【技術實現步驟摘要】
本專利技術屬于航空發動機修復，更具體地說，本專利技術涉及一種航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法。
技術介紹
1、相比于現在大規模應用的鎳基高溫合金材料，碳化硅陶瓷基復合材料(cmc-sic)能夠承受的溫度更高，更重要的是其密度僅為高溫合金的1/4～1/3，可在保證高溫性能的情況下，大大減輕發動機結構質量，現已在發動機火焰筒、渦輪外環、導向器、尾噴管等熱端靜止件上獲得了應用。
2、為了防止cmc-sic材料在高溫工作時與環境中的水蒸氣、氧氣、熔鹽等物質發生腐蝕反應，往往會在cmc-sic零件表面制備一層環境障涂層(ebc)，典型的帶ebc涂層的cmc-sic零件如圖1所示。帶ebc涂層的cmc-sic零件損傷形式包括涂層損傷和基體損傷兩部分。在長時間高溫使用后，ebc涂層易產生裂紋甚至剝落，cmc-sic陶瓷基體會由于失去涂層保護，加上受發動機燃氣熱沖擊、熱交變應力、腐蝕氣氛等原因綜合作用而產生裂紋等損傷，如不進行修復，該零件無法繼續使用。cmc-sic材料以及cmc-sic制成的發動機零件價格高昂，但是目前仍然缺少合適的修復方法，零件基體損壞后只能提前報廢處理，使零件實際服役時間遠低于設計值，造成巨大的材料浪費和經濟損失。
3、cmc-sic材料裂紋難以修復的原因為陶瓷材料熔化溫度高，元素擴散系數低，很難像金屬那樣通過升溫熔化-再冷卻凝固(例如氬弧焊)或者元素互擴散(擴散焊)等方式形成高強度連接接頭；若使用激光等高能束照射cmc-sic陶瓷基復材，能量過低對cmc-sic沒有作用，能量過高
4、此外，修復cmc-sic零件基體裂紋，還要考慮零件表面原有ebc涂層的去除，否則影響基體材料cmc-sic上的裂紋修復。cmc-sic基體材料裂紋修復后，還要對之前去除的ebc涂層進行恢復，以在零件后續工作過程中繼續保護cmc-sic基體免受環境中腐蝕氣氛損傷。ebc涂層包括粘結層(例如硅si)、中間層(例如莫來石mullite)和面層(例如硅酸鐿yb2sio5)，目前大多通過大氣等離子噴涂aps等手段制備，由于設備原理本身原因，涂層中不可避免存在一定量孔隙，減弱了ebc涂層防護效果。
技術實現思路
1、本專利技術的一個目的是解決至少上述問題和/或缺陷，并提供至少后面將說明的優點。
2、為了實現本專利技術的這些目的和其它優點，提供了一種航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法，包括：去除零件表面環境障涂層，清洗烘干；選取粉末狀活性金屬釬料和連接劑混合后涂覆零件表面裂紋及附近區域；真空釬焊，打磨焊縫，清洗烘干；使用大氣等離子噴涂設備制備環境障涂層的粘結層和中間層，使用等離子-物理氣相沉積方法制備環境障涂層的面層；打磨環境障涂層并進行退火處理，完成航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件的裂紋損傷修復。
3、優選的是，所述航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法，具體包括以下步驟：
4、步驟一、采用激光清洗技術去除零件表面環境障涂層，將零件基體暴露出來；
5、步驟二、將零件置于丙酮溶液中超聲清洗10～30min后烘干；
6、步驟三、將粉末狀活性金屬釬料烘干，然后加入連接劑，混合均勻成膏狀，沿裂紋走向涂覆在零件表面裂紋處及附近10～30mm2面積區域；
7、步驟四、將零件放入真空釬焊爐進行真空釬焊；
8、步驟五、取出釬焊后的零件，將焊縫處打磨平整，并置于丙酮溶液中超聲清洗10～30min后烘干；
9、步驟六、使用大氣等離子噴涂設備制備環境障涂層的粘結層和中間層；
10、步驟七、使用等離子-物理氣相沉積方法制備環境障涂層的面層；
11、步驟八、打磨恢復的環境障涂層，使環境障涂層符合產品的粗糙度要求；
12、步驟九、對零件進行退火處理，完成修復。
13、優選的是，所述步驟一中，激光清洗的具體工藝參數為：激光為脈沖納秒激光，激光波長1.064μm，功率300～500w，光斑直徑0.5～2mm，單脈沖寬度50～150ns，重復頻率10～30khz，掃描速度300～500mm/s，搭接率95～99％。
14、優選的是，所述步驟三中，粉末狀活性金屬釬料為ag-cu-ti釬料、ni基釬料、cu基釬料中的一種；連接劑為nicrobrazⅱ型水基粘接劑、tensolno.6和三氯乙烯、聚苯乙烯和三氯乙烯、乙二醇、丙三醇中的一種；粉末狀活性金屬釬料和連接劑的質量比為3～6:1。
15、優選的是，所述步驟四中，真空釬焊的具體條件為：以5～10℃/min升溫速率升溫至200～220℃并保溫10～20min，以8～10℃/min升溫速率升溫至750～1350℃并保溫10～20min，以5～10℃/min升溫速率升溫至800～1400℃并保溫20～30min，以3～5℃/min降溫速率降溫至600～700℃，隨爐冷卻至70℃以下開爐。
16、優選的是，所述步驟六中，粘結層為硅層，厚度為20～50μm；中間層為莫來石層，厚度為30～80μm；制備涂層時，使用夾具將待噴涂零件放置于大氣等離子噴涂設備的轉臺上，噴涂時零件隨轉臺轉動，保證涂層均勻，噴涂前通過等離子弧對零件基體進行預熱。
17、優選的是，所述制備粘結層的大氣等離子噴涂工藝參數為：氬氣流量40～60l/min，氫氣流量4～6l/min，電流500～600a，噴涂距離100～110mm，功率26～27kw，送粉速率4～6r/min，載氣流量8～10l/min，轉臺轉速40～70r/min，基體預熱550～650℃；所述制備中間層的大氣等離子噴涂工藝參數為：氬氣流量35～45l/min，氫氣流量8～12l/min，電流600～700a，噴涂距離100～110mm，功率33～34kw，送粉速率2～4r/min，載氣流量8～10l/min，轉臺轉速40～70r/min，基體預熱750～850℃。
18、優選的是，所述步驟七中，面層為yb2sio5層，厚度為50～120μm；制備涂層時，使用夾具將待噴涂零件放置于等離子-物理氣相沉積設備真空罐內的轉臺上，噴涂時零件隨轉臺轉動，真空罐內壓力首先抽至100～200pa，再充入氬氣至3000～5000pa，噴涂前通過等離子弧對零件基體進行預熱。
19、優選的是，所述制備面層的等離子-物理氣相沉積工藝參數為：氬氣流量50～70l/min，氫氣流量25～35l/min，電流2000～3000a，噴涂距離1000～1100mm，功率35～45kw，送粉速率4～6r/min，載氣流量8～10l/min，轉臺轉速40～70r/min，基體預熱550～650℃。
20、優選的是，所述步驟九中，退火處理的溫度為800～1000℃，升溫速率為3～10℃/min，保溫時間為20～40min，隨爐冷卻。
21、本專利技術至少包括以下有益效本文檔來自技高網...
【技術保護點】
1.一種航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法，其特征在于，包括：去除零件表面環境障涂層，清洗烘干；選取粉末狀活性金屬釬料和連接劑混合后涂覆零件表面裂紋及附近區域；真空釬焊，打磨焊縫，清洗烘干；使用大氣等離子噴涂設備制備環境障涂層的粘結層和中間層，使用等離子-物理氣相沉積方法制備環境障涂層的面層；打磨環境障涂層并進行退火處理，完成航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件的裂紋損傷修復。
2.如權利要求1所述的航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法，其特征在于，具體包括以下步驟：
3.如權利要求2所述的航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法，其特征在于，所述步驟一中，激光清洗的具體工藝參數為：激光為脈沖納秒激光，激光波長1.064μm，功率300～500W，光斑直徑0.5～2mm，單脈沖寬度50～150ns，重復頻率10～30kHz，掃描速度300～500mm/s，搭接率95～99％。
4.如權利要求2所述的航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法，其特征在于，所述步驟三中，粉末狀活性金屬釬料為Ag-Cu-
5.如權利要求2所述的航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法，其特征在于，所述步驟四中，真空釬焊的具體條件為：以5～10℃/min升溫速率升溫至200～220℃并保溫10～20min，以8～10℃/min升溫速率升溫至750～1350℃并保溫10～20min，以5～10℃/min升溫速率升溫至800～1400℃并保溫20～30min，以3～5℃/min降溫速率降溫至600～700℃，隨爐冷卻至70℃以下開爐。
6.如權利要求2所述的航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法，其特征在于，所述步驟六中，粘結層為硅層，厚度為20～50μm；中間層為莫來石層，厚度為30～80μm；制備涂層時，使用夾具將待噴涂零件放置于大氣等離子噴涂設備的轉臺上，噴涂時零件隨轉臺轉動，保證涂層均勻，噴涂前通過等離子弧對零件基體進行預熱。
7.如權利要求6所述的航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法，其特征在于，所述制備粘結層的大氣等離子噴涂工藝參數為：氬氣流量40～60L/min，氫氣流量4～6L/min，電流500～600A，噴涂距離100～110mm，功率26～27kW，送粉速率4～6r/min，載氣流量8～10L/min，轉臺轉速40～70r/min，基體預熱550～650℃；所述制備中間層的大氣等離子噴涂工藝參數為：氬氣流量35～45L/min，氫氣流量8～12L/min，電流600～700A，噴涂距離100～110mm，功率33～34kW，送粉速率2～4r/min，載氣流量8～10L/min，轉臺轉速40～70r/min，基體預熱750～850℃。
8.如權利要求2所述的航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法，其特征在于，所述步驟七中，面層為Yb2SiO5層，厚度為50～120μm；制備涂層時，使用夾具將待噴涂零件放置于等離子-物理氣相沉積設備真空罐內的轉臺上，噴涂時零件隨轉臺轉動，真空罐內壓力首先抽至100～200Pa，再充入氬氣至3000～5000Pa，噴涂前通過等離子弧對零件基體進行預熱。
9.如權利要求8所述的航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法，其特征在于，所述制備面層的等離子-物理氣相沉積工藝參數為：氬氣流量50～70L/min，氫氣流量25～35L/min，電流2000～3000A，噴涂距離1000～1100mm，功率35～45kW，送粉速率4～6r/min，載氣流量8～10L/min，轉臺轉速40～70r/min，基體預熱550～650℃。
10.如權利要求2所述的航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法，其特征在于，所述步驟九中，退火處理的溫度為800～1000℃，升溫速率為3～10℃/min，保溫時間為20～40min，隨爐冷卻。
...【技術特征摘要】
1.一種航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法，其特征在于，包括：去除零件表面環境障涂層，清洗烘干；選取粉末狀活性金屬釬料和連接劑混合后涂覆零件表面裂紋及附近區域；真空釬焊，打磨焊縫，清洗烘干；使用大氣等離子噴涂設備制備環境障涂層的粘結層和中間層，使用等離子-物理氣相沉積方法制備環境障涂層的面層；打磨環境障涂層并進行退火處理，完成航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件的裂紋損傷修復。
2.如權利要求1所述的航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法，其特征在于，具體包括以下步驟：
3.如權利要求2所述的航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法，其特征在于，所述步驟一中，激光清洗的具體工藝參數為：激光為脈沖納秒激光，激光波長1.064μm，功率300～500w，光斑直徑0.5～2mm，單脈沖寬度50～150ns，重復頻率10～30khz，掃描速度300～500mm/s，搭接率95～99％。
4.如權利要求2所述的航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法，其特征在于，所述步驟三中，粉末狀活性金屬釬料為ag-cu-ti釬料、ni基釬料、cu基釬料中的一種；連接劑為nicrobrazⅱ型水基粘接劑、tensol?no.6和三氯乙烯、聚苯乙烯和三氯乙烯、乙二醇、丙三醇中的一種；粉末狀活性金屬釬料和連接劑的質量比為3～6:1。
5.如權利要求2所述的航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法，其特征在于，所述步驟四中，真空釬焊的具體條件為：以5～10℃/min升溫速率升溫至200～220℃并保溫10～20min，以8～10℃/min升溫速率升溫至750～1350℃并保溫10～20min，以5～10℃/min升溫速率升溫至800～1400℃并保溫20～30min，以3～5℃/min降溫速率降溫至600～700℃，隨爐冷卻至70℃以下開爐。
6.如權利要求2所述的航空發動機碳化硅陶瓷基復合材料零件裂紋損傷修復方法，其特征在于，所述步驟六中，粘結層為硅層，厚度為20～50μm；中間層為莫來石層，厚...
【專利技術屬性】
技術研發人員：周俊，鄧慶祝，魏清，莫少覽，林開章，葛海鋒，鄧江，李威，劉文法，張康，
申請(專利權)人：成都國營錦江機器廠，
類型：發明
國別省市：
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