航空发动机在经过一个使用周期之后,其各零部件均存在不同程度磨损,有些甚至无法再满足设计要求。而航空发动机零部件普遍加工难度大且价格昂贵,直接报废更换新件则会导致成本的增加。因此,近年来利用等离子喷涂及超音速火焰喷涂技术对零件磨损部分喷涂CuAl、NiAl、NiCrAl等涂层来进行尺寸修复的相关研究已经逐渐开展起来。在众多尺寸修复的涂层中,NiCrFeMo涂层以其较高的强度、良好的韧性和耐腐蚀性,使用温度可达到1000℃等优异性能备受研究者的青睐。因此,本文以高温合金GH4169为基体,在其表面进行等离子喷涂NiCrFeMo涂层,首先对喷涂该涂层的可行性进行了分析,随后研究了喷涂前预处理工序及喷涂工序中相关参数对涂层组织、强度及硬度的影响,总结规律,优化工艺参数,并制定和完善工艺路线,以达到恢复基体原有尺寸和性能满足设计和使用要求的目的。针对喷涂前的预处理工序,主要研究了磨料粒度、吹砂风压及吹砂距离对涂层性能影响。结果表明,磨料粒度越大,吹砂风压越高,吹砂距离越小时试片表面粗糙度越大,涂层结合强度越高。综合实际生产考虑,采用36#、20#白刚玉砂进行基体的吹砂,选择0.2-0.3 MPa的吹砂风压及100-120 mm的吹砂距离能够得到较高结合强度的涂层。针对喷涂工序,主要研究了送粉率、氩气流量、喷涂距离对涂层的显微组织及结合强度、弯曲性能、显微硬度等性能的影响。结果表明,涂层结合强度、显微硬度随着送粉率的增大先增大后减小,当送粉率为40 g/min时,均取得最大值。此时,涂层的显微组织最佳,涂层中不含任何裂纹,氧化物分布均匀,孔隙率和未熔颗粒含量最小。氩气流量为60 NLPM时,涂层结合强度最高,显微硬度最大,金相组织最佳,孔隙率小,未熔颗粒少,氧化物含量也最少。喷涂距离为100-120 mm时,涂层的结合强度高,显微硬度大,且致密度高,孔隙率低,氧化物较少。采用上述确定的最佳工艺参数,对某型发动机六级盘组合件进行了等离子喷涂NiCrFeMo涂层,通过实际的工程化验证发现,等离子喷涂NiCrFeMo涂层能够恢复基体原有尺寸和性能,从而再次满足设计和使用要求。