一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)雙合金雙性能渦輪盤及其制備方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及燃?xì)廨啓C(jī)領(lǐng)域，尤其是關(guān)于一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)雙合金雙性能潤(rùn)輪盤及其 制備方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 潤(rùn)輪盤是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的核也部件之一，承擔(dān)著將燃?xì)馔苿?dòng)潤(rùn)輪葉片所做的功傳遞 至軸W帶風(fēng)扇、壓氣機(jī)等部件工作的任務(wù)。其固有的工作環(huán)境和工作特點(diǎn)可概括如下：
[0003] 1)潤(rùn)輪盤位于燃燒室之后，其熱環(huán)境及其嚴(yán)峻，目前的高性能航空發(fā)動(dòng)機(jī)潤(rùn)輪盤 上的溫度已經(jīng)超過(guò)了 1000K，在該種溫度環(huán)境下，潤(rùn)輪盤材料的強(qiáng)度性能急劇下降，從而不 能滿足壽命及可靠性的要求，所W往往需要對(duì)潤(rùn)輪盤加W冷卻。
[0004] 2)潤(rùn)輪盤的工作轉(zhuǎn)速一般超過(guò)1000化pm,因此承受極大的離也載荷；由于對(duì)潤(rùn)輪 盤的冷卻和熱環(huán)境的分布不均，因此潤(rùn)輪盤上受到復(fù)雜且隨運(yùn)行工況不斷變化的熱應(yīng)力載 荷。所W，潤(rùn)輪盤上收到的總應(yīng)力水平非常高。
[0005] 正因?yàn)閃上特點(diǎn)，潤(rùn)輪盤是航空發(fā)動(dòng)機(jī)最危險(xiǎn)的部件之一。通常，降低潤(rùn)輪盤所受 應(yīng)力的方法是，通過(guò)增大危險(xiǎn)區(qū)域的幾何尺寸W控制潤(rùn)輪盤上的應(yīng)力水平來(lái)保證可靠的強(qiáng) 度需求。因此，目前典型的潤(rùn)輪盤結(jié)構(gòu)形式是；潤(rùn)輪盤應(yīng)力水平最大的盤也區(qū)域采用幾何尺 寸的加厚；由于潤(rùn)輪盤上的應(yīng)力水平分布特點(diǎn)是沿徑向逐漸降低的，因此潤(rùn)輪盤福板區(qū)域 的厚度沿徑向逐漸變薄W減輕質(zhì)量；由于潤(rùn)輪盤的盤緣必須承受葉片的拉力作用，因此潤(rùn) 輪盤的盤緣區(qū)域的厚度再次逐漸加厚。需要注意的是，增大幾何尺寸將直接導(dǎo)致潤(rùn)輪盤質(zhì) 量的增加和發(fā)動(dòng)機(jī)性能的降低，所W增加幾何尺寸并不被鼓勵(lì)。為盡量緩解由于保證強(qiáng)度 帶來(lái)的潤(rùn)輪盤質(zhì)量的增加，在潤(rùn)輪盤的結(jié)合形狀大致確定后，還需通過(guò)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)做進(jìn) 一步的調(diào)整。
[0006] 而且航空發(fā)動(dòng)機(jī)潤(rùn)輪盤在工作過(guò)程中不同部位承受的溫度和應(yīng)力載荷不同。航 空發(fā)動(dòng)機(jī)潤(rùn)輪盤的輪毅部位承受較高應(yīng)力和較低溫度，航空發(fā)動(dòng)機(jī)潤(rùn)輪盤的輪緣部位承受 較低應(yīng)力和較高溫度。該就要求航空發(fā)動(dòng)機(jī)潤(rùn)輪盤的輪緣部位在較高溫下具有高的持久、 蠕變強(qiáng)度和損傷容限，航空發(fā)動(dòng)機(jī)潤(rùn)輪盤的輪毅部位在較低溫度下具有高的屈服強(qiáng)度和低 周疲勞性能。雙性能潤(rùn)輪盤（化al property disk)是一種在處于較高溫度下工作時(shí)，其輪 緣部位具有高的持久、蠕變強(qiáng)度，在處于較低溫度下工作時(shí)，其輪毅部位具有高的屈服和低 周疲勞性能的潤(rùn)輪盤。但是普通的雙性能潤(rùn)輪盤是通過(guò)改變不同部位的晶粒度來(lái)提高不同 部位的耐溫或者屈服強(qiáng)度。改變不同部位的晶粒度是為了獲得細(xì)晶組織和粗晶組織，但是 改變不同部位晶粒度的工藝控制過(guò)程十分復(fù)雜，難度大，制造成本高。并且單一合金雙組織 產(chǎn)生的雙性能必然受到合金自身性能的約束，并不能完全發(fā)揮雙性能潤(rùn)輪盤的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)優(yōu) 勢(shì)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 針對(duì)上述問(wèn)題，本發(fā)明的目的在于提出一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)雙合金雙性能潤(rùn)輪盤及其 制備方法，其無(wú)需增加航空發(fā)動(dòng)機(jī)潤(rùn)輪盤的厚度，且制備工藝相對(duì)簡(jiǎn)單，成本低，能夠在很 大程度上降低航空發(fā)動(dòng)機(jī)潤(rùn)輪盤上的最大應(yīng)力，從而提高潤(rùn)輪盤壽命。
[0008] 為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供了一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)雙合金雙性能潤(rùn)輪盤，它包括盤 也區(qū)域和福板區(qū)域，所述盤也區(qū)域靠近中軸的部位采用的材料為第一合金材料，所述盤也 區(qū)域其他部位W及所述福板區(qū)域采用的材料為第二合金材料，所述第一合金材料的線膨脹 系數(shù)大于所述第二合金材料的線膨脹系數(shù)。
[0009] 進(jìn)一步的，所述盤也區(qū)域靠近中軸的部位中采用所述第一合金材料的區(qū)域占所述 盤也區(qū)域的比例，W及所述盤也區(qū)域靠近中軸的部位中采用所述第一合金材料的區(qū)域的具 體位置，由采用的所述第一合金材料的線膨脹系數(shù)及所述盤也區(qū)域所受應(yīng)力最大的區(qū)域確 定。
[0010] 進(jìn)一步的，所述盤也區(qū)域靠近中軸的部位中采用所述第一合金材料的區(qū)域占所述 盤也區(qū)域的比例為5%-50%。
[0011] 進(jìn)一步的，所述第一合金材料的線膨脹系數(shù)由所述盤也區(qū)域靠近中軸的部位中采 用所述第一合金材料的區(qū)域的大小確定，且滿足所述第一合金材料與所述第二合金材料的 接觸面之間的集中應(yīng)力小于所述盤也區(qū)域所受的最大應(yīng)力的條件。
[0012] 進(jìn)一步的，所述第一合金材料的線膨脹系數(shù)比所述第二合金材料的線膨脹系數(shù)提 局了 5%-80%〇
[0013] 進(jìn)一步的，所述第二合金材料采用的是FGH96合金，所述第一合金材料的線膨脹 系數(shù)比所述第二合金材料的線膨脹系數(shù)提高了 10%，所述盤也區(qū)域靠近中軸的部位中采用 所述第一合金材料的區(qū)域占所述盤也區(qū)域的比例為30%。
[0014] 為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明還提供了一種上述的航空發(fā)動(dòng)機(jī)雙合金雙性能潤(rùn)輪盤的 制備方法，其特征在于，它包括W下步驟：
[0015] 1)通過(guò)有限元計(jì)算潤(rùn)輪盤所受到的應(yīng)力，確定潤(rùn)輪盤所受應(yīng)力最大的區(qū)域位于潤(rùn) 輪盤的盤也區(qū)域靠近中軸的部位內(nèi)；
[0016] 2)選用第一合金材料作為潤(rùn)輪盤的盤也區(qū)域靠近中軸的部位所用的材料，選用第 二合金材料作為潤(rùn)輪盤的盤也區(qū)域其他部位W及潤(rùn)輪盤的福板區(qū)域所用的材料；且第一合 金材料的線膨脹系數(shù)大于第二合金材料的線膨脹系數(shù)；
[0017] 3)根據(jù)選用的第一合金材料的線膨脹系數(shù)與潤(rùn)輪盤所受應(yīng)力最大的區(qū)域，確定潤(rùn) 輪盤的盤也區(qū)域靠近中軸的部位中采用所述第一合金材料的區(qū)域的位置，及潤(rùn)輪盤的盤也 區(qū)域靠近中軸的部位中采用所述第一合金材料的區(qū)域占潤(rùn)輪盤的盤也區(qū)域的比例；
[0018] 4)通過(guò)無(wú)缺陷組合制逐工藝制備潤(rùn)輪盤，即可得到雙合金雙性能潤(rùn)輪盤。
[0019] 進(jìn)一步的，所述步驟4)中，制備潤(rùn)輪盤過(guò)程中，通過(guò)潤(rùn)輪盤H維模型轉(zhuǎn)化的數(shù)據(jù) 控制激光烙覆制造，采用激光束直接烙化金屬粉，逐層堆積金屬，結(jié)合實(shí)時(shí)反饋控制激光烙 覆，逐點(diǎn)增材，從而實(shí)現(xiàn)雙合金雙性能潤(rùn)輪盤的制備。
[0020] 基于上述技術(shù)方案，本發(fā)明至少具有W下有益效果：
[0021] 本發(fā)明將盤也區(qū)域靠近中軸的部位采用第一合金材料，將盤也區(qū)域的其他部位W 及福板區(qū)域采用第二合金材料，第一合金材料的線膨脹系數(shù)大于第二合金材料的線膨脹系 數(shù)，不僅可W達(dá)到不同部位的耐溫能力或者屈服強(qiáng)度要求，而且也可W通過(guò)控制不同部位 的線膨脹系數(shù)，讓盤也區(qū)域靠近中軸的部位的熱應(yīng)力抵消部分周向應(yīng)力，保證其在各自區(qū) 域的工作需求和對(duì)潤(rùn)輪盤所受應(yīng)力的控制。本發(fā)明不需要通過(guò)增加潤(rùn)輪盤厚度，來(lái)降低潤(rùn) 輪盤應(yīng)力，從而，減輕了潤(rùn)輪盤的重量，提高了潤(rùn)輪盤的壽命，提高了發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，并且制 備工藝相對(duì)簡(jiǎn)單，制備成本低，能夠在很大程度上降低航空發(fā)動(dòng)機(jī)潤(rùn)輪盤所受的應(yīng)力。同 時(shí)，也可W通過(guò)改變不同部位合金材料特性來(lái)充分挖掘合金材料的潛能，降低成本。
【附圖說(shuō)明】
[0022] 此處所說(shuō)明的附圖用來(lái)提供對(duì)本發(fā)明的進(jìn)一步理解，構(gòu)成本申請(qǐng)的一部分，本發(fā) 明的示意性實(shí)施例及其說(shuō)明用于解釋本發(fā)明，并不構(gòu)成對(duì)本發(fā)明的不當(dāng)限定。在附圖中：
[0023] 圖1A為普通潤(rùn)輪盤沿中軸對(duì)稱的其中一部分的網(wǎng)格劃分示意圖；
[0024] 圖1B為本發(fā)明提供給的航空發(fā)動(dòng)機(jī)雙合金雙性能潤(rùn)輪盤沿中軸對(duì)稱的其中一部 分的網(wǎng)格劃分示意圖；
[00巧]圖2A為普通潤(rùn)輪盤沿中軸對(duì)稱的其中一部分的二維應(yīng)力分布示意圖；
[0026] 圖2B為本發(fā)明提供給的航空發(fā)動(dòng)機(jī)雙合金雙性能潤(rùn)輪盤沿中軸對(duì)稱的其中一部 分的二維應(yīng)力分布示意圖；
[0027] 圖3為本發(fā)明提供的航空發(fā)動(dòng)機(jī)雙合金雙性能合金材料潤(rùn)輪盤沿中軸對(duì)稱的其 中一部分的一具體實(shí)施例的二維應(yīng)力分布示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0028] 下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描 述。顯然，所描述的實(shí)施例僅僅是本發(fā)明的一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例?；诒?發(fā)明的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒(méi)有作出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施 例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。
[0029] 如圖1A所示，為普通潤(rùn)輪盤沿中軸對(duì)稱的其中一部分，在進(jìn)行有限元應(yīng)力分析時(shí) 的網(wǎng)格劃分示