【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航空发动机修复，更具体地说，本专利技术涉及一种航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法。
技术介绍
1、相比于现在大规模应用的镍基高温合金材料，碳化硅陶瓷基复合材料(cmc-sic)能够承受的温度更高，更重要的是其密度仅为高温合金的1/4～1/3，可在保证高温性能的情况下，大大减轻发动机结构质量，现已在发动机火焰筒、涡轮外环、导向器、尾喷管等热端静止件上获得了应用。
2、为了防止cmc-sic材料在高温工作时与环境中的水蒸气、氧气、熔盐等物质发生腐蚀反应，往往会在cmc-sic零件表面制备一层环境障涂层(ebc)，典型的带ebc涂层的cmc-sic零件如图1所示。带ebc涂层的cmc-sic零件损伤形式包括涂层损伤和基体损伤两部分。在长时间高温使用后，ebc涂层易产生裂纹甚至剥落，cmc-sic陶瓷基体会由于失去涂层保护，加上受发动机燃气热冲击、热交变应力、腐蚀气氛等原因综合作用而产生裂纹等损伤，如不进行修复，该零件无法继续使用。cmc-sic材料以及cmc-sic制成的发动机零件价格高昂，但是目前仍然缺少合适的修复方法，零件基体损坏后只能提前报废处理，使零件实际服役时间远低于设计值，造成巨大的材料浪费和经济损失。
3、cmc-sic材料裂纹难以修复的原因为陶瓷材料熔化温度高，元素扩散系数低，很难像金属那样通过升温熔化-再冷却凝固(例如氩弧焊)或者元素互扩散(扩散焊)等方式形成高强度连接接头；若使用激光等高能束照射cmc-sic陶瓷基复材，能量过低对cmc-sic没有作用，能量过高
4、此外，修复cmc-sic零件基体裂纹，还要考虑零件表面原有ebc涂层的去除，否则影响基体材料cmc-sic上的裂纹修复。cmc-sic基体材料裂纹修复后，还要对之前去除的ebc涂层进行恢复，以在零件后续工作过程中继续保护cmc-sic基体免受环境中腐蚀气氛损伤。ebc涂层包括粘结层(例如硅si)、中间层(例如莫来石mullite)和面层(例如硅酸镱yb2sio5)，目前大多通过大气等离子喷涂aps等手段制备，由于设备原理本身原因，涂层中不可避免存在一定量孔隙，减弱了ebc涂层防护效果。
技术实现思路
1、本专利技术的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。
2、为了实现本专利技术的这些目的和其它优点，提供了一种航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法，包括：去除零件表面环境障涂层，清洗烘干；选取粉末状活性金属钎料和连接剂混合后涂覆零件表面裂纹及附近区域；真空钎焊，打磨焊缝，清洗烘干；使用大气等离子喷涂设备制备环境障涂层的粘结层和中间层，使用等离子-物理气相沉积方法制备环境障涂层的面层；打磨环境障涂层并进行退火处理，完成航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件的裂纹损伤修复。
3、优选的是，所述航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法，具体包括以下步骤：
4、步骤一、采用激光清洗技术去除零件表面环境障涂层，将零件基体暴露出来；
5、步骤二、将零件置于丙酮溶液中超声清洗10～30min后烘干；
6、步骤三、将粉末状活性金属钎料烘干，然后加入连接剂，混合均匀成膏状，沿裂纹走向涂覆在零件表面裂纹处及附近10～30mm2面积区域；
7、步骤四、将零件放入真空钎焊炉进行真空钎焊；
8、步骤五、取出钎焊后的零件，将焊缝处打磨平整，并置于丙酮溶液中超声清洗10～30min后烘干；
9、步骤六、使用大气等离子喷涂设备制备环境障涂层的粘结层和中间层；
10、步骤七、使用等离子-物理气相沉积方法制备环境障涂层的面层；
11、步骤八、打磨恢复的环境障涂层，使环境障涂层符合产品的粗糙度要求；
12、步骤九、对零件进行退火处理，完成修复。
13、优选的是，所述步骤一中，激光清洗的具体工艺参数为：激光为脉冲纳秒激光，激光波长1.064μm，功率300～500w，光斑直径0.5～2mm，单脉冲宽度50～150ns，重复频率10～30khz，扫描速度300～500mm/s，搭接率95～99％。
14、优选的是，所述步骤三中，粉末状活性金属钎料为ag-cu-ti钎料、ni基钎料、cu基钎料中的一种；连接剂为nicrobrazⅱ型水基粘接剂、tensolno.6和三氯乙烯、聚苯乙烯和三氯乙烯、乙二醇、丙三醇中的一种；粉末状活性金属钎料和连接剂的质量比为3～6:1。
15、优选的是，所述步骤四中，真空钎焊的具体条件为：以5～10℃/min升温速率升温至200～220℃并保温10～20min，以8～10℃/min升温速率升温至750～1350℃并保温10～20min，以5～10℃/min升温速率升温至800～1400℃并保温20～30min，以3～5℃/min降温速率降温至600～700℃，随炉冷却至70℃以下开炉。
16、优选的是，所述步骤六中，粘结层为硅层，厚度为20～50μm；中间层为莫来石层，厚度为30～80μm；制备涂层时，使用夹具将待喷涂零件放置于大气等离子喷涂设备的转台上，喷涂时零件随转台转动，保证涂层均匀，喷涂前通过等离子弧对零件基体进行预热。
17、优选的是，所述制备粘结层的大气等离子喷涂工艺参数为：氩气流量40～60l/min，氢气流量4～6l/min，电流500～600a，喷涂距离100～110mm，功率26～27kw，送粉速率4～6r/min，载气流量8～10l/min，转台转速40～70r/min，基体预热550～650℃；所述制备中间层的大气等离子喷涂工艺参数为：氩气流量35～45l/min，氢气流量8～12l/min，电流600～700a，喷涂距离100～110mm，功率33～34kw，送粉速率2～4r/min，载气流量8～10l/min，转台转速40～70r/min，基体预热750～850℃。
18、优选的是，所述步骤七中，面层为yb2sio5层，厚度为50～120μm；制备涂层时，使用夹具将待喷涂零件放置于等离子-物理气相沉积设备真空罐内的转台上，喷涂时零件随转台转动，真空罐内压力首先抽至100～200pa，再充入氩气至3000～5000pa，喷涂前通过等离子弧对零件基体进行预热。
19、优选的是，所述制备面层的等离子-物理气相沉积工艺参数为：氩气流量50～70l/min，氢气流量25～35l/min，电流2000～3000a，喷涂距离1000～1100mm，功率35～45kw，送粉速率4～6r/min，载气流量8～10l/min，转台转速40～70r/min，基体预热550～650℃。
20、优选的是，所述步骤九中，退火处理的温度为800～1000℃，升温速率为3～10℃/min，保温时间为20～40min，随炉冷却。
21、本专利技术至少包括以下有益效本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法，其特征在于，包括：去除零件表面环境障涂层，清洗烘干；选取粉末状活性金属钎料和连接剂混合后涂覆零件表面裂纹及附近区域；真空钎焊，打磨焊缝，清洗烘干；使用大气等离子喷涂设备制备环境障涂层的粘结层和中间层，使用等离子-物理气相沉积方法制备环境障涂层的面层；打磨环境障涂层并进行退火处理，完成航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件的裂纹损伤修复。
2.如权利要求1所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法，其特征在于，具体包括以下步骤：
3.如权利要求2所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法，其特征在于，所述步骤一中，激光清洗的具体工艺参数为：激光为脉冲纳秒激光，激光波长1.064μm，功率300～500W，光斑直径0.5～2mm，单脉冲宽度50～150ns，重复频率10～30kHz，扫描速度300～500mm/s，搭接率95～99％。
4.如权利要求2所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法，其特征在于，所述步骤三中，粉末状活性金属钎料为Ag-Cu-
5.如权利要求2所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法，其特征在于，所述步骤四中，真空钎焊的具体条件为：以5～10℃/min升温速率升温至200～220℃并保温10～20min，以8～10℃/min升温速率升温至750～1350℃并保温10～20min，以5～10℃/min升温速率升温至800～1400℃并保温20～30min，以3～5℃/min降温速率降温至600～700℃，随炉冷却至70℃以下开炉。
6.如权利要求2所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法，其特征在于，所述步骤六中，粘结层为硅层，厚度为20～50μm；中间层为莫来石层，厚度为30～80μm；制备涂层时，使用夹具将待喷涂零件放置于大气等离子喷涂设备的转台上，喷涂时零件随转台转动，保证涂层均匀，喷涂前通过等离子弧对零件基体进行预热。
7.如权利要求6所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法，其特征在于，所述制备粘结层的大气等离子喷涂工艺参数为：氩气流量40～60L/min，氢气流量4～6L/min，电流500～600A，喷涂距离100～110mm，功率26～27kW，送粉速率4～6r/min，载气流量8～10L/min，转台转速40～70r/min，基体预热550～650℃；所述制备中间层的大气等离子喷涂工艺参数为：氩气流量35～45L/min，氢气流量8～12L/min，电流600～700A，喷涂距离100～110mm，功率33～34kW，送粉速率2～4r/min，载气流量8～10L/min，转台转速40～70r/min，基体预热750～850℃。
8.如权利要求2所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法，其特征在于，所述步骤七中，面层为Yb2SiO5层，厚度为50～120μm；制备涂层时，使用夹具将待喷涂零件放置于等离子-物理气相沉积设备真空罐内的转台上，喷涂时零件随转台转动，真空罐内压力首先抽至100～200Pa，再充入氩气至3000～5000Pa，喷涂前通过等离子弧对零件基体进行预热。
9.如权利要求8所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法，其特征在于，所述制备面层的等离子-物理气相沉积工艺参数为：氩气流量50～70L/min，氢气流量25～35L/min，电流2000～3000A，喷涂距离1000～1100mm，功率35～45kW，送粉速率4～6r/min，载气流量8～10L/min，转台转速40～70r/min，基体预热550～650℃。
10.如权利要求2所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法，其特征在于，所述步骤九中，退火处理的温度为800～1000℃，升温速率为3～10℃/min，保温时间为20～40min，随炉冷却。
...【技术特征摘要】
1.一种航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法，其特征在于，包括：去除零件表面环境障涂层，清洗烘干；选取粉末状活性金属钎料和连接剂混合后涂覆零件表面裂纹及附近区域；真空钎焊，打磨焊缝，清洗烘干；使用大气等离子喷涂设备制备环境障涂层的粘结层和中间层，使用等离子-物理气相沉积方法制备环境障涂层的面层；打磨环境障涂层并进行退火处理，完成航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件的裂纹损伤修复。
2.如权利要求1所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法，其特征在于，具体包括以下步骤：
3.如权利要求2所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法，其特征在于，所述步骤一中，激光清洗的具体工艺参数为：激光为脉冲纳秒激光，激光波长1.064μm，功率300～500w，光斑直径0.5～2mm，单脉冲宽度50～150ns，重复频率10～30khz，扫描速度300～500mm/s，搭接率95～99％。
4.如权利要求2所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法，其特征在于，所述步骤三中，粉末状活性金属钎料为ag-cu-ti钎料、ni基钎料、cu基钎料中的一种；连接剂为nicrobrazⅱ型水基粘接剂、tensol no.6和三氯乙烯、聚苯乙烯和三氯乙烯、乙二醇、丙三醇中的一种；粉末状活性金属钎料和连接剂的质量比为3～6:1。
5.如权利要求2所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法，其特征在于，所述步骤四中，真空钎焊的具体条件为：以5～10℃/min升温速率升温至200～220℃并保温10～20min，以8～10℃/min升温速率升温至750～1350℃并保温10～20min，以5～10℃/min升温速率升温至800～1400℃并保温20～30min，以3～5℃/min降温速率降温至600～700℃，随炉冷却至70℃以下开炉。
6.如权利要求2所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件裂纹损伤修复方法，其特征在于，所述步骤六中，粘结层为硅层，厚度为20～50μm；中间层为莫来石层，厚...
【专利技术属性】
技术研发人员：周俊，邓庆祝，魏清，莫少览，林开章，葛海锋，邓江，李威，刘文法，张康，
申请(专利权)人：成都国营锦江机器厂，
类型：发明
国别省市：
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