本发明公开了一种航空发动机用高温合金盘件制备方法，(1)制备高温合金粉末；(2)对制备的高温合金粉末进行静电除杂；(3)对经静电除杂的高温合金粉末进行真空除气，之后使用喷射器将高温合金粉末沉积在铜制环形沉积器上，得到盘坯；(4)对得到盘坯使用等温锻造进行致密化处理；(5)对得到的盘坯进行热处理。通过本发明的航空发动机用高温合金盘件制备方法，可以制备出满足新型航空航天发动机需要的高温合金盘件。

1.一种航空发动机用高温合金盘件制备方法，其特征在于，具体按照以下步骤实施：步骤1，制备高温合金粉末；步骤2，对步骤1制备的高温合金粉末进行静电除杂；步骤3，对经步骤2静电除杂的高温合金粉末进行真空除气，之后使用喷射器将高温合金粉末沉积在铜制环形沉积器上，得到盘坯；步骤4，对步骤3得到盘坯使用等温锻造进行致密化处理；步骤5，对步骤4得到的盘坯进行热处理。

一种Ti-6Al-4V改进型钛合金及其加工方法，该合金的化学成分按质量百分数计，包括5.8～6.8％的Al，3.8～4.6％的V，0.02～0.45％的Fe，0.17～0.26％的O，小于等于0.08％的C，小于等于0.05的N，其余为Ti。本发明加工得到的TC4G(Ti-6.2Al-4.1V-0.2Fe-0.22O)钛合金的室温强度、高温强度、高周疲劳性能等性能明显高于目前使用的普通TC4钛合金，同时TC4G钛合金的塑性、冲击等性能与普通TC4钛合金在一个数量级别，能够满足新一代推重比10以上航空发动机压气机(风扇)部件的设计制造需求。

1.一种Ti-6Al-4V改进型钛合金，其特征在于，该合金的化学成分按质量百分数计，包括5.8～6.8％的Al，3.8～4.6％的V，0.02～0.45％的Fe，0.17～0.26％的O，小于等于0.08％的C，小于等于0.05％的N，小于等于0.008％的H，其余为Ti。

一种空心叶片内腔抗高温氧化及腐蚀扩散渗层的制备方法，其特征在于：具体的制备步骤如下，制备镍铬渗剂和铬铝渗剂；将制备的镍铬渗剂经1000℃～1050℃/1h~2h焙烧，然后用60目筛子过筛，装入密封的容器内待用；然后制备的铬铝渗剂经1100℃～1150℃/1h~2h和950℃～1000℃/1h~2h焙烧，然后用60目筛子过筛，装入密封的容器内待用；然后制备空心叶片的渗层，该渗层使镍基高温合金叶片的工作温度从900℃提高到1050℃～1100℃，可以使叶片内腔及外表面同时制备渗层，并能显著提高叶片的抗高温氧化、腐蚀能力。

1.一种空心叶片内腔抗高温氧化及腐蚀扩散渗层的制备方法，其特征在于：具体的制备步骤如下， ——制备渗剂： （1）、制备镍铬渗剂：将铬粉、镍粉、三氧化二铝粉、镍-钇合金粉、氯化铵按照如下重量比配制成镍铬渗剂； 铬粉 7%~10%； 镍粉 24%~27%； 三氧化二铝粉 60%~62%； 镍-钇合金粉 3%~5%； 氯化铵 余量； （2）、制备铬铝渗剂：将铬粉、铝粉、三氧化二铝粉、镍-钇合金粉、氯化铵按照如下重量比配制成铬铝渗剂； 铬粉 38%~40%； 铝粉 4%~6%； 三氧化二铝粉 51%~53%； 镍-钇合金粉 3%~5%； 氯化铵 余量； ——焙烧渗剂： （3）、将（1）中制备的镍铬渗剂经1000℃～1050℃/1h~2h焙烧，然后用60目筛子过筛，装入密封的容器内待用； （4）、将（2）中制备的铬铝渗剂经1100℃～1150℃/1h~2h和950℃～1000℃/1h~2h焙烧，然后用60目筛子过筛，装入密封的容器内待用； ——制备渗层： （5）、将（3）中焙烧后的镍铬渗剂灌入叶片内腔内，并将叶片用镍铬渗剂埋入渗罐中，然后放入真空炉内加热，首先加热到400℃，保温1.5h～2h，再升温至800℃，保温1h，再升温值最终温度1000℃～1100℃，保温4h～5h，随炉冷却至200℃以下，出炉。 （6）、将（5）中出炉的叶片上的镍铬渗剂清理干净后，再将（4）中焙烧后的铬铝渗剂灌入叶片内腔内，并将叶片用铬铝渗剂埋入渗罐中，然后放入真空炉内加热，首先加热到400℃，保温1.5h～2h，再升温至800℃，保温1h，再升温至1000℃，保温2h，再升温至1050℃，保温2h，再升温至最终温度1100℃～1200℃，保温1h～1.5h，随炉冷至200℃以下，出炉。

一种高温钛合金属于合金领域。本发明提供了一种最高使用温度可达600℃的高温钛合金，其特征在于主要合金元素在已有600℃高温钛合金基础上做了含量的调整，同时加入Mo、Nb、和稀土元素(钕)Nd。合金成分范围(重量百分比)为：Al：6.2～6.5％，Zr：3.5～4.0％，Sn：2.0～2.5％，Mo：0.1～0.3％，Nb：0.6～0.9％，Si：0.3～0.4％，Nd：0.4～0.8％，余量为Ti。本发明合金具有较高的热强性和较好的热稳定性。可成为航空发动机中高温钛合金部件如压气机盘、叶片等的备选材料。

1.一种高温钛合金，该合金包括Ti、Al、Zr、Sn和Si，其特征在于：该合金中还同时含有Nb、Mo、Nd三种元素，合金中各成分及其重量百分比为：Al：6.2～6.5％，Zr：3.5～4.0％，Sn：2.0～2.5％，Mo：0.1～0.3％，Nb：0.6～0.9％，Si：0.3～0.4％，Nd：0.4～0.8％，余量为Ti。

一种高温合金离心力场泡沫陶瓷复合过滤方法，方法步骤为：①预制一种由直浇道和与直浇道垂直的出口通道组合的特型耐高温陶瓷浇道，浇道出口通道内放置多片泡沫陶瓷过滤片；②其直浇道轴线与离心装置旋转轴线重合；③浇注前将浇道与泡沫陶瓷片预热至1000℃以上；④启动离心装置，使浇道旋转，离心装置旋转速度在10～3000r/min范围，然后浇注高温合金熔体，高温合金熔体将在离心力作用下通过泡沫陶瓷过滤片。本发明的优点是：方法简单，操作方便，高温合金经净化后，1μm以上氧化物去除率可达90%以上，完全达到现代航空发动机制造对高温合金母合金或返回料的净化要求。

1.一种高温合金离心力场泡沫陶瓷复合过滤方法，其特征是方法步骤为： 预制耐高温陶瓷浇道，将该耐高温陶瓷浇道安放于离心装置上，浇道出口通道内放置多片泡沫陶瓷过滤片，泡沫陶瓷过滤片由内至外按粗孔到细孔的顺序叠放于出口通道内，泡沫陶瓷过滤片的孔洞尺寸可以在10ppi到60ppi任意选择，泡沫陶瓷过滤片的厚度总和在20mm-100mm；耐高温陶瓷浇道在离心装置中放置时，其直浇道轴线与离心装置旋转轴线重合；浇注前将浇道预热至1000℃以上；启动离心装置，离心装置旋转速度在10～1000r/min范围，然后浇注合金，高温合金熔体将在离心力作用下通过泡沫陶瓷过滤片。

一种利用DZ417G合金返回料制备K417G合金的方法，对返回料预处理后进行DZ417G合金返回料一次熔炼，按照质量百分比C0.18～0.22、Al5.1～5.5、Ti4.4～4.6、Cr9.1～9.4、Co9.8～10.5、Mo2.8～3.0、B0.017～0.022、V0.70～0.75、Zr0.06～0.08、其余为Ni的比例配料，进行二次熔炼制备K417G母合金，精炼温度1550～1590℃，精炼时间20～30min，精炼后进行浇注。本发明充分利用了DZ417G合金返回料，减少了贵金属资源的浪费，通过两次熔炼，制备的K417G合金具有塑性好、中温强度高等优点，而且稳定性好，在850℃长时效后不析出σ相，可广泛应用于多个型号的发动机。

1.一种利用DZ417G合金返回料制备K417G合金的方法，其特征在于工艺过程如下：（1）DZ417G合金返回料预处理对DZ417G铸件生产过程中产生的返回料进行吹砂处理；（2）DZ417G合金返回料一次熔炼采用真空感应熔炼炉进行合金的熔炼，具体操作步骤为：当真空度≤1.33Pa时，开始升温，控制升温速率为10～15℃/min，当合金表面呈现暗红色时，控制升温速率为10～20℃/min，升温至精炼温度1550～1590℃，控制精炼时间20～30min，精炼后停电，停止加热，至合金液面氧化膜静止不动，然后控制升温速率为15～25℃/min，冲开氧化膜，当温度升至1440～1480℃时，进行浇注；（3）配料按照质量百分比C0.18～0.22、Al5.1～5.5、Ti4.4～4.6、Cr9.1～9.4、Co9.8～10.5、Mo2.8～3.0、B0.017～0.022、V0.70～0.75、Zr0.06～0.08、其余为Ni的比例，为二次熔炼制备K417G母合金配料；（4）二次熔炼制备K417G母合金采用真空感应熔炼炉进行二次熔炼制备K417G母合金，具体操作步骤如下：将DZ417G合金返回料一次熔炼后的料锭加入坩埚中，将调整成分所加材料Ni、Cr、Co和Mo加入坩埚中，调整成分所加材料Al、Ti、AlV、CrB和Zr的总量若小于K417G母合金配料总质量的2%，则直接将Al、Ti、AlV、CrB和Zr加入到坩埚中，若Al、Ti、AlV、CrB和Zr的总量大于或等于K417G母合金配料总质量的2%，则在合金化阶段将Al、Ti、AlV、CrB和Zr加入到坩埚中；当真空感应熔炼炉真空度≤1.33Pa时，开始升温，控制升温速率为10～15℃/min，升温至合金表面呈现暗红色，然后以10～20℃/min的升温速率升温至精炼温度1550～1590℃，精炼时间20～30min，在精炼的前10～15min，加入全部C，精炼结束后停电处理至液面氧化膜静止不动；若Al、Ti、AlV、CrB和Zr的总量若大于或等于K417G母合金配料总质量的2%，则精炼后进行合金化熔炼，控制升温速率为10～20℃/min，冲开氧化膜，在3～5min内将Al、Ti、AlV、CrB和Zr加入到坩埚中，再控制升温速率为10～20℃/min，升温3～5min，停电处理至液面氧化膜静止不动；若Al、Ti、AlV、CrB和Zr的总量小于K417G母合金配料总质量的2%，则精炼结束停电处理至液面氧化膜静止不动后，直接进行以下步骤：控制升温速率为15～25℃/min，冲开氧化膜，当温度达到1440～1480℃时，进行浇注。

一种涡轮导向叶片缺陷的修补方法：首先采用膏状合金粉或膏状混合粉填充缺陷，然后在已被填充的缺陷地周边涂敷膏状钎料，之后烘干填充物；修复操作：将叶片置于真空炉内，采用真空钎焊工艺操作进行修补钎焊。本发明所述涡轮导向叶片缺陷的修补方法有效地避免了裂纹的出现，钎焊工艺性能和所修补处的力学性能符合要求，叶片型面以及各项尺寸和位置精度完全满足要求。从而提高了铸造叶片的合格率，降低了成本，创造了显著经济效益。

1.一种涡轮导向叶片缺陷的修补方法，其特征在于：所述涡轮导向叶片缺陷的修补方法具体是：前期准备：首先采用膏状合金粉或膏状混合粉填充缺陷，然后在已被填充的缺陷地周边涂敷膏状钎料，之后烘干填充物；修复操作：将叶片置于真空炉内，采用真空钎焊工艺操作进行修补钎焊；其中，所述膏状合金粉具体是：以FGH741合金粉、钎焊用粘结剂为主要成分，其各组份的重量百分比为：FGH741合金粉：92％，钎焊用粘结剂：8％；所述膏状混合粉具体是：由B-Ni65CoCrWBMoAlNb粉状钎料与FGH741合金粉按照下述的重量百分比要求混合获得初步混合粉：B-Ni65CoCrWBMoAlNb粉状钎料：50％，FGH741合金粉：50％；再将上述的初步混合粉与钎焊用粘结剂以重量百分比分别为92％、8％的比例混合并搅拌均匀，得到可用的膏状混合粉；所述膏状钎料具体要求为：由粉状B-Ni65CoCrWBMoAlNb钎料与钎焊用粘结剂按照重量比90∶10混合成均匀的膏状。

一种镍基高温合金K441返回料的合金熔炼方法，按以下步骤进行：将返回料和/或废铸件置于真空感应炉中进行精炼，降温浇注成一次料锭；对一次料锭进行化学成分分析后，采用镍、铝、钨、铬、钼、锆、铬硼中间合金和/或碳作为调节元素成分用料，对合金成分进行调整。将一次料锭与调节元素成分用料中的镍、钨、铬和/或钼进行二次精炼，结膜后加热浇注，或将二次精炼后结膜的合金熔液加入，碳、铝、铬硼中间合金和/或锆进行合金化，结膜后加热浇注成合金锭。本方法获得的返回料K441合金与采用新料制备的铸件合格率相当，合金的初熔温度高于原生产技术采用新料制备合金的初熔温度。

1.一种镍基高温合金K441返回料的合金熔炼方法，其特征在于按以下步骤进行：(1)将镍基高温合金K441制备叶片时产生的返回料和/或废铸件的表面清理干净，然后置于真空感应炉中，启动真空设备抽真空，送电熔化合金，将合金熔液升温至1590～1650℃进行精炼，精炼时间为20～40min，精炼结束后降温至合金熔液表面结膜；将结膜的合金熔液加热至1500～1580℃，浇注成一次料锭；(2)当一次料锭的成分按重量百分比在Al 3.30～3.90％，W11.8～14.0％，Cr 15.2～16.5％，Mo 1.2～2.55％，Zr 0.01～0.03％，B 0.006～0.008％，C 0.02～0.035％，余量为Ni的范围内时，准备进行二次精炼；当一次料锭中的Al、W、Cr、Mo、Zr、B和/或C成分超出上述范围时，采用镍、铝、钨、铬、钼、锆、铬硼中间合金和/或碳作为调节元素成分用料，使各调节元素成分用料与一次料锭混合后的全部物料的成分符合上述成分范围；(3)当不需要调节一次料锭成分中的钨、铬和/或钼成分时，将一次料锭置于真空感应炉中，启动真空设备抽真空，送电升温至1590～1650℃进行二次精炼精炼，二次精炼时间为20～40min，二次精炼结束后降温至合金熔液表面结膜；当需要调节一次料锭中的钨、铬和/或钼成分时，将一次料锭与调节元素成分用料中的镍、钨、铬和/或钼置于真空感应炉中，启动真空设备抽真空，升温至1590～1650℃进行二次精炼，二次精炼时间为20～40min；精炼结束后降温至合金熔液表面结膜；当需要调节一次料锭中的碳、铝、硼和/或锆时，将二次精炼后结膜的合金熔液加热至结膜完全熔化，并加入调节元素成分用料中的碳、铝、铬硼中间合金和/或锆进行合金化，保温2～10min，降温至合金熔液表面结膜；(4)当步骤(3)中不需要调节一次料锭成分中的碳、铝、硼和锆时，将步骤3中二次精炼结束后结膜的合金熔液加热至1500～1580℃，然后浇注成K441合金锭；当步骤3中需要调节一次料锭成分中的碳、铝、硼和/或锆时，将步骤(3)中合金化后结膜的合金熔液加热至1500～1580℃，然后浇注成K441合金锭。

一种镍基变形高温合金环形机加火焰筒激光焊接修理方法，火焰筒材质为Э∏648；首先对轻微烧蚀和氩弧焊难于补焊处采用激光熔敷焊接方法修复裂纹，其次采用激光焊接工艺进行原位切割、原位焊接，来解决烧蚀严重部位的故障排除；其中，所述的激光熔敷焊接方法具体要求是：首先对需补焊的裂纹处开坡口，进行清理打磨，然后清洗烘干；然后在坡口处填加IMR-03镍基合金填料进行焊接；焊接时采用两种光学聚焦系统和氩气保护装置；在坡口处填加IMR-03镍基合金填料进行焊接的工艺参数具体是：焦距70mm和150mm，脉宽4ms，频率5Hz。本发明大大降低了发动机修理成本，修复操作达到了预期效果。

1.一种镍基变形高温合金环形机加火焰筒激光焊接修理方法，所述环形机加火焰筒材质为镍基变形高温合金ЭП648；所述ЭП648合金亦即ХН50ВМТЮБ-ВИ的化学成分以及质量百分比含量要求具体是：Cr：32～35％；W：4.3～5.3％；Ti：0.5～1.1％；Al：0.5～1.1％；Mo：2.3～3.3％；Nb：0.5～1.10％；C≤0.10％；Si≤0.40％；Mn≤0.50％；S≤0.010％；P≤0.015％；B≤0.008％；Ce≤0.030％；Fe≤4.0％；Ni：余量；其特征在于：所述环形机加火焰筒焊接修理方法依次具体要求如下：首先对轻微烧蚀处和氩弧焊难于补焊处采用激光熔敷焊接方法修复裂纹，其次采用激光焊接工艺进行原位切割、原位焊接，来解决烧蚀严重部位的故障排除；其中，所述的激光熔敷焊接方法具体要求是：首先对需补焊的裂纹处开坡口，进行清理打磨，然后清洗烘干；然后在坡口处填加IMR-03镍基合金填料进行焊接；IMR-03镍基合金填料成分以及质量百分比含量要求具体是：Cr：18～25％；W：6～8％；Ti：1～3％；Al：1～3％；Mo：6～8％；微量元素≤0.5％；Ni：余量；焊接时采用两种光学聚焦系统和氩气保护装置；在坡口处填加IMR-03镍基合金填料进行焊接的工艺参数具体是：焦距70mm和150mm，脉宽4ms，频率5Hz。

本发明公开了宽带激光搭接熔覆修复航空发动机制件报废模具的方法及应用，该方法的特点是激光搭接熔覆按第1道、第3道、第5道、……第(2n－1)道、第2道、第4道、第6道、……第2n道顺序进行，可用于低、中碳钢或低、中碳合金钢制件报废模具的修复。本发明克服了现行多道搭接熔覆方法的缺点，最大程度地减少了搭接区的面积，降低了搭接区回火对组织和性能造成的不良影响，也降低了每道熔覆区域之间的相互影响，较易获得大面积的无裂纹激光熔覆层，且熔覆层无夹杂，无气孔，与基材冶金结合良好；搭接熔覆的重叠区内，由于发生了二次结晶，晶粒进一步均匀细化，使激光熔覆层残余应力减少，有效提高了航空发动机制件报废模具的使用性能。

1.宽带激光搭接熔覆修复航空发动机制件报废模具的方法，其特征在于：激光搭接熔覆按第1道、第3道、第5道、……第(2n-1)道、第2道、第4道、第6道、……第2n道顺序进行。