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专利搜索结果 关键词: "航空发动机"

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航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法
著录事项变更

专利号: CN113664199A

申请人: 西安欧中材料科技有限公司;
发明人: 张国栋;唐洪奎;杨超;罗成;卓君;梁书锦;赖运金;王庆相
申请日期: 2021-08-20
公开日期: 2021-11-19
IPC分类: B22F5/04
摘要:
本发明公开了一种航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法，其特征在于，具体按照以下步骤实施：步骤1，设计包套；步骤2，向步骤1得到的包套中填充金属粉末，并对金属粉末进行充分振实，直至凹腔和半腔体中均填充满金属粉末；步骤3，对步骤2得到的包套进行加热抽真空处理，之后再对主体凸和主体凹之间进行焊接密封；步骤4，将步骤3得到的包套放入热等静压炉内进行热等静压致密处理；步骤5，对步骤4得到的包套进行酸腐去除，得到叶片毛坯；步骤6，对步骤5得到的叶片毛坯进行真空热处理；步骤7，在步骤6得到的叶片毛坯的两端进行榫头和叶冠加工，得到航空发动机涡轮叶片。
主权项:
1.一种航空发动机涡轮叶片热等静压近净成型方法，其特征在于，具体按照以下步骤实施：步骤1，设计包套，所述包套由主体凸和主体凹扣合而生，所述主体凸的中部形成与涡轮叶片的叶形部位相匹配的凸体，所述主体凹的中部形成有与涡轮叶片的叶形部位相匹配的凹腔，主体凸的两端和主体凹的两端均形成有与涡轮叶片相匹配的半腔体；主体凸和主体凹的两端分别设置有下盖和上盖，所述上盖内设置有进粉管；步骤2，向步骤1得到的包套中填充金属粉末，并对金属粉末进行充分振实，直至凹腔和半腔体中均填充满金属粉末；步骤3，对步骤2得到的包套进行加热抽真空处理，之后再对主体凸和主体凹之间进行焊接密封；步骤4，将步骤3得到的包套放入热等静压炉内进行热等静压致密处理；步骤5，对步骤4得到的包套进行酸腐去除，得到叶片毛坯；步骤6，对步骤5得到的叶片毛坯进行真空热处理；步骤7，在步骤6得到的叶片毛坯的两端进行榫头和叶冠加工，得到航空发动机涡轮叶片。
发明专利
一种高强塑性粉末高温合金及其制备方法和应用
发明专利权授予

专利号: CN113664197A

申请人: 郑州航空工业管理学院
发明人: 孙德建;高卡;康佳臣;李贵忠;张赞;高阳;樊磊;郭晓琴
申请日期: 2021-08-13
公开日期: 2023-04-07
IPC分类: C22C19/05
摘要:
本发明公开了一种高强塑性粉末高温合金的制备方法，通过两步保温振荡压力烧结的方法，使粉末高温合金在高温石墨模具内经热场和力场的多场耦合作用，在循环压力作用下，促使粉体重排和气孔排出，从而烧结成形。本发明还公开了上述方法制备得到的粉末高温合金，其具有原始颗粒边界缺陷等级低、晶粒细化均匀、致密度高的特点。本发明得到的烧结态粉末高温合金的屈服强度、抗拉强度和延伸率高达955MPa、1437MPa、31.9％，具有较高的强度和塑性。本发明还公开了上述粉末高温合金在航空发动机涡轮盘中的应用，具有良好的发展潜力。
主权项:
1.一种高强塑性粉末高温合金的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)取预制粉体装入模具中，然后进行冷压成型；所述预制粉体由以下重量百分比的原料组成：铬12.0-17.0％、钴7.0-14.0％、钨3.30-4.20％、铌0.05-3.50％、铝2.00-3.70％、钛2.30-3.90％、碳0.02-0.07％、锆0.025-0.070％、硼0.006-0.020％、铁≤0.50％、锰≤0.150％、硅≤0.150％、硫≤0.015％、磷≤0.015％，余量为镍；(2)将步骤(1)冷压成型后装有预制粉体的模具放入振荡压力烧结炉中，对样品施加恒定压力P1，升温对样品进行加热；当烧结炉内达到烧结温度T1后进入第一阶段保温，同时升压至振荡压力中值，随后对样品施加振荡压力；第一阶段保温结束后继续升温至烧结温度T2，进入第二阶段保温；所述振荡压力作用至第二阶段保温结束；(3)保温结束后停止加热，降温的同时将振荡压力降压，改为恒定压力P2直至降温结束，即得成品。
发明专利
一种用于高温合金零件大余量电解加工的装夹装置
发明专利申请公布后的驳回

专利号: CN113547180A

申请人: 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司
发明人: 吴旭刚;袁昊;温亮;曹勇;刘培科
申请日期: 2021-08-12
公开日期: 2021-10-26
IPC分类: B23H11/00
摘要:
一种用于高温合金零件大余量电解加工的装夹装置，属于装夹装置技术领域。所述用于高温合金零件大余量电解加工的装夹装置包括底座以及设置于底座上方的定位部和压紧部，定位部包括固设于底座的定位环以及设置于定位环顶部的定位销钉，定位销钉用于对零件进行角向定位，压紧部包括固设于底座中心的中心螺杆以及可拆卸设置于中心螺杆的压盖，压盖用于压紧零件。所述用于高温合金零件大余量电解加工的装夹装置降低了电解加工中短路、过热、烧蚀等问题的发生，有效提高了电解加工零件的合格率，降低了加工成本。
主权项:
1.一种用于高温合金零件大余量电解加工的装夹装置，其特征在于，包括底座以及设置于底座上方的定位部和压紧部；所述定位部包括固设于所述底座的定位环以及设置于所述定位环顶部的定位销钉，定位销钉用于对零件进行角向定位；所述压紧部包括固设于所述底座中心的中心螺杆以及可拆卸设置于所述中心螺杆的压盖，压盖用于压紧零件。
发明专利
一种优异高温拉伸性能的γ′相强化钴基高温合金
发明专利权授予

专利号: CN113699414A

申请人: 东北大学
发明人: 王磊;刘杨;王宏伟;宋秀
申请日期: 2021-07-21
公开日期: 2022-05-10
IPC分类: C22C19/07
摘要:
本发明公开了一种优异高温拉伸性能的γ’相强化钴基高温合金，所属钴基高温合金领域。其成分质量百分含量为：C 0.02?0.1，Cr 5?9，Ni 24?28，Mo 2?6，Ti 1?3，Al 2.5?5，B 0.005?0.01，Ta 4?8，W 2?6，Zr 0.05?0.2，Co为余量。本发明的一种优异高温拉伸性能的γ’相强化钴基高温合金的密度在传统Co?Al?W三元体系合金中有着明显的优势。本发明合金在800℃?900℃温度区间内有着高于先进多晶镍基高温合金Mar?M247的高温强度及一定的高温塑性，且在室温至800℃温度区间内本发明合金无明显屈服异常及中温脆性，保证了合金在使用过程中的安全性及稳定性。此外，本发明的合金在900℃以下200小时以内的抗高温氧化能力属于完全抗氧化级。最后，本发明的合金适用于航空发动机和工业燃气轮机燃气轮机涡轮叶片合金材料。
主权项:
1.一种优异高温拉伸性能的γ’相强化钴基高温合金，其特征在于，各化学成分质量百分数为：C 0.02-0.1，Cr 5-9，Ni 24-28，Mo 2-6，Ti 1-3，Al 2.5-5，B 0.005-0.01，Ta 4-8，W 2-6，Zr 0.05-0.2，Co为余量。
发明专利
增材制造工艺与缺陷关联性试验方法
实质审查的生效

专利号: CN115635682A

申请人: 中国航发商用航空发动机有限责任公司
发明人: 张婷;罗莉;刘辉
申请日期: 2021-07-20
公开日期: 2023-01-24
IPC分类: B33Y50/00
摘要:
本发明公开了一种增材制造工艺与缺陷关联性试验方法，包括：步骤1、设置统一的试验件，并选定若干增材制造的工艺参数；步骤2、在保持其他工艺参数的参数值不变的情况下，分别改变其中一工艺参数的参数值并打印试验件；步骤3、增材制造获得多个试验件；步骤4、检测各试验件的缺陷，并和试验件对应的工艺参数建立联系，获得不同工艺参数与缺陷的关联性。通过本发明的运用，可以通过试验件建立工艺参数与缺陷的关系，在增材制造实际产品的过程中，通过工艺参数就可以预估实际产品的缺陷情况，提高产品的安全性和性能。
主权项:
1.一种增材制造工艺与缺陷关联性试验方法，其特征在于，包括：步骤1、设置统一的试验件，并选定若干增材制造的工艺参数；步骤2、在保持其他工艺参数的参数值不变的情况下，分别改变其中一工艺参数的参数值并打印试验件；步骤3、增材制造获得多个试验件；步骤4、检测各试验件的缺陷，并和试验件对应的工艺参数建立联系，获得不同工艺参数与缺陷的关联性。
发明专利
航空发动机镍基高温合金部件的缺陷检测方法
实质审查的生效

专利号: CN115524352A

申请人: 中国航发商用航空发动机有限责任公司
发明人: 黄爱华;李继保;王祥;高栋;张婷;徐芳
申请日期: 2021-06-25
公开日期: 2022-12-27
IPC分类: G01N21/95
摘要:
本发明提供了一种航空发动机镍基高温合金部件的缺陷检测方法，包括以下步骤：进行铸造镍基高温合金部件的熔模精铸数值模拟；测试件铸造；对测试件存在气孔缺陷的部位进行取样；将样品在室温条件下进行拉伸测试直至断裂；通过扫描电镜对拉伸测试后的样品断口进行形貌分析；使用EDS和WDS对拉伸测试后的样品断口至少取5个位置点进行能谱和光谱分析；结合断口形貌以及断口处与非断口区域的O、Al和Cr含量的差异，确定是否存在双氧化膜类型的缺陷。该方法可以有效地检测出双氧化膜等常规检测方法无法检测的二维缺陷，有效避免了由于缺陷存在而导致的航空发动机零部件的断裂以及整个发动机的结构失效。
主权项:
1.一种航空发动机镍基高温合金部件的缺陷检测方法，其包括以下步骤：(1)根据待铸造的镍基高温合金部件，选择镍基高温合金的牌号；(2)进行待铸造的镍基高温合金部件的熔模精铸数值模拟，该数值模拟包括以下步骤：(2-1)采用三维设计软件绘制出待铸造的镍基高温合金部件及浇冒口系统的3D模型，并且将该3D模型导入铸造CAE软件中；(2-2)进行该3D模型的网格划分；(2-3)将所选择的牌号的镍基高温合金的化学成分、热物性参数和铸造工艺参数以及包括模壳材料、模壳温度和厚度以及散热条件在内的边界条件输入铸造CAE软件，进行数值模拟；(2-4)根据模拟结果确定镍基高温合金在铸造成部件的凝固过程中缺陷容易出现的位置；(3)测试件铸造：按照铸造工艺参数进行测试件浇铸，并且在浇铸过程中连入3mm直径的软管，该软管一端连着惰性气体罐，另一端配接耐高温陶瓷头，通过耐高温陶瓷头向浇铸模具中通入惰性气体以产生气泡从而在铸造的测试件中引入气孔缺陷，通过控制气体流量、陶瓷头的位置和陶瓷头的方向并辅助X射线进行在线监测来控制气孔缺陷的尺寸和位置，确保在步骤(2-4)中确定的缺陷容易出现的位置引入了气孔缺陷，气孔缺陷的尺寸控制在5μm-1mm范围；(4)对测试件存在气孔缺陷的部位进行取样，取样位置需覆盖步骤(2-4)中确定的缺陷容易出现的位置；(5)将步骤(4)获得的样品在室温条件下进行拉伸测试直至断裂；(6)将步骤(5)获得的断口制备成SEM样品，通过扫描电镜对该SEM样品进行形貌分析；(7)使用EDS和WDS对步骤(5)获得的断口至少取5个位置点进行能谱和光谱分析；(8)双氧化膜类型的缺陷的判定：A)如果步骤(6)的扫描电镜观察到的断口相对平滑，并且参考所选择的牌号的镍基高温合金的标准成分含量，如果断口处O、Al和Cr含量明显高于非断口区域的O、Al和Cr含量，则判定存在双氧化膜类型的缺陷；B)如果步骤(6)的扫描电镜观察到的断口包括大量裂纹，并且断口处的O、Al和Cr含量与非断口区域的O、Al和Cr含量没有明显区别，则判定不存在双氧化膜类型的缺陷。
发明专利
一种航空发动机机匣的混合增材制备方法
发明专利权授予

专利号: CN113351881A

申请人: 中国航发成都发动机有限公司
发明人: 王忠;陈基东;刘威;杨霄;胡彦彬;李湉;乔雷;卿颖
申请日期: 2021-06-15
公开日期: 2023-04-07
IPC分类: B22F10/28
摘要:
本发明提供了一种航空发动机机匣的混合增材制备方法，包括以下步骤：(1)将合金粉末烘干，航空发动机机匣预留增材特征凸台局部区域依次经打磨、冲洗和吹干，得预处理基材；(2)将步骤(1)所得预处理基材根据零件设计尺寸进行激光沉积增材制造，得增材件；(3)将步骤(2)所得增材件进行局部真空热处理，检测合格后进行局部机械加工减材至设计尺寸，得航空发动机机匣。本发明能够实现航空发动机机匣的局部特征凸台增材，并达到控形控性的目的，有效解决了现有技术中机匣易变形、小壁厚大直径机匣制备困难和加工周期长等问题。
主权项:
1.一种航空发动机机匣的混合增材制备方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)将合金粉末烘干，航空发动机机匣预留增材特征凸台局部区域依次经打磨、冲洗和吹干，得预处理基材；(2)将步骤(1)所得预处理基材根据零件设计尺寸进行激光沉积增材制造，得增材件；(3)将步骤(2)所得增材件进行局部真空热处理，检测合格后进行局部机械加工减材至设计尺寸，得航空发动机机匣。
发明专利
Inconel 718与Rene’41异种高温合金焊接结构件的热处理强化方法
发明专利权授予

专利号: CN113403559A

申请人: 中国航发成都发动机有限公司
发明人: 王艳;陈基东;林思宇;胡彦彬;田秦冠;刘召虎;杨雪坤;张晓华;赵刚;李欣
申请日期: 2021-06-15
公开日期: 2022-04-29
IPC分类: C21D9/00
摘要:
本发明提供了Inconel 718与Rene’41异种高温合金焊接结构件的热处理强化方法，属于镍基高温合金热处理技术领域。本发明解决的技术问题是针对异种镍基高温合金，目前还没有有效的热处理方法使焊缝和母材同时满足使用性能要求。本发明热处理方法先对Inconel718高温合金进行固溶热处理，对Rene’41高温合金进行固溶热处理+时效热处理，然后对固溶态Inconel 718与时效态Rene’41进行焊接，最后再进行时效热处理。本发明在异种高温合金焊接前后采用相应的热处理方法，使各母材满足时效强化性能要求，同时焊缝也满足相应的力学性能要求，对航空发动机异种高温合金焊接结构件的使用具有实用意义。
主权项:
1.Inconel 718与Rene’41异种高温合金焊接结构件的热处理强化方法，其特征在于包括如下步骤：(1)对Inconel 718高温合金进行固溶热处理；(2)对Rene’41高温合金进行固溶热处理+时效热处理；(3)对固溶态Inconel 718与时效态Rene’41进行焊接，焊接结构件再进行时效热处理。
发明专利
一种增材制造用粉末的循环使用方法
发明专利权授予

专利号: CN115475964A

申请人: 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司;
发明人: 侯慧鹏;雷力明;周新民;付俊;何艳丽
申请日期: 2021-06-15
公开日期: 2023-06-02
IPC分类: B22F10/28
摘要:
本发明的一个目的在于提供一种增材制造用粉末的循环使用方法，该粉末重复使用方法具有普适性。为实现前述目的的粉末循环使用方法，包括如下步骤：对增材制造后的未利用粉末进行回收；对未利用粉末进行筛分，得到目标粉末；获得目标粉末中所含粉末的最大粉末消耗比以及最大循环使用次数；获得目标粉末的循环因子；判断第一门槛值以及第二门槛值与循环因子的大小：若循环因子大于等于第二门槛值，则废弃目标粉末；若循环因子小于第一门槛值，则目标粉末直接与待成形粉末混合后使用；若循环因子处于第一门槛值与第二门槛值之间，则对目标粉末进行粉末优化后混合使用。
主权项:
1.一种增材制造用粉末的循环使用方法，其特征在于，包括如下步骤：对增材制造后的未利用粉末进行回收，所述未利用粉末为一批或多批粉末的混合；对所述未利用粉末进行筛分，得到目标粉末；获得所述目标粉末中所含的所述一批或多批粉末在历次增材制造过程中的最大粉末消耗比以及最大循环使用次数；获得所述目标粉末的循环因子，所述循环因子为所述最大粉末消耗比与所述最大循环使用次数的乘积；获得循环因子的第一门槛值以及第二门槛值，并判断所述第一门槛值以及第二门槛值与所述循环因子的大小：若所述循环因子大于等于所述第二门槛值，则所述目标粉末不能循环使用并废弃；若所述循环因子小于所述第一门槛值，则所述目标粉末直接与待成形粉末混合后供下一次增材制造使用；若所述循环因子大于等于所述第一门槛值且小于所述第二门槛值，则对所述目标粉末进行粉末优化后，与待成形粉末混合后供下一次增材制造使用。
发明专利
一种光固化用航空发动机渗铝料浆及其制备方法与应用
发明专利权授予

专利号: CN113106384A

申请人: 中南大学
发明人: 李瑞迪;袁铁锤;张英杰
申请日期: 2021-04-08
公开日期: 2022-04-15
IPC分类: C23C10/30
摘要:
本发明公开了一种光固化用航空发动机渗铝料浆及其制备方法与应用，包括有：氧化铝粉末、铬粉、铝硅合金粉、碳化硼粉末和氯化铵粉末，其质量比为(18～54):(1～3):(48～54):(0.5～3):(0.2～0.4)。本发明一种光固化用航空发动机渗铝料浆渗铝方法，加入了氧化铝和碳化硼粉末，氧化铝粉末可以保证航空发动机渗铝零部件形成一层均匀的氧化铝可以提高抗腐蚀能力，碳化硼粉末可以提高渗铝零部件的耐磨性能。本发明采用光固化成形零件，首先光固化成形不需要模具辅助，成形精密度高，而且采用光固化渗铝可以保证渗铝料浆均匀地涂覆在待渗零部件，从而可有效的保证涂层的均匀性。
主权项:
1.一种光固化用航空发动机渗铝料浆，其特征在于，包括有：氧化铝粉末、铬粉、铝硅合金粉、碳化硼粉末和氯化铵粉末，其质量比为(18～54):(1～3):(48～54):(0.5～3):(0.2～0.4)。
发明专利
一种航空发动机用镍基高温合金冷轧箔材的制备方法
发明专利权授予

专利号: CN113182353A

申请人: 北京北冶功能材料有限公司
发明人: 田建军;安宁;吕晨熠;张志伟;高杨;牛永吉
申请日期: 2021-03-12
公开日期: 2022-09-20
IPC分类: B21B1/40
摘要:
一种航空发动机用镍基高温合金冷轧箔材的制备方法，属于高温合金制造技术领域。采用纯净度高的纯金属原材料并进行三联冶炼，冶炼工艺选择真空冶炼+电渣重熔+真空自耗重熔；将冶炼获得的合金锭进行均匀化热处理，获得高品质的GH4169合金；对半成品进行研磨和抛光，以保证在不损坏产品表面的前提下有效去除表面附着的异物；采用二十辊精轧机、合理控制冷轧变形量，最终获得0.02～0.08mm成品箔材。使用本发明生产的GH4169成品箔材其固溶态断后延伸率达到36％～48％、时效态抗拉强度达到1250MPa～1450MPa、表面粗糙度0.05μm～0.10μm、成品厚度精度达到±0.003mm的高品质GH4169合金冷轧箔材。优点在于，制备的GH4169合金冷轧箔材质量优异，可实现工业批量化稳定化生产。
主权项:
1.一种航空发动机用镍基高温合金冷轧箔材的制备方法，其特征在于，具体制备工艺步骤及控制的技术参数如下：采用纯净度高的纯金属原材料并进行三联冶炼，冶炼工艺选择真空冶炼+电渣重熔+真空自耗重熔；将冶炼获得的合金锭进行均匀化热处理，获得高品质的GH4169合金；对半成品进行研磨和抛光，以保证在不损坏产品表面的前提下有效去除表面附着的异物；采用二十辊精轧机、控制冷轧变形量，最终获得0.02～0.08mm成品箔材；使用本发明生产的GH4169成品箔材其固溶态断后延伸率达到36％～48％、时效态抗拉强度达到1250MPa～1450MPa、表面粗糙度0.05μm～0.10μm、成品厚度精度达到±0.003mm的高品质GH4169合金冷轧箔材。
发明专利
一种Ni3Al基单晶合金的高性能钎焊方法
发明专利权授予

专利号: CN112008180A

申请人: 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司
发明人: 孔庆吉; 刘纪德; 赵伟; 徐彦强; 刘悦
申请日期: 2020-10-19
公开日期: 2020-12-01
IPC分类: B23K1/20
摘要:
本发明属于焊接技术领域，特别涉及一种Ni3Al基单晶合金的高性能钎焊方法。应用了一种新型耐高温Ni?Cr?W?Mo?Si钎料并提出了一种适用于该钎料和Ni3Al基单晶合金的钎焊工艺，主要包括焊前清理、装配定位、预置钎料、真空钎焊、焊后热处理步骤。使用本发明所用的焊料和工艺可获得优良的钎焊接头组织，钎缝与母材界面结合良好，同时钎焊缝无焊接缺陷和低熔点相，按工艺钎焊的Ni3Al基单晶合金钎焊接头具有满足使用要求的较高力学性能。
主权项:
1.一种Ni3Al基单晶合金的高性能钎焊方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一：焊前清理：采用机械加工去除经过固溶热处理的Ni3Al基单晶合金表面的氧化皮，并加工成需要尺寸的待焊母材；装配前超声波清洗15～20min去除待焊母材表面的油污及其它杂质；步骤二：装配定位：在夹具上，沿轴向将两个待焊母材的待焊端对接组合，控制待焊接头的钎焊间隙50～200μm，用储能点焊将高温合金片固定在待焊接头两侧待焊母材上实施待焊接头定位，制成待钎焊装配件；步骤三：预置钎料：所述钎料为粒度-100～-200目的Ni-Cr-W-Mo-Si合金粉末，其化学成分为：Cr： 15.0%～18.0%；W：6.0%～8.0%；Mo：5.5%～7.5%；Co：3.0%～5.0%；Al：1.5%～3.5%；Ta：1.0%～2.0%；Si：2.0%～3.0%；B：≤0.6%；Ni：余量；将所述钎料用钎焊粘结剂调制成膏状钎料，钎焊粘结剂与钎料的质量比例为1：8～1：10；用涂敷器将膏状钎料涂于步骤二中得到的待钎焊装配件的待焊接头处，膏状钎料体积用量为待焊接头钎焊间隙容积的4～5倍，涂敷膏状钎料后将待钎焊装配件置于烘干箱内对膏状钎料进行固化处理；步骤四：真空钎焊：将待钎焊装配件放置在真空炉内进行钎焊循环，升温速率为5～15℃/ min，钎焊温度为1240～1260℃，保温时间为40～80min，炉内压强不大于6×10-2Pa，钎焊保温结束后随炉冷却或随炉冷却至900℃以下充入高纯氩气快冷，直到冷却至80℃以下出炉；步骤五：焊后热处理：按所述Ni3Al基单晶合金材料的热处理制度，对钎焊后焊件进行高温和低温真空时效处理。
发明专利
一种变形高温合金及其制备方法
发明专利权授予

专利号: CN112226649A

申请人: 中国科学院金属研究所
发明人: 崔传勇;张瑞;孙晓峰;周亦胄
申请日期: 2020-10-14
公开日期: 2023-06-30
IPC分类: C22C19/05
摘要:
本发明是关于一种变形高温合金及其制备方法，涉及金属结构材料技术领域。主要采用的技术方案为：一种变形高温合金，以重量百分比计，所述变形高温合金包括如下成分：Co 20?35％、Cr 8?11％、Ti 5.2?6％、Al 1.8?4.0％、W 4?6％、Mo 2?4％、Ta 0?4％、C＜0.05％、Zr＜0.1％、Ni为余量。所述变形高温合金的层错能＜33mJ/m2；所述变形高温合金中的强化相γ′的体积分数为40?48％。本发明主要用于设计一种在使用温度下具有优异强度、在热加工温度区间具有良好塑性的变形高温合金；该变形高温合金主要适用于高温高应力下使用的零部件，如航空发动机的涡轮盘。
主权项:
1.一种变形高温合金，其特征在于，以重量百分比计，所述变形高温合金包括如下成分：Co 20-35％、Cr 8-11％、Ti 5.2-6％、Al 1.8-4.0％、W 4-6％、Mo 2-4％、Ta 0-4％、C＜0.05％、Zr＜0.1％、Ni为余量。
发明专利
铸造等轴晶高温合金涡轮转子叶片叶尖修复方法及工装
发明专利权授予

专利号: CN112045186A

申请人: 中国航发北京航空材料研究院
发明人: 张学军; 马宇超; 赵海生; 孙兵兵; 张强; 秦仁耀
申请日期: 2020-09-02
公开日期: 2020-12-08
IPC分类: B22F3/105
摘要:
本发明属于航空发动机维修技术领域，涉及一种铸造等轴晶高温合金涡轮转子叶片叶尖修复方法及工装，该方法采用激光选区熔化或电子束选区熔化工艺完成修复，其借助工装使叶片可置于激光选区熔化或电子束选区熔化设备成形区域并在叶尖处进行成形，通过三维扫描获取数据进行逆向建模得到需要修复成形的模型及相关位置信息，并设计相应的工装与叶片装夹，其结构和形式不限，工装可以用来完成叶片装夹，辅助定位及位置校准；定位校准后进行打印修复成形，最后完成后处理及检测；良好地控制了叶片修复的定位精度，且具有热输入小、晶粒细小力学性能好、变形小、表面粗糙度好、尺寸精度高、近净成形无需机加、成形快速高效等优点。
主权项:
1.一种铸造等轴晶高温合金涡轮转子叶片叶尖修复方法，所述修复方法利用激光选区熔化或电子束选区熔化来对铸造等轴晶高温合金涡轮转子叶片叶尖进行修复；通过激光选区熔化设备或电子束选区熔化设备在叶片的叶尖表面进行逐层铺粉并利用激光或电子束扫描成形；包含以下步骤：步骤一、工装设计与叶片装夹：所述工装安装于激光选区熔化设备或电子束选区熔化设备安装基板上，装夹并辅助定位叶片，对叶片位置进行校准；并辅助激光选区熔化或电子束选区熔化对叶片叶尖修复；步骤二、表面磨平：将叶片固定在工装上，将叶片与工装顶部磨削齐平；步骤三、三维扫描：将保持装夹状态的叶片与工装整体进行三维扫描，获得完整的点云数据，并测量确定叶片、工装间的相对位置；步骤四、逆向建模：利用点云数据进行几何重构，进行逆向建模，获得叶片连同工装的三维数字模型，在叶片顶部待修复的叶尖处，建立待修复部分的三维模型；步骤五、打印空间定位：完成叶片及工装的三维数字模型在激光选区熔化或电子束选区熔化工艺的模型处理软件中的打印空间定位，将叶片叶尖待修复部分的三维模型设定为打印零件；步骤六、修复材料选择及工艺参数设定：材料：激光选区熔化使用粒度范围10-80um的高温合金粉末；电子束选区熔化使用粒度范围40-150um的高温合金粉末；工艺参数：根据不同牌号铸造高温合金选用不同参数，激光选区熔化铺粉层厚20-90um,电子束选区熔化铺粉层厚60-200um，在叶尖修复打印的主体部分采用的参数：激光功率80-180W，激光扫描速度400-1200mm/s，扫描线间距0.08-0.16mm；在叶尖电子束选区熔化修复打印的主体部分采用的参数：电子束预热温度900-1050℃，电子束束流5-45mA，聚焦电流40-200mA，扫描速度5-50m/s，填充间距0.2-1.5mm；步骤七、位置校准：测量位置校准图形实际位置与软件打印空间中的位置偏差，将偏差补偿回软件打印空间中，调整叶片叶尖修复部分三维模型的位置；步骤八、打印修复成形：将数据导入激光选区熔化或电子束选区熔化设备，将叶片连同工装安装好，操作设备完成调平、铺粉、打印，将叶片叶尖待修复部分打印在叶片顶部，对叶片叶尖进行修复；步骤九、后处理：对修复区域进行铣削、磨削、打磨、抛光或喷砂，使其表面质量达到叶片修复要求。
发明专利
一种空心风扇叶片粉末热等静压近净成形制备方法
著录事项变更

专利号: CN116786822A

申请人: 中国航发商用航空发动机有限责任公司;
发明人: 张国栋;唐洪奎;赵诗琪;杨超;周林;梁书锦
申请日期: 2020-07-30
公开日期: 2023-09-22
IPC分类: B22F5/00
摘要:
本发明提供了一种空心风扇叶片粉末热等静压近净成形制备方法，具体按照以下步骤依次进行：制备TA15钛合金粉末；根据空心风扇叶片结构设计模具，所述模具由外包套以及位于外包套内的型芯组成；向模具中填充步骤1制备的TA15钛合金粉末；将模具进行抽真空后密封；将模具放在热等静压炉中进行热等静压处理；依次去除模具的外包套和型芯，得到空心风扇叶片毛坯；对空心风扇叶片毛坯的空隙部位进行焊接；对空心风扇叶片毛坯进行热处理；对空心风扇叶片毛坯进行表面处理，得到空心风扇叶片。
主权项:
1.一种空心风扇叶片粉末热等静压近净成形制备方法，其特征在于，具体按照以下步骤实施：步骤1，制备TA15钛合金粉末；步骤2，根据空心风扇叶片结构设计模具，所述模具由外包套以及位于外包套内的型芯组成；步骤3，向步骤2设计的模具中填充步骤1制备的TA15钛合金粉末；步骤4，将步骤3得到的模具进行抽真空后密封；步骤5，将步骤4得到模具放在热等静压炉中进行热等静压处理；步骤6，依次去除步骤5得到的模具的外包套和型芯，得到空心风扇叶片毛坯；步骤7，对步骤6得到的空心风扇叶片毛坯的空隙部位进行焊接；步骤8，对步骤7得到的空心风扇叶片毛坯进行热处理；步骤9，对步骤8得到的空心风扇叶片毛坯进行表面处理，得到空心风扇叶片；在所述步骤1中，采用旋转电极法或氩气雾化法制备TA15钛合金粉末；在所述步骤2中，所述外包套由钢或钛合金制成，所述型芯由钢或钛合金或陶瓷材料制成；在所述步骤3中，将模具放置在振动台上填充TA15钛合金粉末，振动频率为15HZ-22HZ；在所述步骤4中，模具抽真空后的真空度不大于10-2Pa；在所述步骤5中，热等静压处理的压力不小于120MPa，温度为920℃-930℃，保温时间为2h-4h；在所述步骤6中，采用酸蚀或数控加工除去外包套；在所述步骤6中，通过酸蚀或碱煮除去型芯；在所述步骤7中，采用电子束工艺对空心风扇叶片毛坯的空隙部位进行焊接，其中焊接速度为2mm/s-12mm/s，电子束流12mA-70mA；在所述步骤8中，热处理的温度为750℃-780℃，保温时间为2h；所述空心风扇叶片在200℃状态下的抗拉强度为824Rm，屈服强度为695Mpa，延伸率为21％，断面收缩率为51％。
发明专利
通过预旋转调控高温合金毛坯盘锻件的残余应力的方法
发明专利权授予

专利号: CN111471944A

申请人: 北京钢研高纳科技股份有限公司; 浙江海骆航空科技有限公司; 中国航发商用航空发动机有限责任公司
发明人: 张北江; 宣海军; 张文云; 陈传勇; 黄爱华; 张国栋; 田成刚; 黄烁; 秦鹤勇; 田强
申请日期: 2020-05-19
公开日期: 2020-07-31
IPC分类: C22F1/00
摘要:
本发明涉及高温合金领域，公开了一种通过预旋转调控高温合金毛坯盘锻件的残余应力的方法，所述方法包括：S1、确定用于调控所述毛坯盘锻件的残余应力的目标转数，并且确定通过预旋转毛坯盘锻件调控残余应力所需产生塑性变形的目标变形量；S2、以目标转数对毛坯盘锻件进行所述预旋转，监测毛坯盘锻件的变形量，在监测到毛坯盘锻件的变形量达到所述目标变形量时停止预旋转。本发明能够有效调控毛坯盘锻件内部的残余应力并维持毛坯盘锻件的力学性能，可以减缓后期零件加工的变形程度，降低成本；加工后的零件在后期超速试验以及服役过程中不再发生有害变形，从而保证了零件尺寸稳定性；在预旋转后在轮毂处置入压应力，可以有效提高盘件的疲劳寿命。
主权项:
1.一种通过预旋转调控高温合金毛坯盘锻件的残余应力的方法，其特征在于，所述方法包括：S1、确定用于调控所述毛坯盘锻件的残余应力的目标转数，并且确定通过预旋转所述毛坯盘锻件调控残余应力所需产生的塑性变形的目标变形量；S2、以所述目标转数对所述毛坯盘锻件进行所述预旋转，监测所述毛坯盘锻件的变形量，在监测到所述毛坯盘锻件的变形量达到所述目标变形量时停止所述预旋转。
发明专利
一种制备Ti2ALNb/Ti60双合金盘的方法
发明专利权授予

专利号: CN111570795A

申请人: 中国航发北京航空材料研究院
发明人: 李凯; 林莺莺; 李伟; 于勇
申请日期: 2020-05-13
公开日期: 2020-08-25
IPC分类: C22F1/18
摘要:
本发明是一种制备Ti2AlNb/Ti60双合金盘的方法，本发明针对电子束焊接+锻造工艺制备Ti2AlNb/Ti60双合金盘存在的焊接缺陷、界面组织结构与平直度难控制等问题，创新采用用粉?固热等静压扩散连接+等温锻造工艺制备双合金盘。本方法包括如下步骤：材料本构模型构建；锻造预制坯结构设计；双合金粉?固锭坯结构设计，包套加工与粉?固组坯；粉?固热等静压扩散连接；双合金预制坯等温锻造；双合金盘锻件热处理。采用本发明制备的Ti2AlNb/Ti60双合金盘具有良好的界面完整性、平直度和较好的组织状态，满足航空发动机压气机盘剪裁性能要求和减重需求。
主权项:
1.一种制备Ti2ALNb/Ti60双合金盘的方法，该方法是通过对双合金粉-固锭坯进行热等静压，得到双合金锻造预制坯，再对双合金锻造预制坯进行锻造后得到双合金盘，最后进行固溶时效热处理，其特征在于：在双合金锻造预制坯的结构尺寸设计之前，首先对Ti2AlNb粉末合金与热等静压态Ti60合金坯料分别开展热模拟压缩试验，构建各自的材料本构模型，然后将双合金锻造预制坯的结构尺寸和两种材料本构模型导入有限元仿真软件对锻造过程进行模拟仿真，根据仿真结果反复优化双合金锻造预制坯几何结构进行迭代仿真计算，直至将锻造后的双合金界面的弧度拉直，以此确定并匹配双合金锻造预制坯结构尺寸及变形工艺。
发明专利
一种高温合金铸件的熔模铸造方法
发明专利申请公布后的驳回

专利号: CN111451445A

申请人: 中国航发成都发动机有限公司
发明人: 黄中荣; 龙阅文; 李强; 周虎; 张勇; 段俊
申请日期: 2020-04-30
公开日期: 2020-07-28
IPC分类: B22D27/04
摘要:
本发明公开了一种高温合金铸件的熔模铸造方法，属于高温合金铸造领域。依次包括以下步骤：S1：将铸件原料输送到熔炼室中进行熔炼，并对陶瓷型壳进行预热；S2：熔炼结束后将铸件熔浆浇注到已预热的陶瓷型壳内，并等待铸件熔浆凝固；S3：在熔炼炉的铸型室外侧设置控温装置，铸件熔浆凝固完成后通过控温装置加快铸型室内铸件熔浆的冷却速度；S4：铸造完成后破除陶瓷型壳取出铸件。本发明通过控制铸件的冷却速度从而达到了调整析出的γ＇相粒子尺寸的目的，使高温合金铸造完成后的γ＇相立方效果更优，对发展我国航空发动机事业起到了重要作用。
主权项:
1.一种高温合金铸件的熔模铸造方法，其特征在于，依次包括以下步骤：S1：将铸件原料输送到熔炼室(1)中进行熔炼，并对铸型室(2)内的陶瓷型壳(4)进行预热；S2：熔炼结束后将铸件熔浆浇注到已预热的陶瓷型壳(4)等待铸件熔浆凝固；S3：在熔炼炉的铸型室(2)外侧设置控温装置(3)，铸件熔浆凝固完成后通过控温装置(3)加快铸型室(2)内铸件熔浆的冷却速度；S4：铸造完成后从铸型室(2)内取出浇注后的陶瓷型壳(4)。
发明专利
通过控制SLM工艺预制气孔缺陷的方法
发明专利权授予

专利号: CN111203536A

申请人: 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司; 中国航发商用航空发动机有限责任公司
发明人: 雷力明; 李雅莉; 何艳丽; 陈晓晖; 付俊
申请日期: 2020-04-22
公开日期: 2020-05-29
IPC分类: B33Y50/02
摘要:
本发明提供一种通过控制SLM工艺预制气孔缺陷的方法，在指定金属熔化层，按照第一扫描路径执行激光扫描，按照第二扫描路径执行激光扫描；其中，使第一扫描路径和第二扫描路径具有路径重叠区域，使路径重叠区域具有预定宽度，在路径重叠区域叠加的激光能量输入被控制成达到预定能量值，借此在路径重叠区域的沿着长度方向的多个位置形成匙孔，以指定金属熔化层作为缺陷层并且以路径重叠区域的匙孔作为气孔缺陷。上述气孔缺陷预制方法可以利用“匙孔效应”在SLM制件中预制具有增材制造冶金缺陷特征的气孔缺陷。
主权项:
1.一种通过控制SLM工艺预制气孔缺陷的方法，其特征在于，在指定金属熔化层，按照第一扫描路径执行激光扫描；在所述指定金属熔化层，按照第二扫描路径执行激光扫描；其中，使所述第一扫描路径和所述第二扫描路径具有路径重叠区域，使所述路径重叠区域具有预定宽度，在所述路径重叠区域叠加的激光能量输入被控制成达到预定能量值，借此在所述路径重叠区域的沿着长度方向的多个位置形成匙孔，以所述指定金属熔化层作为缺陷层并且以所述路径重叠区域的匙孔作为气孔缺陷。
发明专利
一种高温合金鼓筒转子组件的焊接方法
发明专利申请公布后的驳回

专利号: CN111515513A

申请人: 中国航发哈尔滨东安发动机有限公司
发明人: 郑欣; 陈玉宝; 师玉英; 张伟杰; 王广海; 李刚
申请日期: 2020-04-03
公开日期: 2020-08-11
IPC分类: B23K15/00
摘要:
本发明属于航空发动机机加技术领域，具体涉及一种高温合金鼓筒转子组件的焊接方法，该方法首先对待焊接表面进行处理，之后将待焊接组件进行无间隙装配，装配后依次进行定位焊和电子束焊接，最后将焊接完成的组件进行检测。其中，电子束焊接时采用了特定的焊接顺序及焊接工艺。采用本发明涉及的电子束焊接参数和焊接顺序等工艺方法，可以有效控制高温合金转子组件的焊后变形，改善焊缝内部质量，显著提高焊接合格率。
主权项:
1.一种高温合金鼓筒转子组件的焊接方法，其特征在于，该方法包括以下步骤；第一步，焊前清理，第二步，将待焊接组件装配，第三步，对多条焊缝按顺序编号，采用电子束焊对多条焊缝进行定位焊，第四步，采用电子束焊对焊缝，按编号从小到大且先奇数再单数的顺序进行电子束焊接；第五步，进行常规的去应力热处理，以消除应力；第六步，对焊缝表面进行荧光检验，检验焊缝表面裂纹、气孔情况；第七步，对焊接后的各级辅板的跳动量进行检验。
发明专利

金属粉末专利分析

材料体系分布
制备工艺分布
技术领域分布 (IPC分类)
💡 技术分类说明： 悬停在图表柱子上查看： B22F10/28(3D打印) • B22F9/04(制粉) • C23C24/10(涂层) • C22C19/05(镍合金) • B33Y50/02(控制) • C22F1/18(热处理)
专利类型分布
法律状态分布

主要申请人分析

主要申请人专利数量