[发明专利]等轴晶材料涡轮导向叶片铸造缺陷修复材料及修复方法

说明书

本发明涉及航空发动机热端关键部件维修技术领域，提供了一种等轴晶材料涡轮导向叶片铸造缺陷修复材料及修复方法，修复用填充材料为粒径Φ53～Φ150μm的高温合金粉末，其组分及质量百分比：C：0.12～0.18％，Cr：15.5～16.5％，Co：12.5～13.5％，W：3.5～4.5％，Mo：3.5～4.5％，Nb：0.6～1.0％，Al：2.0～2.5％，Ti：3.5～4.0％，Zr：0.03～0.08％，B：0.006～0.015％，Ta：＜0.2％，Si：＜0.2％，Mn：＜0.12％，Fe：＜0.35％，P：≤0.01％，S：≤0.01％，O：≤0.010％，N：≤0.008％，Ni为余量；所述修复方法在修复前对待修复叶片进行固溶热处理：后采用激光直接沉积方法进行修复，并恢复尺寸；本发明的修复方法和修复材料实现了高Al、Ti含量等轴晶高温合金涡轮导向叶片修复效率、修复接头质量和性能的大幅提高，对促进发动机的研制和应用具有重要意义。

技术领域

本发明涉及修复技术领域，特别是涉及一种等轴晶材料涡轮导向叶片铸造缺陷修复材料及修复方法。

背景技术

针对先进航空发动机的高性能需求，高Al、Ti含量的等轴晶高温合金在发动机涡轮导向叶片的应用愈加广泛，如K418B、K447A和K465等。为提高航空发动机涡轮导向叶片工作时的冷却效果，国内外涡轮导向叶片普遍采用多联气冷空心结构，其内腔复杂、叶身壁及缘板薄、尺寸精度高，导致叶片的铸造工艺难度大，造成铸件产品普遍存在缩孔、缩松、空洞、欠铸、夹杂等局部缺陷，使其无法满足使用要求，且新品铸件的报废率常高达70％以上，为此迫切需要进行修复。

因高Al、Ti含量的等轴晶高温合金中的“Al+Ti”含量高达6.2～8.9wt.％，采用常规熔焊方法和同母材填充材料修复时修复接头(包括修复区和基体热影响区)极易出现热裂纹，往往需要反复修补2次以上，一方面导致修复质量极不稳定，另一方面修补的合格率通常不足30％。因此急需高效、可靠的修复技术和修复材料。

相比于常规熔焊方法，激光直接沉积工艺的热输入量小，使其修复时形成的热影响区和局部残余应力更小，从而有助于降低热裂纹倾向，因此适合用于高Al、Ti含量的等轴晶高温合金涡轮导向叶片铸造缺陷的修复。

目前用于K447A等高Al、Ti含量的等轴晶高温合金熔焊修复用材料普遍为低Al、Ti含量(“Al+Ti”含量≤1.5wt.％)的镍基合金。低的Al、Ti含量使得修复材料具有优良的可成形性(即焊接性)，但也导致修复区难以析出时效强化的γ′强化的₃Al相，致使修复区的室高温强度、持久性能和耐温能力显著下降。这导致等轴晶高温合金涡轮导向叶片铸造缺陷修复区成为零件服役时的“短板”，严重影响了服役寿命和可靠性，因此急需室高温性能与叶片基体接近且具有可成形良好的修复用材料。

发明内容

本发明的目的是：提供等轴晶材料涡轮导向叶片铸造缺陷修复材料及修复方法，实现Al、Ti含量的等轴晶高温合金涡轮导向叶片铸造缺陷修复技术的突破，提升修复质量和接头性能。

为解决此技术问题，本发明的技术方案是：

一方面，提供一种等轴晶材料涡轮导向叶片铸造缺陷修复材料，所述的修复材料为激光修复用高温合金粉末，其成分及质量百分比为：C：0.12～0.18％，Cr：15.5～16.5％，Co：12.5～13.5％，W：3.5～4.5％，Mo：3.5～4.5％，Nb：0.6～1.0％，Al：2.0～2.5％，Ti：3.5～4.0％，Zr：0.03～0.08％，B：0.006～0.015％，Ta：＜0.2％，Si：＜0.2％，Mn：＜0.12％，Fe：＜0.35％，P：≤0.01％，S：≤0.01％，O：≤0.010％，N：≤0.008％，Ni：余量。