降低航空发动机铸造不锈钢部件补焊时裂纹敏感的方法

摘要

本发明是一种降低航空发动机铸造不锈钢部件补焊时裂纹敏感的方法，该方法通过对老化构件焊前施加热处理，使σ相和碳化物部分回溶，提高材料塑性，使补焊裂纹敏感性降低。采用本方法减少了导致材料脆化的析出相，提高了材料的塑性，不但降低了部件补焊裂纹敏感性，使部件裂纹、局部磨损和烧蚀等缺陷能够采用熔化焊方法顺利修复，而且热处理后由于材料塑性的提高，在相同的工作环境下可延长再次开裂的时间。

主权项

降低航空发动机铸造不锈钢部件补焊时裂纹敏感的方法，其特征在于：该方法的步骤是：(1)将需要进行补焊修复的航空发动机上的Cr‑Ni、Cr‑Ni‑Mn类铸造奥氏体不锈钢部件按400～550℃、550～700℃的工作温度分为一、二类构件；(2)在构件工作温度较高部位取样并进行扫描电镜分析，确认原始状态下σ相和碳化物析出情况，并作为比较基准，需观察的析出情况的典型表现为：棒状相呈方向性随机分布、白色颗粒相弥散分布、析出相在二次晶界上呈链状分布、原始铸造晶界析出相连接成带；(3)在部件工作温度较高部位以垂直长轴方向切取若干金相试样，针对一类构件金相试样在800～1200℃区间内以20～100℃的温度间隔进行固溶热处理，针对二类构件金相试样在900～1300℃区间内以20～100℃的温度间隔进行固溶热处理，保温时间均为10～60min，热处理设备采用空气电阻炉或真空炉加热，空冷；(4)采用扫描电镜观察经不同温度固溶热处理的试样，确定试样σ相和碳化物析出情况，与相对应的原始状态的试样的比较基准进行对比，以确定不同固溶热处理规范下析出相回溶量的不同，确定方法是：在某一固溶热处理规范下：a弥散分布的白色颗粒相是否能减少30％以上；b二次晶界上呈链状析出相是否能减少30％以上且不再连续、棒状相直径是否能减少20％以上；c原始铸造晶界宽度是否能减少10％以上；能满足上述三项时，该固溶热处理规范即可作为补焊修复前的固溶热处理规范；(5)根据以上步骤(4)中所确定的固溶热处理规范对相应的构件进行补焊修复前的热处理。