一种航空发动机双合金双性能涡轮盘及其制备方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及燃气轮机领域，尤其是关于一种航空发动机双合金双性能润轮盘及其 制备方法。
【背景技术】
[0002] 润轮盘是航空发动机的核也部件之一，承担着将燃气推动润轮叶片所做的功传递 至轴W带风扇、压气机等部件工作的任务。其固有的工作环境和工作特点可概括如下：
[0003] 1)润轮盘位于燃烧室之后，其热环境及其严峻，目前的高性能航空发动机润轮盘 上的温度已经超过了 1000K，在该种温度环境下，润轮盘材料的强度性能急剧下降，从而不 能满足寿命及可靠性的要求，所W往往需要对润轮盘加W冷却。
[0004] 2)润轮盘的工作转速一般超过1000化pm,因此承受极大的离也载荷；由于对润轮 盘的冷却和热环境的分布不均，因此润轮盘上受到复杂且随运行工况不断变化的热应力载 荷。所W，润轮盘上收到的总应力水平非常高。
[0005] 正因为W上特点，润轮盘是航空发动机最危险的部件之一。通常，降低润轮盘所受 应力的方法是，通过增大危险区域的几何尺寸W控制润轮盘上的应力水平来保证可靠的强 度需求。因此，目前典型的润轮盘结构形式是；润轮盘应力水平最大的盘也区域采用几何尺 寸的加厚；由于润轮盘上的应力水平分布特点是沿径向逐渐降低的，因此润轮盘福板区域 的厚度沿径向逐渐变薄W减轻质量；由于润轮盘的盘缘必须承受叶片的拉力作用，因此润 轮盘的盘缘区域的厚度再次逐渐加厚。需要注意的是，增大几何尺寸将直接导致润轮盘质 量的增加和发动机性能的降低，所W增加几何尺寸并不被鼓励。为尽量缓解由于保证强度 带来的润轮盘质量的增加，在润轮盘的结合形状大致确定后，还需通过结构优化设计做进 一步的调整。
[0006] 而且航空发动机润轮盘在工作过程中不同部位承受的温度和应力载荷不同。航 空发动机润轮盘的轮毅部位承受较高应力和较低温度，航空发动机润轮盘的轮缘部位承受 较低应力和较高温度。该就要求航空发动机润轮盘的轮缘部位在较高温下具有高的持久、 蠕变强度和损伤容限，航空发动机润轮盘的轮毅部位在较低温度下具有高的屈服强度和低 周疲劳性能。双性能润轮盘（化al property disk)是一种在处于较高温度下工作时，其轮 缘部位具有高的持久、蠕变强度，在处于较低温度下工作时，其轮毅部位具有高的屈服和低 周疲劳性能的润轮盘。但是普通的双性能润轮盘是通过改变不同部位的晶粒度来提高不同 部位的耐温或者屈服强度。改变不同部位的晶粒度是为了获得细晶组织和粗晶组织，但是 改变不同部位晶粒度的工艺控制过程十分复杂，难度大，制造成本高。并且单一合金双组织 产生的双性能必然受到合金自身性能的约束，并不能完全发挥双性能润轮盘的结构设计优 势。
【发明内容】
[0007] 针对上述问题，本发明的目的在于提出一种航空发动机双合金双性能润轮盘及其 制备方法，其无需增加航空发动机润轮盘的厚度，且制备工艺相对简单，成本低，能够在很 大程度上降低航空发动机润轮盘上的最大应力，从而提高润轮盘寿命。
[0008] 为实现上述目的，本发明提供了一种航空发动机双合金双性能润轮盘，它包括盘 也区域和福板区域，所述盘也区域靠近中轴的部位采用的材料为第一合金材料，所述盘也 区域其他部位W及所述福板区域采用的材料为第二合金材料，所述第一合金材料的线膨胀 系数大于所述第二合金材料的线膨胀系数。
[0009] 进一步的，所述盘也区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域占所述 盘也区域的比例，W及所述盘也区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域的具 体位置，由采用的所述第一合金材料的线膨胀系数及所述盘也区域所受应力最大的区域确 定。
[0010] 进一步的，所述盘也区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域占所述 盘也区域的比例为5%-50%。
[0011] 进一步的，所述第一合金材料的线膨胀系数由所述盘也区域靠近中轴的部位中采 用所述第一合金材料的区域的大小确定，且满足所述第一合金材料与所述第二合金材料的 接触面之间的集中应力小于所述盘也区域所受的最大应力的条件。
[0012] 进一步的，所述第一合金材料的线膨胀系数比所述第二合金材料的线膨胀系数提 局了 5%-80%〇
[0013] 进一步的，所述第二合金材料采用的是FGH96合金，所述第一合金材料的线膨胀 系数比所述第二合金材料的线膨胀系数提高了 10%，所述盘也区域靠近中轴的部位中采用 所述第一合金材料的区域占所述盘也区域的比例为30%。
[0014] 为实现上述目的，本发明还提供了一种上述的航空发动机双合金双性能润轮盘的 制备方法，其特征在于，它包括W下步骤：
[0015] 1)通过有限元计算润轮盘所受到的应力，确定润轮盘所受应力最大的区域位于润 轮盘的盘也区域靠近中轴的部位内；
[0016] 2)选用第一合金材料作为润轮盘的盘也区域靠近中轴的部位所用的材料，选用第 二合金材料作为润轮盘的盘也区域其他部位W及润轮盘的福板区域所用的材料；且第一合 金材料的线膨胀系数大于第二合金材料的线膨胀系数；
[0017] 3)根据选用的第一合金材料的线膨胀系数与润轮盘所受应力最大的区域，确定润 轮盘的盘也区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域的位置，及润轮盘的盘也 区域靠近中轴的部位中采用所述第一合金材料的区域占润轮盘的盘也区域的比例；
[0018] 4)通过无缺陷组合制逐工艺制备润轮盘，即可得到双合金双性能润轮盘。
[0019] 进一步的，所述步骤4)中，制备润轮盘过程中，通过润轮盘H维模型转化的数据 控制激光烙覆制造，采用激光束直接烙化金属粉，逐层堆积金属，结合实时反馈控制激光烙 覆，逐点增材，从而实现双合金双性能润轮盘的制备。
[0020] 基于上述技术方案，本发明至少具有W下有益效果：
[0021] 本发明将盘也区域靠近中轴的部位采用第一合金材料，将盘也区域的其他部位W 及福板区域采用第二合金材料，第一合金材料的线膨胀系数大于第二合金材料的线膨胀系 数，不仅可W达到不同部位的耐温能力或者屈服强度要求，而且也可W通过控制不同部位 的线膨胀系数，让盘也区域靠近中轴的部位的热应力抵消部分周向应力，保证其在各自区 域的工作需求和对润轮盘所受应力的控制。本发明不需要通过增加润轮盘厚度，来降低润 轮盘应力，从而，减轻了润轮盘的重量，提高了润轮盘的寿命，提高了发动机的性能，并且制 备工艺相对简单，制备成本低，能够在很大程度上降低航空发动机润轮盘所受的应力。同 时，也可W通过改变不同部位合金材料特性来充分挖掘合金材料的潜能，降低成本。
【附图说明】
[0022] 此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发 明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
[0023] 图1A为普通润轮盘沿中轴对称的其中一部分的网格划分示意图；
[0024] 图1B为本发明提供给的航空发动机双合金双性能润轮盘沿中轴对称的其中一部 分的网格划分示意图；
[00巧]图2A为普通润轮盘沿中轴对称的其中一部分的二维应力分布示意图；
[0026] 图2B为本发明提供给的航空发动机双合金双性能润轮盘沿中轴对称的其中一部 分的二维应力分布示意图；
[0027] 图3为本发明提供的航空发动机双合金双性能合金材料润轮盘沿中轴对称的其 中一部分的一具体实施例的二维应力分布示意图。
【具体实施方式】
[0028] 下面将结合本发明实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描 述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本 发明的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施 例，都属于本发明保护的范围。
[0029] 如图1A所示，为普通润轮盘沿中轴对称的其中一部分，在进行有限元应力分析时 的网格划分示