激光修复Rene 142涡轮叶片的高温燃烧器试验：Hastelloy W与C263填充金属的微观结构特性研究

为解决航空发动机涡轮叶片高温修复难题，研究人员采用脉冲激光焊接技术，创新性地联合使用Hastelloy W（HW）和C263两种填充金属修复Rene-142定向凝固叶片。研究发现，HW初始焊道提升延展性，C263后续焊道保障强度；经900°C高温燃烧器测试，HW因Ni2Mo析出使硬度升至511 HV，而C263因晶粒粗化硬度降低。该研究为高温部件修复提供了新策略，发表于《Vacuum》。

　　

航空发动机涡轮叶片长期承受高温高压工况，定向凝固（DS）Rene-142等镍基高温合金因其优异的抗蠕变性能被广泛应用。然而，叶片服役后易出现损伤，完全更换成本高昂且制造周期长。传统焊接修复常面临热影响区裂纹、析出相不稳定等问题，亟需开发新型修复工艺。

针对这一挑战，研究人员开展了一项创新性研究，采用脉冲激光焊接技术，首次联合使用Hastelloy W（HW，哈氏合金）和C263两种填充金属对Rene-142涡轮叶片进行修复。HW作为固溶强化合金具有低Al/Ti含量，可减少裂纹敏感性；C263作为沉淀硬化合金则能提供更高强度。这种组合策略旨在兼顾修复件的延展性和强度，同时通过激光焊接的低热输入特性减少微观组织损伤。

关键技术方法包括：使用0.4 mm直径焊丝，采用脉冲Nd:YAG激光焊接系统，HW先进行2道焊接再以C263完成5道焊接；修复后样本在900°C下进行1小时和200小时燃烧器测试；通过显微硬度和SEM/EDS分析γ′（Ni₃Al）、γ′′（Ni₃Nb）相等微观结构演变。

结果与讨论
基体金属特性：未测试前，Rene-142呈现γ基体+立方γ′相+Ta/W碳化物；200小时测试后γ′相转变为γ′′相，硬度从360 HV降至310 HV。

HW填充区：初始为单相γ结构，1小时测试后晶界形成Ni₂Mo/Ni₃Mo析出相，硬度从360 HV升至420 HV；200小时后析出粗化NiMo相，硬度飙升至511 HV，展现显著析出强化效应。

C263填充区：1小时测试后保持单相结构，硬度从350 HV降至290 HV；200小时后仍维持单相但晶粒长大，硬度进一步降至260 HV，与HW形成鲜明对比。

稀释区：两种填充金属均出现粗大NiMo析出相，但C263未出现有害η相，表明其高温稳定性。

结论与意义
该研究证实：1）HW/C263组合焊接可实现无缺陷修复，HW先焊策略有效缓解裂纹风险；2）高温暴露下HW通过NiMo相析出实现硬度增长，而C263因晶粒粗化软化；3）定向凝固基体的γ′→γ′′相变是硬度下降主因。研究成果为航空发动机高温部件修复提供了新思路，尤其对延长DS/SX合金叶片寿命具有重要工程价值。论文通讯作者Hasan Meraji和Ali Khorram强调，该方法可推广至其他镍基合金修复领域，未来需进一步优化焊接参数以控制晶粒生长。