CN103372713B - 一种航空发动机叶片损伤的修复方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种航空发动机叶片损伤的修复方法,该修复方法采用如下设备组合系统和修复工艺：所述设备组合系统包括ABB机器人及其附带的程控系统、焊接电源、等离子发生器、送丝机和等离子焊枪；所述机器人与程控系统控制连接；机器人程控系统与等离子发生器控制连接；等离子发生器与焊接电源采用总线连接；送丝机安装在机器人上，并通过控制线缆与等离子发生器连接；送丝机的送丝轮和等离子焊枪安装在机器人的末端；所述修复工艺是：1）依据待修复叶片表面尺寸形状特征进行分段处理；2）设定各段脉冲等离子热输入参数；3）设定脉动送丝控制参数；4）分段等离子焊接修复。

Description

一种航空发动机叶片损伤的修复方法

技术领域

本发明涉及焊接技术，具体为一种航空发动机叶片损伤的修复方法，该方法涉及低热输入、等离子焊接、精确焊接成形及无飞溅洁净焊接技术。

背景技术

目前我国航空工业已经初步具备了制造大飞机的能力，但是在装备的维护保障方面，特别是在大推力航空发动机叶片的修复与再利用方面，近二十年来没有取得大的突破。国内民航使用的客机，由于国内技术原因，其受损的关键热端部件——叶片，基本上都是国外送修，维修成本高，维护周期长，已成为制约我国民航和航空制造业发展的瓶颈。

从焊接工艺角度考虑，叶片待修复表面是复杂的薄壁曲面，且其壁厚和尺寸不断变化，修复难度极大。由于TIG焊能量密度较低，非常不利于溶滴过渡，造成焊缝不平整、成形精度低等问题，因此TIG焊不合适叶片的修复要求。而激光焊具有功率密度大、能量集中的特点，在叶片修复中有很多成功应用，但激光修复易产生过热，送粉量难以精确控制，设备投入也比较大。电子束修复叶片尖端时，要求在一个很小的截面上沿叶片轴线方向堆焊，补足叶片高度。在这种情形下，电子束焊能量集中所带来的熔深过大，相当于更多的能量用于加热母材，使叶片原始组织过热，易造成叶片报废。

为了满足航空发动机叶片焊接修复适航要求，除要保证被修复部分的精确成形外，还应保证其它部分叶片表面质量，要求叶片焊接修复过程无飞溅。传统的减少飞溅的焊接方法主要有常规方法、电流波形法、电源频特法、瞬时旁路法等。常规方法大致有采用混合保护气体的方法，优化焊机输出直流电感设计的方法，采用电子电抗器调节电源动态特性的方法。这些方法虽然对降低焊接飞溅有一定的效果，但是都没有直接对液桥后期电流进行控制，所以对焊接飞溅的控制收效甚微。电流波形法根据短路过渡电弧对电流波形的需要，采用2组设计好的电流波形，分别控制短路和电弧期间的状态，限制短路电流上升速度及短路峰值电流，降低正常短路的飞溅次数和飞溅率。电源频特法是在短路和电弧状态，分别切换2条不同的电源外特性，控制短路状态和电弧状态。每条外特性有不同的斜率段组成复合外特性。这种方法的弧长自调性能比波形控制方法好，飞溅比常规方法小。瞬时旁路法是在焊接回路中串联控制器件，当液桥收缩到足够细时，关断器件，使液桥在很小的电流下过渡，减小液桥热量，避免飞溅发生。但是上述方法都未从根本上解决焊接飞溅大的问题。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明要解决的技术问题是，提供一种航空发动机叶片损伤的修复方法，该修复方法采用低热输入、等离子精确焊接成形及无飞溅洁净焊接技术，配以高精度的焊接电源和焊接机器人，可实现航空发动机叶片的精确成形修复，具有焊接精确，洁净无飞溅，效率高，成本较低，适于工业化实施等特点。

本发明解决所述技术问题的技术方案是：设计一种航空发动机叶片损伤的修复方法，该修复方法采用如下设备组合系统和修复工艺：

所述设备组合系统包括ABB机器人及其附带的程控系统、焊接电源、等离子发生器、送丝机和等离子焊枪；所述机器人与程控系统通过控制线缆连接；程控系统与焊接电源采用总线通信；等离子发生器与焊接电源通过控制线缆连接；送丝机安装在机器人上，并通过控制线缆与等离子发生器连接；送丝机的送丝轮和等离子焊枪均安装在机器人的末端；

所述修复工艺是：

1)依据待修复叶片表面尺寸形状特征进行分段处理

根据航空发动机叶片待修复表面轮廓尺寸及形状进行焊接修复路径规划；编制待修复航空发动机叶片表面焊接机器人控制程序，在控制程序中将修复过程分成若干子过程；

2)设定各段脉冲等离子热输入参数

根据分段后航空发动机叶片各段尺寸，通过焊缝宽度与电流关系公式设定各段对应脉冲等离子热输入参数，包括焊接电流和脉冲频率；采用高频脉冲对低频调制方法使高频电弧呈纯电阻特性，实现小电流等离子热输入的精确控制；

3)设定脉动送丝控制参数

根据航空发动机叶片待修复表面各段所需要堆焊金属体积及所设定的各段电流，计算各段所需送丝速度；采用脉动送丝和脉冲电流相匹配的方式，设定脉动送丝频率与脉冲电流频率相等；根据各段所需送丝速度，设定单电流脉冲周期内焊丝送进速度及所占时间和焊丝回抽速度及所占时间，通过“一脉一滴”方式进行熔滴过渡和尺寸的控制，在电流脉冲期间焊丝高速送进，并将熔滴强行“按入”熔池完成短路过渡，然后在电流基值期间控制焊丝高速回抽，实现等离子无飞溅焊接修复过程；

4)分段等离子焊接修复

焊接时，依据所得焊接工艺参数、机器人运动参数编制控制指令；首先控制机器人移动到焊接修复起始位置；然后向等离子电源发送指令开启等离子弧；由程控系统向机器人、焊接电源和送丝轮发出控制指令；由机器人带动等离子焊枪按照规划好的路径运动；焊接电源控制焊接脉冲电流变化，并根据电流脉冲频率控制焊丝脉动送丝周期，最终实现对航空发动机叶片损伤部位的高精度无飞溅等离子焊接修复。

与现有技术相比，本发明修复方法成本低，可以克服激光、微束等离子焊接等叶片修复方法的缺点；主要特点表现在：1.采用独立设备，构建叶片修复系统，利用脉冲等离子焊接技术根据叶片截面尺寸实时改变焊接脉冲电流，而非固定焊接参数，具有焊接精度高，成型精确性好的特点；2.采用脉动送丝，在熔滴形成后，焊丝高速送进，并将熔滴强行“按入”熔池完成短路过渡，可以有效克服阻碍熔滴过渡的斑点压力，大大降低了飞溅量，改善了焊缝成形；3.采用了模块化程序设计方法，实现机器人运行、焊接参数、脉动送丝控制匹配，保证叶片修复质量及精确性。

附图说明

图1是本发明航空发动机叶片损伤的修复方法一种实施例采用的叶片损伤修复设备系统结构示意图；

图2是本发明航空发动机叶片损伤的修复方法一种实施例叶片待修复表面分段方法示意图。图2中的9为规划好的焊缝路径点，10为叶片外轮廓线离散点，11为焊接路径曲线，12为叶片待修复截面外轮廓线，13为离散后叶片待修复截面分段线。

图3为本发明航空发动机叶片损伤的修复方法一种实施例的脉冲电流示意图。

图4为本发明航空发动机叶片损伤的修复方法一种实施例的高频脉冲调制低频脉冲示意图。

图5为本发明航空发动机叶片损伤的修复方法一种实施例的脉冲电弧动特性示意图。

图6为本发明航空发动机叶片损伤的修复方法一种实施例的焊丝瞬时回抽对缩颈失稳破断影响的示意图。其中，图6(a)为无焊丝回抽情况的示意图；图6(b)为有焊丝回抽情况的示意图。

图7为本发明航空发动机叶片损伤的修复方法一种实施例的脉动送丝与脉冲电流、电压匹配原理示意图。其中，图7(a)为单个周期内焊丝的运动过程示意图；图7(b)为单个周期内电流的变化情况示意图；图7(c)为相应的电压变化示意图。图7(a)中的14段表示电流脉冲期间，15段表示电流基值期间。图7(a)中的a箭头方向表示一个电流脉冲过程中焊丝送进状态；b箭头方向表示一个电流脉冲过程中焊丝回抽状态。

具体实施方式

下面结合实施例及其附图进一步叙述本发明,但具体实施例不限制本申请权利要求的保护范围。

本发明设计的航空发动机叶片(简称叶片)损伤的修复方法(简称修复方法，参见图1-7)采用如下设备组合系统和修复工艺：

所述设备组合系统包括ABB机器人1及其附带的程控系统2、焊接电源3、等离子发生器4、送丝机5和等离子焊枪6；所述机器人1与程控系统2通过控制线缆连接；程控系统2与焊接电源3采用总线通信；等离子发生器4与焊接电源3通过控制线缆连接；送丝机5安装在机器人1上，并通过控制线缆与等离子发生器4连接；送丝机5的送丝轮5.2和等离子焊枪6均安装在机器人1的末端。所述的设备组合系统中采用的设备为现有技术产品。

在焊接过程中，由机器人控制程控系统2向机器人1、焊接电源3、等离子发生器4和送丝机5发出控制指令，控制送丝机5的送丝轮5.2输送焊丝5.1，同时控制等离子焊枪6对航空发动机叶片7的损伤部位进行分段等离子焊接修复(参见图1)。

为保证焊接稳定性和精确低热输入，在叶片等离子弧焊接修复过程中，需要采用高精度和高动态性能的焊接电源，它是实现精确低热输入控制的前提。本发明修复方法所述焊接电源3实施例为福尼斯焊接电源。所述总线为DeviceNet总线。

本发明修复方法中，等离子焊接主要参数范围如下：脉动送丝频率在3～5Hz中选取，焊丝直径选取范围是0.4～0.8mm，峰值电流不超过50A。本发明修复方法叶片修复后成形精度为±0.1mm。

本发明修复方法的修复工艺是：

1)依据待修复叶片表面尺寸形状特征进行分段处理

根据飞机涡轮发动机叶片待修复表面轮廓尺寸及形状进行焊接修复路径规划；编制待修复叶片表面焊接机器人控制程序，在控制程序中将修复过程分成若干子过程，也就是将待修复叶片按照表面尺寸形状特征进行分段处理(参见图2)。

2)设定各段脉冲等离子热输入参数

根据分段后叶片各段尺寸，设定各段对应脉冲等离子热输入参数，包括焊接电流、脉冲频率等。本发明修复方法采用所示脉冲电流(参见图3)。在等离子焊接中，要实现精确控制热输入，就必须精确控制峰值电流和峰值电压。但一般情况下，电流与电压相互耦合，并呈非线性关系，精确控制非常困难，本发明采用高频脉冲对低频调制方法解决(参见图4)。图5中，曲线c1表示频率为f1(f1为1～10HZ)的情况；曲线c2表示频率为f2(f2为10～100Hz)的情况；曲线c3表示频率为f3(f3为100～1000Hz)的情况，曲线c4表示频率为f4(f4为＞1000Hz)的情况。从电弧物理特性可知，频率为f4情况时，高频电弧呈纯电阻特性(参见图5中曲线c4)。

本发明通过高频脉冲方法解耦了电弧电流和电压，精确控制峰值电流和基值电流，就能够实现脉冲能量和基值能量的精确控制，而峰值电流和基值电流，可通过高频脉冲频率或脉宽改变来精确调节，显然高频脉冲频率越高，对电流的调节精度也越高，从而实现小电流等离子热输入的精确控制。

3)设定脉动送丝控制参数

设定脉动送丝控制参数主要是计算叶片待修复表面各段所需要堆焊金属体积，设定各段对应焊丝送进及回抽速度。

本发明中在进行叶片焊接修复时，采用脉动送丝和脉冲电流相匹配的方式，通过“一脉一滴”方式进行熔滴过渡和尺寸的控制，即在给定脉动送丝速度和频率的条件下，来确定脉冲电流的峰值电流、基值电流和频率。其中脉动送丝频率与脉冲电流频率相同，脉冲电流由熔滴尺寸决定。在给定频率时，精确调节脉冲电流可控制熔滴尺寸大小，电流与熔滴尺寸关系如式(1)：

$(L_1-L_2)S=K_1{\mathrm{\η}}_1\left(I_p^2{R}_p{T}_p\right)---\left(1\right)$

其中，S为焊丝横截面积，L1焊丝送进量，L2为焊丝回抽量，K1为比例系数，η1为脉冲能量熔化焊丝的系数，Tp为脉冲电流宽度，Rp为脉冲期间电弧等效电阻，Ip为峰值电流。从式(1)可以看出，在给定频率和焊丝直径的条件下，通过微调节脉冲峰值电流，可调节L1-L2即调节熔滴尺寸。Ip调节精度越高，越可以精细调节熔滴尺寸。叶片单位时间内成形体积V：

V＝vBH          (2)

其中，B为焊缝熔宽，H为焊缝高度,v为焊接速度。考虑到焊接过程主要是表面堆焊熔敷，单位时间内焊缝成形体积应与焊丝熔化量和基体熔化量相等则：

$B=\frac{{\mathrm{\ηfR}}_{pb}\left(I_p^2{T}_p\right({\mathrm{\η}}_1{K}_1+(1-{\mathrm{\η}}_1)K_2)+I_b^2{T}_b{K}_2)}{vH}---\left(3\right)$

上式可以看出，在给定H情况下，堆焊宽度B与焊速成反比。控制焊接脉冲电流Ip和基值电流Ib，既能精确控制热输入，也能精确控制焊缝成形。在叶片给定每段焊接条件下，(3)式可近似简化为：

$B=K^{\′}{I}_p^2+K^{\′\′}{I}_b^2---\left(4\right)$

那么，ΔB＝2K′I_pΔI+2K″I_bΔI       (5)

即电流精度△I直接影响到焊缝成形精度，并且成形精度△B与具体焊接电流值Ip和Ib有关。显然在叶片最宽处Ip和Ib最大，△B也最大。本发明中为要满足焊缝成形精度，电流调节精度要小于0.5安培，这也就要为什么采用高精度、高频电流的主要原因。

连续送丝等离子焊产生飞溅主要是由于熔滴过渡时间太长，容易形成熔滴过热，熔滴内部气化造成飞溅(参见图6(a))，究其原因主要是熔滴与熔池接触后在产生缩颈时，由于表面张力作用不充分造成的。如果在缩颈接近被拉断的时刻，使焊丝瞬时停送或回抽可消除连续送丝造成的抵消表面张力作用的效果。让表面张力更有效促使缩颈失稳破断，使熔滴更容易过渡到熔池，从根本上消除飞溅(参见图6(b))

本发明修复方法中，实时回抽焊丝的控制方法是一个关键。该控制方法是具有一套高动态响应，根据控制指令既能实时送丝，也能实时回抽焊丝的送丝机构及控制系统。实时回抽焊丝具体控制过程(参见图7)：电流脉冲期间14，①在T1时间，电流脉冲到来，焊丝开始从初始位置送进；②在T1---T2期间，电流脉冲能量给焊丝预热、熔化到形成一定尺寸的熔滴，并开始形成缩颈。③在T3瞬时，熔滴端部较小的面积与熔池表面接触，并开始在熔池表面铺开。此时控制送丝机回抽。电流基值期间15，④在T4时，缩颈破断，完成熔滴顺利过渡。电流脉冲停止，转为基值电流，送丝继续回抽；⑤到T5时，回抽停止，回到初始位置。通过上述过程，电流脉冲与脉冲送丝匹配，实现一脉一滴的无飞溅焊接，并且保证叶片修复的焊接质量。

4)分段等离子焊接修复

焊接时，依据所得焊接工艺参数、机器人运动参数编制控制指令。首先控制机器人移动到焊接修复启示位置；然后向等离子电源发送指令开启等离子弧；由程控系统向机器人、焊接电源和送丝轮发出控制指令；由机器人带动等离子焊枪按照规划好的路径运动；焊接电源控制焊接脉冲电流变化，并根据电流脉冲频率控制焊丝脉动送丝周期，最终实现对航空发动机叶片损伤部位的高精度无飞溅等离子焊接修复。

下面再以一个叶片损伤的具体修复实施例进一步叙述本发明。

本实施例中，叶片7叶尖处最小尺寸0.2mm，最大2mm。已知本发明所用等离子焊接热源成形精度为0.1mm，也就是最小成形焊缝宽度为0.1mm(参见图2)，待修复叶片焊接路径曲线11全长约为100mm，考虑到机器人程控系统2中程序响应速度及焊接工艺分析可将叶片7待修复区划分为8段。具体划分时各段堆焊金属宽度为0.8mm、1.2mm、1.6mm、2mm、1.6mm、1.2mm、0.8mm和0.4mm(参见图2)。在实际焊接中各段间焊枪提离高度h为3mm，焊接速度V为0.4mm/s。

由步骤1可知各段焊缝成形宽度相差△B为0.4mm。而焊缝最宽处B为2mm。由(4)，(5)式比较可得0.1Ip≥△I。Ip在焊接叶片时一般在20A-30A之间，在最宽处选择Ip为30A，则本实施例中△I≤3A。

本实施例中，焊接电流频率为5HZ，焊丝直径为0.6mm，各段峰值电流Ip分别为，21A、24A、27A、30A、27.25A、25A、22.25A和20A；各段基值电流Ib为对应段峰值电流的50％。

在本实施例中，与焊接电流相匹配，每脉冲周期为0.2s，脉动送丝频率也为5HZ，单周期内焊丝送进时间0.08s，停止0.02s；然后回抽时间0.04s，停止0.06s。由于送丝速度随叶片各段宽度变换发生变化，对应等离子焊接叶片修复各段送丝量L1分别为：0.082mm、0.088mm、0.094mm、0.1mm、0.096mm、0.092mm、0.088mm和0.084mm，焊丝回抽量L2为各段对应送进量L1的50％。

本发明修复方法鉴于航空发动机叶片的特殊性，采用脉动送丝法，精确配合焊接脉冲电流实现了叶片等离子修复过程的无飞溅洁净焊接，可保证成形精度达到±0.1mm。其关键技术在于用高频脉冲电流调制成低频脉冲电流来实现等离子纯电阻特性，从而解耦用于焊丝熔化能量和基体能量精确可调，

本发明未述及之处适用于现有技术。

Claims (2)

1.一种航空发动机叶片损伤的修复方法，该修复方法采用如下设备组合系统和修复工艺：

所述设备组合系统包括ABB机器人及其附带的程控系统、焊接电源、等离子发生器、送丝机和等离子焊枪；所述机器人与程控系统通过控制线缆连接；程控系统与焊接电源采用总线通信；等离子发生器与焊接电源通过控制线缆连接；送丝机安装在机器人上，并通过控制线缆与等离子发生器连接；送丝机的送丝轮和等离子焊枪均安装在机器人的末端；

所述修复工艺是：

1)依据待修复叶片表面尺寸形状特征进行分段处理

根据航空发动机叶片待修复表面轮廓尺寸及形状进行焊接修复路径规划；编制待修复航空发动机叶片表面焊接机器人控制程序，在控制程序中将修复过程分成若干子过程；

2)设定各段脉冲等离子热输入参数

根据分段后航空发动机叶片各段尺寸，通过焊缝宽度与电流关系公式设定各段对应脉冲等离子热输入参数，包括焊接电流和脉冲频率；采用高频脉冲对低频调制方法使高频电弧呈纯电阻特性，实现小电流等离子热输入的精确控制；

3)设定脉动送丝控制参数

根据航空发动机叶片待修复表面各段所需要堆焊金属体积及所设定的各段电流，计算各段所需送丝速度；采用脉动送丝和脉冲电流相匹配的方式，设定脉动送丝频率与脉冲电流频率相等；根据各段所需送丝速度，设定单电流脉冲周期内焊丝送进速度及所占时间和焊丝回抽速度及所占时间，通过“一脉一滴”方式进行熔滴过渡和尺寸的控制，在电流脉冲期间焊丝高速送进，并将熔滴强行“按入”熔池完成短路过渡，然后在电流基值期间控制焊丝高速回抽，实现等离子无飞溅焊接修复过程；

4)分段等离子焊接修复

焊接时，依据所得焊接工艺参数、机器人运动参数编制控制指令；首先控制机器人移动到焊接修复起始位置；然后向等离子电源发送指令开启等离子弧；由程控系统向机器人、焊接电源和送丝轮发出控制指令；由机器人带动等离子焊枪按照规划好的路径运动；焊接电源控制焊接脉冲电流变化，并根据电流脉冲频率控制焊丝脉动送丝周期，最终实现对航空发动机叶片损伤部位的高精度无飞溅等离子焊接修复。

2.根据权利要求1所述航空发动机叶片损伤的修复方法，其特征在于所述的焊接电源为福尼斯焊接电源；所述总线为DeviceNet总线；所述脉动送丝频率在3～5Hz中选取，焊丝直径选取范围是0.4～0.8mm，峰值电流不超过50A。