对传统卡尔曼滤波器可以提高估计精度；多层递归误差反馈控制器用于对估计的退化推力进行补偿控制相对传统控制器可以显著消除误差和干扰带来的影响。与传统方法相比，本发明具有对于退化因子的估计精度高、控制器受干扰与误差影响较小的优点。

1.一种面向航空发动机性能退化的推力补偿控制方法，其特征在于，具体步骤如下：步骤1：基于航空发动机状态空间模型建立卡尔曼滤波器估计退化因子：步骤1.1：在某一稳态工作点，采用偏导数法得到航空发动机的状态变量模型：其中，A、B、C和D表示线性系统的系统矩阵，x、u和y分别表示状态变量、输入变量和输出变量，表示状态变量的更新状态，其中x＝[N1N2]T，N1为低压转子转速，N2为高压转子转速，Wf为主燃油流量，A8为尾喷管面积，celt为低压涡轮效率拉偏，sP31为压气机出口总压，tT6为低压涡轮出口总温；步骤1.2：将航空发动机状态变量模型进行扩展使得退化因子作为可观测的状态变量：Cext＝[CD(:,3)]，Dext＝[D(:,1:2)]其中，Aext，Bext，Cext，Dext为扩展后的系统矩阵，B(:,3)表示取B矩阵第三列，B(:,1:2)表示取B矩阵前两列，D(:,3)表示取D矩阵第三列，D(:,1:2)表示取D矩阵前两列，zeros(1,3)表示1行3列0矩阵，zeros(1,2)表示1行2列的0矩阵；步骤1.3：求解黎卡提方程得到预测误差协方差P和卡尔曼增益K，构成传统卡尔曼滤波器；航空发动机某一稳态点处的性能退化估计方程如下表示：其中，xext为扩展后的状态变量，为扩展后的输入变量，K为卡尔曼增益，yreal为真实发动机输出值，y0为建立状态变量模型所在的稳态点下对应的稳态输出，因为输出变量并未改变所以y不变；由此，所需的退化因子估计量为状态变量xext的分量；步骤2：设计改进的鲁棒自适应卡尔曼滤波器；步骤2.1：提出自适应因子Ωk，其中k为迭代次数；Ωk由创新序列模量εk和测量噪声的当前协方差平方根决定：其中创新序列模量Yk为当前迭代系统输出量，Ck为当前迭代系统矩阵，为系统状态预测量；步骤2.2：求解鲁棒自适应卡尔曼滤波增益Kk：其中，为预测误差协方差，测量噪声协方差Rk结合自适应因子的估计方程：过程噪声协方差Qk结合自适应因子的估计方程：其中，残差序列模量步骤2.3：设计鲁棒自适应卡尔曼滤波器结构，航空发动机某一稳态点处的性能退化估计方程如下表示：步骤3：设计多层递归误差反馈控制器跟踪消除退化推力误差；步骤3.1：首先建立误差反馈控制器的第一层子系统，即真实发动机内环控制系统：其中Az，Bd，Bz，Cz为线性子系统的系统矩阵，d为干扰信号，xz为子系统的状态变量，uz为子系统的输入变量，yz为子系统的输出变量；令输入信号uz＝Wf，Wf表示燃油量，令输出信号yz＝Thrust，Thrust表示推力；定义跟踪误差：e＝r-yz其中r为参考信号，即期望推力；步骤3.2：设计递归的误差补偿控制器：其中：表示n次递归的输入向量，yn表示n次递归的输出向量，en表示n次递归的误差向量，G＝C(-A)-1Bz，β为正则化参数，且而系统的递归误差为：en＝en-1-yn由于每个后续系统的输出都尝试跟踪前一个子系统的误差，因此en是逐渐收敛的；各阶系统输出分别为：y0＝r-e0步骤3.3：将N个子系统相加以近似消掉最初系统所存在的干扰和误差，达到跟踪推力补偿的目的；步骤4：将发动机模型与卡尔曼滤波器、多层递归误差反馈控制器相连接，构成航空发动机性能退化推力补偿的外环控制，然后将估计推力经过步骤3所设计的多层递归误差反馈控制器计算得到需要补偿的燃油流量，实现闭环控制；使得航空发动机发生退化时，准确调节燃油流量来保持输出推力与未退化状态相同。

本申请属于航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量技术领域，具体涉及一种航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构，包括：静压孔，在流道壁面上开设；圆槽，在流道壁面上开设，与静压孔连通；空气管，一端经圆槽伸入到静压孔中；定位环，采用与空气管相同的材料制造，套设在空气管上，与空气管间焊接连接，卡在圆槽中；密封环，采用与流道壁面相同的材料制造，套设在空气管上，与流道壁面焊接连接，压紧在定位环上。

1.一种航空发动机中压气机薄壁流道壁面静压测量结构，其特征在于，包括：静压孔(1)，在流道壁面(2)上开设；圆槽(3)，在流道壁面(2)上开设，与静压孔(1)连通；空气管(4)，一端经圆槽(3)伸入到静压孔(1)中；定位环(5)，采用与空气管(4)相同的材料制造，套设在空气管(4)上，与空气管(4)间焊接连接，卡在圆槽(3)中；密封环(6)，采用与流道壁面(2)相同的材料制造，套设在空气管(4)上，与流道壁面(2)焊接连接，压紧在定位环(5)上。

本发明涉及镍基高温合金技术领域，尤其是涉及一种镍基高温合金及其制备方法和结构件。合金包括按质量百分数计的如下组分：Co 17%~22%、Cr 9%~13%、Ta 2.95%~3.95%、Al 2.5%~3.5%、Ti 2.5%~3.5%、W 2.1%~3.5%、Mo 2.1%~3.5%、Nb 1.65%~1.95%、Hf 0.2%~0.7%、C 0.03%~0.08%、B 0.01%~0.06%、Zr 0.03%~0.07%以及Ni。本发明的镍基高温合金在780℃的蠕变过程中，在一定位置产生特定的铃木气团，钉扎位错以提高抗蠕变能力，使用温度可提升至780℃以上，满足先进航空发动机对材料的要求。

1.镍基高温合金，其特征在于，包括按质量百分数计的如下组分：Co 17%~22%、Cr 9%~13%、Ta 2.95%~3.95%、Al 2.5%~3.5%、Ti 2.5%~3.5%、W 2.1%~3.5%、Mo 2.1%~3.5%、Nb 1.65%~1.95%、Hf 0.2%~0.7%、C 0.03%~0.08%、B 0.01%~0.06%、Zr0.03%~0.07%以及Ni余量；其中，Nb与W的质量百分数之和为3.75%~5.25%。

本发明属于陶瓷与高温合金连接技术领域，公开了一种碳化硅复合材料和高温合金的连接件及其连接方法与应用。该方法使用脉冲光纤激光器在高温合金的连接表面刻蚀出具有表面纹理的高温合金；将NITE相粉体和溶剂通过超声混合，得到连接浆料，将浆料涂覆于碳化硅复合材料的连接表面和高温合金的纹理表面，叠放形成碳化硅复合材料?NITE相?高温合金结构，得到预制连接件；将预制连接件置于惰性气氛中，在1450～1650℃、5～30MPa条件下保温10～30min进行连接，制得碳化硅复合材料和高温合金的连接件。该连接件具有良好的抗腐蚀和抗高温性能，可应用在航天航空发动机、火箭舱燃烧室、军工或核能等部件或领域中。

1.一种碳化硅复合材料和高温合金的连接方法，其特征在于，包括如下具体步骤：S1.使用脉冲光纤激光器在高温合金的连接表面刻蚀出具有表面纹理的高温合金；S2.将纳米SiC粉体、烧结助剂Al2O3-Re2O3、溶剂和球磨介质混合后经球磨、干燥，得到NITE相粉体；S3.将NITE相粉体和溶剂通过超声混合，得到连接浆料，将浆料涂覆于碳化硅复合材料的连接表面和高温合金的纹理表面，叠放形成碳化硅复合材料-NITE相-高温合金结构，得到预制连接件；S4.将预制连接件置于惰性气氛中，在1450～1650℃、5～30MPa条件下保温10～30min进行连接，制得碳化硅复合材料和高温合金的连接件。

本发明提供了一种镍基高温合金表面粉末包埋渗铝涂层的去除方法，包括：将带有粉末包埋渗铝涂层的镍基高温合金工件浸渍在酸性去除溶液中，得到去除涂层工件；将所述去除涂层工件进行后处理，得到涂层去除后工件。本发明提供了一种用于航空发动机或地面燃机用镍基高温合金热端部件表面低温粉末渗铝涂层的去除技术，为涂层的再涂覆提供技术支持，可有效节约生产成本。本发明提供的方法能够使工件表面渗铝涂层实现完全去除；对基体合金无损伤；涂层退除工艺快速高效；涂层退除方法可控性强、稳定可靠，可以满足工件表面渗铝涂层的去除需求。

1.一种镍基高温合金表面粉末包埋渗铝涂层的去除方法，包括：将带有粉末包埋渗铝涂层的镍基高温合金工件浸渍在酸性去除溶液中，得到去除涂层工件；将所述去除涂层工件进行后处理，得到涂层去除后工件。

本发明公开了一种航空发动机静压参数的测试机构，所述测试机构设置在所述航空发动机的压气机机匣和涡轮机匣内，所述测试机构包括数据采集管和连接数据采集管的传感器，所述压气机机匣和涡轮机匣分别装配测试机构，方便使用本发明的发动机在正常工作状态下，直接进行压气机出口静压和一级涡轮导向叶片后静压参数测量，保证发动机在工作过程中，实时监测发动机数据，以评估发动机状态。

1.一种航空发动机静压参数的测试机构，其特征在于，所述航空发动机包括压气机机匣和涡轮机匣，所述测试机构设置在所述压气机机匣和涡轮机匣内；所述压气机机匣内部安装有整流器和工作环；所述整流器包括外环和内环，所述外环和内环之间设有整流叶片，所述整流器内环内部设有封严环，压气机机匣内的测试机构包括数据采集管一和连接数据采集管一上的传感器，所述数据采集管一焊接在整流器上，所述数据采集管一包括管子一以及管接嘴一，所述管子一的一端焊接整流器外环，另一端穿过压气机机匣套上焊接在压气机机匣上的管接嘴一，所述管子一与管接嘴一相接的部分构成用于连接传感器的接头一；所述涡轮机匣内壁设有内壁筋，内壁筋上设有轴向环槽，所述涡轮机匣下方设有导向叶片，所述导向叶片由上缘板、下缘板以及夹于上、下缘板之间的叶身组成，上缘板上设有挂钩，所述挂钩通过定距圆环挂于内壁筋的轴向环槽内；所述涡轮机匣内的测试机构包括数据采集管二和连接所述数据采集管二的传感器，所述涡轮机匣上设有转接座，所述转接座固定竖直贯穿涡轮机匣的数据采集管二，所述数据采集管二包括管子二以及管接嘴二，所述数据采集管二的管子二的一端向下连接导向叶片的上缘板，管子二高于转接座的一端套有管接嘴二，所述管子二与管接嘴二相接的部分构成用于连接传感器的接头二。

本发明提供一种目标零件及其增材制造方法、特征零件。目标零件的增材制造方法，包括：S1.根据所述目标零件的结构，得到对应所述目标零件的特征零件或者特征零件模型，所述特征零件具有所述目标零件一致的曲面结构，能够支承所述目标零件；S2.根据所述目标零件设置增材制造模型，在所述目标零件的目标尺寸的基础上，增加机加工余量和/或进行结构填充，所述目标零件的增材制造模型包括零件模型以及连接结构模型，所述零件模型的尺寸余量为目标零件在粗机加工后，精机加工之前的余量，所述连接结构模型对应的连接结构连接所述特征零件与所述目标零件。

1.一种目标零件的增材制造方法，其特征在于，包括：S1.根据所述目标零件的结构，得到对应所述目标零件的特征零件或者特征零件模型，所述特征零件具有所述目标零件一致的曲面结构，能够支承所述目标零件；S2.根据所述目标零件设置增材制造模型，在所述目标零件的目标尺寸的基础上，增加机加工余量和/或进行结构填充，所述目标零件的增材制造模型包括零件模型以及连接结构模型，所述零件模型的尺寸余量为目标零件在粗机加工后，精机加工之前的余量，所述连接结构模型对应的连接结构连接所述特征零件与所述目标零件；S3.在S1得到的所述特征零件或者特征零件模型的基础上，根据S2得到的所述增材制造模型进行增材制造，得到具有所述目标零件、特征零件以及连接结构的中间件。

一种高温合金双层轴承防转槽加工方法，步骤为：粗铣底层轴承槽；先利用工装对轴承座小径端工艺边进行定位压紧，找正轴承座大径端外圆和端面，保证圆跳动不大于0.02mm，之后采用φ4mm的铣刀垂直于零件端面沿轴向从上向下走刀，铣刀转速为1269r/min，进给量为100mm/min；精铣底层轴承槽；采用φ4mm的铣刀以每进给3mm则退刀一次的方式进行走刀，铣刀转速为700r/min，进给量为80mm/min；粗铣上层轴承槽；采用φ3mm的铣刀对防干涉槽进行逐层铣削，给精铣留0.1mm余量，铣刀转速为1000r/min，进给量为40mm/min；精铣上层轴承槽；采用φ3mm的28°～35°螺旋角立铣刀垂直于零件轴线沿轴向进行轮廓铣，去除0.1mm的余量，铣刀转速为1300r/min，进给量为60mm/min。

1.一种高温合金双层轴承防转槽加工方法，其特征在于包括如下步骤：步骤一：粗铣底层轴承槽先利用工装对轴承座小径端工艺边进行定位压紧，找正轴承座大径端外圆和端面，保证圆跳动不大于0.02mm，之后采用φ4mm的铣刀垂直于零件端面沿轴向从上向下走刀，铣刀转速为1269r/min，进给量为100mm/min；步骤二：精铣底层轴承槽采用φ4mm的铣刀以每进给3mm则退刀一次的方式进行走刀，铣刀转速为700r/min，进给量为80mm/min；步骤三：粗铣上层轴承槽采用φ3mm的铣刀对防干涉槽进行逐层铣削，给精铣留0.1mm余量，铣刀转速为1000r/min，进给量为40mm/min；步骤四：精铣上层轴承槽采用φ3mm的28°～35°螺旋角立铣刀垂直于零件轴线沿轴向进行轮廓铣，去除0.1mm的余量，铣刀转速为1300r/min，进给量为60mm/min。

本发明属于涂层化学去除技术领域，具体涉及一种镍基高温合金涡轮叶片上的NiCrAlYSi涂层化学去除方法。本发明的技术方案如下：镍基高温合金涡轮叶片上的NiCrAlYSi涂层化学去除方法，使用酸性溶液浸泡带有NiCrAlYSi涂层的镍基高温合金涡轮叶片，在酸性溶液中的浸泡时间为10～30min，工作温度为室温～70℃；酸性溶液配方为：浓度为100～300mL/L的硝酸+浓度为80～200g/L的氨基磺酸。本发明提供的镍基高温合金涡轮叶片上的NiCrAlYSi涂层化学去除方法，能够有效去除涂层，且不会腐蚀基体以及造成基体减薄。

1.镍基高温合金涡轮叶片上的NiCrAlYSi涂层化学去除方法，其特征在于，使用酸性溶液浸泡带有NiCrAlYSi涂层的镍基高温合金涡轮叶片，在酸性溶液中的浸泡时间为10～30min，工作温度为室温～70℃；酸性溶液配方为：浓度为100～300mL/L的硝酸+浓度为80～200g/L的氨基磺酸。

本发明属于单晶高温合金的定向凝固技术领域，具体涉及一种单晶高温合金铸件杂晶、条纹晶缺陷的控制方法。本发明的技术方案如下：通过籽晶法制备单晶高温合金铸件，在籽晶法的凝固起始段使用颈缩结构，颈缩结构包括依次连接在一起的籽晶腔、颈缩部位和漏斗形过渡段，颈缩部位为圆管结构，籽晶腔的下端与冷却盘连接，籽晶放置在籽晶腔内且位于冷却盘上；凝固过程中，籽晶向上生长形成单晶体，由籽晶腔进入颈缩部位中，再由颈缩部位进入漏斗形过渡段中，再由漏斗形过渡段向上生长形成单晶高温合金铸件。本发明能够消除单晶高温合金铸件的条纹晶及杂晶缺陷，提高单晶高温合金铸件的单晶完整性合格率。

1.一种单晶高温合金铸件杂晶、条纹晶缺陷的控制方法，其特征在于，通过籽晶法制备单晶高温合金铸件，在籽晶法的凝固起始段使用颈缩结构，颈缩结构包括依次连接在一起的籽晶腔、颈缩部位和漏斗形过渡段，颈缩部位为圆管结构，籽晶腔的下端与冷却盘连接，籽晶放置在籽晶腔内且位于冷却盘上；凝固过程中，籽晶向上生长形成单晶体，由籽晶腔进入颈缩部位中，再由颈缩部位进入漏斗形过渡段中，再由漏斗形过渡段向上生长形成单晶高温合金铸件。

本发明公开一种提高激光熔融沉积双相钛合金强塑性的热处理方法，将激光熔融沉积双相钛合金的沉积态组织进行高温固溶+高温时效+去应力退火的三级热处理工艺，该热处理方法与传统热处理方法相比不以牺牲强度为代价提升塑性，而是强塑性同时提高。热处理后的微观组织为由不连续的晶界α相、初生α相和弥散分布的次生α相组成，且次生α相取向具有多样性。不连续的晶界α相和弥散分布的次生α相导致了强度和延伸率同时提高，进一步提升了增材制造钛合金构件在航空航天领域的高性能需求。通过对激光熔融沉积钛合金进行热处理提高强塑性，可以扩大零件的使用范围，并且可以替代目前的锻造钛合金零件。

1.一种提高激光熔融沉积双相钛合金强塑性的热处理方法，其特征在于：如下步骤：步骤一：激光熔融沉积成形前准备工作分别准备成分相同或相近材料的双相钛合金锻件基板和球形粉末，粉末为粒度40～250μm的钛合金预合金粉；基板需去除表面的污渍，合金粉末需在真空干燥箱内100～120℃下干燥3～5小时去除多余水分；将钛合金基板固定在成形仓内的数控加工台上，手套箱内充入纯度大于99.99％氩气作为保护气体，当成形仓内的氧含量小于50ppm时准备开始成形；步骤二：激光熔融沉积成形在惰性气氛保护的环境中通过激光熔融沉积制造系统在基板上制备双相钛合金零件，激光扫描速率、激光功率、光斑直径、送粉速率、Z轴抬升量、搭接率、扫描路径等参数根据具体合金的不同而不同，只要满足内部无未熔合、气孔、裂纹及夹渣等缺陷即可；步骤三：三级热处理(1)将所制备的试样进行相变点测试，可采用金相法、差热分析法、热力学软件计算等方法确定合金的β相变点Tβ；(2)将试样进行三级热处理：一级：在β相变点Tβ以下30～50℃保温1～2h后水冷，此时α相的体积分数大约为30％。β相转变温度Tβ以下30～50℃保温1～2h后，发生α相向β相转变，此时晶界α相由连续变成不连续，剩余α相开始粗化并球化，α相的变化有利于提高塑性，经水冷后β相转变为马氏体α′，经第一级热处理后的组织为不连续晶界α相+粗化和球化的初生α相+马氏体α′相；二级：在800～850℃处保温2～3h后空冷；经800～850℃保温2小时后，马氏体α′发生分解，生成比沉积态α相更细小的次生α相，可以起到弥散强化的作用，且次生α相之间无取向关系，使得塑性变形过程中的位错不容易穿过，有利于提高材料的强度，在此温度下α相不会长大，保持细小的形态，经第二级热处理后的组织为不连续晶界α相+粗化和球化的初生α相+细小的次生α相+残余β相；三级：在550～600℃保温3～6h后空冷；最终的热处理组织为不连续晶界α相+粗化和球化的初生α相+细小的次生α相+残余β相，强度及塑性显著提高。

本发明公开一种钎焊耐磨合金预成型坯的制备方法，包括（1）刚性模设计与制造；（2）刚性模预处理；（3）预混粉；（4）压装预混粉；（5）刚性模装配入炉；（6）真空热压烧结；（7）烧结坯加工；（8）预成型坯使用；本发明利用刚性模真空热压烧结方法，获得无粘接剂残留、耐磨合金与钎料合金混合均匀的预成型坯，以提高钛合金转子叶片阻尼台高频感应钎焊的合格率，降低制造成本。

1.一种钎焊耐磨合金预成型坯的制备方法，其特征在于：制备步骤如下：步骤一：刚性模设计与制造；凸模和凹模组成刚性模；步骤二：刚性模预处理；在刚性模上喷涂一层氧化铝涂层，防止模具与预混合金粉、模具之间粘连；步骤三：预混粉；制备耐磨合金粉、钛基钎料合金与粘结剂的预混粉；步骤四：压装预混粉；将预混粉放入凹模的成型腔中，并用金属器具使之压实，使预混粉高度与成型腔上边沿齐平；步骤五：刚性模装配入炉；将凸模放置在凹模上，调整凸模位置，并目视检查，使凸模与凹模上下面相对平行；随后将刚性模送入真空热成形炉或真空扩散焊炉中，使设备加压平台与凸模接触，设定加压压力为0.1MPa；步骤六：真空热压烧结；抽真空至设备内压力低于2×10-2Pa，以5℃/min -15℃/min的升温速率升温到500℃-600℃，保温2h-4h后，将加压压力调至2 MPa -5 MPa，继续以5℃/min -15℃/min的升温速率升温到780℃-830℃，保温保压2h-4h后，卸载加压压力，保持真空冷却到80℃以下出炉；步骤七：烧结坯加工；采用磨加工对烧结坯形状进行修整，以去除烧结坯局部凸起、凹陷或者边角多肉，以获得表面平整、形状规则的预成型坯；步骤八：预成型坯使用；将预成型坯和待钎焊钛合金转子叶片放入高频感应钎焊设备中，将预成型坯放置在待钎焊阻尼台上，进行高频感应钎焊。

一种镍基高温合金单晶叶片宏观晶体缺陷显现腐蚀剂及其应用，属于航空发动机涡轮叶片单晶完整性检验技术领域。该镍基高温合金单晶叶片宏观晶体缺陷显现腐蚀剂包括一次腐蚀溶液和二次腐蚀溶液；一次腐蚀溶液中三氯化铁的质量浓度为220?310g/L，盐酸的质量浓度为100?180g/L；二次腐蚀溶液中硝酸的质量浓度为10?20g/L，氢氟酸的质量浓度为10?20g/L，氧氯化锆的质量浓度为3?10g/L，六次甲基四胺的质量浓度为0.5?5g/L。将其用于镍基高温合金单晶叶片宏观晶体缺陷显现，能够解决现有单晶叶片单晶完整性腐蚀检验效果差而存在漏检问题，提高单晶叶片表面晶体缺陷的辨识度、单晶完整性检验效率以及检测的准确性。

1.一种镍基高温合金单晶叶片宏观晶体缺陷显现腐蚀剂，其特征在于，包括一次腐蚀溶液和二次腐蚀溶液；所述的一次腐蚀溶液的原料包括三氯化铁、盐酸和水，一次腐蚀溶液中，三氯化铁的质量浓度为(220-310)g/L，盐酸的质量浓度为(100-180)g/L；所述的二次腐蚀溶液的原料包括硝酸、氢氟酸、氧氯化锆、六次甲基四胺、水，二次腐蚀溶液中，硝酸的质量浓度为(10-20)g/L，氢氟酸的质量浓度为(10-20)g/L，氧氯化锆的质量浓度为(3-10)g/L，六次甲基四胺的质量浓度为(0.5-5)g/L。

本发明属于合金领域，具体涉及一种抗氧化镍基高温合金及其制备方法和应用。本发明提供了一种抗氧化镍基高温合金，包括C：0.03?0.09％、Cr：26.00?28.00％、Co：5.10?6.90％、Mo：7.00?9.50％、Al：1.9?2.5％、Ti：1.2?1.7％、Nb：0.6?1.8％、B：0.002?0.008％、Sc：0.002?0.008％、Zr：0?0.05％、W：0?0.05％，余量为镍和不可避免的杂质，以质量百分含量计。该合金具有优异的室温拉伸性能，良好的抗应变时效开裂敏感性，抗氧化性能突出，经过热加工之后不会出现裂纹，能够满足先进航空发动机和燃气轮机设计和使用的要求。

1.一种抗氧化镍基高温合金，其特征在于，包括C：0.03-0.09％、Cr：26.00-28.00％、Co：5.10-6.90％、Mo：7.00-9.50％、Al：1.9-2.5％、Ti：1.2-1.7％、Nb：0.6-1.8％、B：0.002-0.008％、Sc：0.002-0.008％、Zr：0-0.05％、W：0-0.05％，余量为镍和不可避免的杂质，以质量百分含量计。