CN110480007A - 一种航空发动机无冠定向凝固晶涡轮工作叶片叶尖裂纹的微高强度创修复方法 - Google Patents

一种航空发动机无冠定向凝固晶涡轮工作叶片叶尖裂纹的微高强度创修复方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种航空发动机无冠定向凝固晶涡轮工作叶片叶尖裂纹的微高强度创修复方法，包括以下步骤：首先去除待修复叶片的涂层，并清洗待修复叶片，然后采用同轴激光增材修复技术修补叶片裂纹，对修复后的叶片作去应力热处理，最后恢复叶片叶型。本发明方法对叶片基体损伤小，修复强度高，修复区强度超过基体材料的95%，修复周期短，成本低。

Description

一种航空发动机无冠定向凝固晶涡轮工作叶片叶尖裂纹的微 高强度创修复方法
技术领域
本发明涉及航空发动机维修领域，特别是涉及一种航空发动机无冠定向凝固晶涡轮工作叶片叶尖裂纹的微创高强度修复方法。
背景技术
涡轮工作叶片是航空发动机中载荷最复杂、温度最高、服役条件最苛刻、作用最关键的转动部件。经过一个服役周期后，叶片因叶尖裂纹而报废的概率高达 95％。叶片叶尖裂纹的修复存在以下困难：一是叶尖裂纹内部已经在服役过程中被氧化腐蚀，存留大量的氧化物、硫化物等氧化腐蚀产物，不能直接用来焊接修复，必须开展预处理使之满足焊接条件，常规的打磨去除造成叶片基体损失大，不利于保持叶片原强度；二是由于轻量化要求，叶片一般设计成薄壁结构，厚度在0.5mm左右，在焊接修复过程中容易导致叶型塌陷、穿透、咬边等缺陷导致失败；三是由于当前随着发动机推力不断提高，对叶片承温能力和强度要求不断提升，导致叶片材料合金化程度非常高，因而叶片本身材料的焊接性能极差，叶片修复区容易开裂；四是修复叶片叶尖裂纹的材料、工艺必须保证修复区满足强度要求，以保证叶片耐久使用，常规的钎焊修复难以满足要求。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种航空发动机无冠定向凝固晶涡轮工作叶片叶尖裂纹的微高强度创修复方法，本发明方法可广泛应用于无冠定向凝固晶涡轮工作叶片叶尖裂纹的微创高强度修复中。
本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：一种航空发动机无冠定向凝固晶涡轮工作叶片叶尖裂纹的微高强度创修复方法，包括以下步骤：
S1.去除待修复叶片的涂层；
S2.预处理叶尖裂纹，采用氟离子清洗技术清洗待修复叶片；
S3.修补叶尖裂纹，采用同轴激光增材修复技术修复叶片；
S4.对修复后的叶片进行去应力热处理；
S5.恢复叶型，采用刚玉砂轮对叶片进行局部加工。
步骤S1中，涂层去除方式为吹砂去除。
步骤S2中，氟离子清洗参数为：清洗温度900～1000℃，HF浓度10～20％，时间90～120min。
步骤S3中，激光增材修复参数为：功率350～600W，离焦量0～+3mm，送粉量6～9g/min，扫描速度8～12mm/S。
步骤S4中，去应力热处理参数为：真空度6.67×10-2Pa，最高保温温度 850～950℃，保温时间60～90min。
本发明的有益效果是：
(1)本发明方法对叶片基体损伤小，采用氟离子清洗技术，叶片叶尖裂纹修复过程中基体无打磨去除量，使得基体几乎无损伤，有利于保持叶片强度；
(2)本发明方法基体没有塌陷、咬边、开裂等缺陷，采用激光增材修复技术修补型面，可直接对叶尖裂纹实现熔透修复，有效避免了焊接中易出现的塌陷、咬边、开裂等问题；
(3)本发明方法修复强度高，通过特殊的修复材料提升了叶片叶尖修复区强度，修复区强度超过基体材料的95％，塑性超过90％；
(4)本发明方法周期短，成本低，激光增材修复过程程序简单(直线程序)，速度快，消耗的修复材料少，且修复增材区的体积小，叶型修型加工工作量大大减小。
附图说明
图1为涡轮工作叶片裂纹示意图；
图2为涡轮工作叶片裂纹形貌；
图3为氟离子清洗后叶片示意图；
图4为氟离子清洗后叶片裂纹内部形貌；
图5为激光增材修复后叶片示意图；
图6为激光增材修复后叶片金相组织；
图7为恢复叶型后的叶片示意图。
具体实施方式
下面结合附图进一步详细描述本发明的技术方案，但本发明的保护范围不局限于以下所述。
如图1和图2所示，某型航空发动机DZ125定向凝固晶高压涡轮工作叶片经一个服役周期后，在叶冠叶盆侧进气边13.8mm处有一条长度为5.2mm的裂纹。该裂纹超出标准，叶片停用。
现对该叶片实施修理，一种航空发动机无冠定向凝固晶涡轮工作叶片叶尖裂纹的微高强度创修复方法，包括以下步骤：
S1.采用吹砂方式去除待修复叶片的涂层。
S2.预处理叶尖裂纹，采用氟离子清洗技术清洗待修复叶片；
步骤S2中，采用氟离子清洗可消除叶尖内部的氧化腐蚀产物，为后增材修复做准备，且对基体损伤小，氟离子清洗参数为：清洗温度900～1000℃，HF浓度10～20％，时间90～120min，清洗后的叶片及裂纹区组织如图3和图4所示。
S3.修补叶尖裂纹，采用同轴激光增材修复技术修复叶片；
步骤S3中，激光示教起始和结束两个点，执行直线程序，进而匹配工艺参数，避免型面塌陷、咬边、修复区开裂等缺陷，同时通过光粉同轴添加特殊修复材料，直接对裂纹进行完全熔透修复，具体修复参数为：功率350～600W，离焦量0～+3mm，送粉量6～9g/min，扫描速度8～12mm/s。经激光增材修复后的叶片如图5所示，修复区金相组织如图6所示，修复处的强度参数已列在表1中，由图和表可知，修复处的强度达到基体材料的98.9％，塑性达到94.5％，修复区内部金相组织无裂纹、未熔合、气孔等缺陷。
表1修复区与叶片基体材料强度对比
S4.对修复后的叶片进行去应力热处理；
步骤S4中，去应力热处理参数为：真空度6.67×10-2Pa，最高保温温度 850～950℃，保温时间60～90min。
S5.叶型恢复，采用刚玉砂轮局部加工叶片，恢复后的叶片见图7。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当理解本发明并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。

Claims (5)

1.一种航空发动机无冠定向凝固晶涡轮工作叶片叶尖裂纹的微高强度创修复方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1. 去除待修复叶片的涂层；
S2. 预处理叶尖裂纹，采用氟离子清洗技术清洗叶片；
S3. 修补叶尖裂纹，采用同轴激光增材修复技术修复叶片；
S4. 对修复后的叶片作去应力热处理；
S5. 恢复叶型，采用刚玉砂轮对叶片进行局部加工。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机无冠定向凝固晶涡轮工作叶片叶尖裂纹的微高强度创修复方法，其特征在于：步骤S1中，涂层去除方式为吹砂去除。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机无冠定向凝固晶涡轮工作叶片叶尖裂纹的微高强度创修复方法，其特征在于：步骤S2中，氟离子清洗技术参数为：清洗温度为900~1000℃，氢氟酸浓度为10~20%，时间为90~120 min。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机无冠定向凝固晶涡轮工作叶片叶尖裂纹的微高强度创修复方法，其特征在于：步骤S3中，激光增材修复参数为：功率350~600 W，离焦量0~+3 mm，送粉量6~9 g/min，扫描速度8~12 mm/s。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机无冠定向凝固晶涡轮工作叶片叶尖裂纹的微高强度创修复方法，其特征在于：步骤S4中，去应力热处理参数为：真空度6.67×10-2Pa，最高保温温度850~950℃，保温时间60~90 min。
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