CN111975006B - 航空发动机叶片的修复方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空关键零部件修复领域，具体涉及一种航空发动机叶片的修复方法，包括以下步骤：将待修复的叶片固定在选区激光熔化设备的成型腔内；在成型腔内铺设粉末至覆盖叶片的待修复区，使用激光束以设定功率沿设定路径扫描熔融所述粉末，扫描路径沿叶片弦向；熔池凝固后，形成沉积层，在不添加粉末的前提下，降低激光束功率按照所述设定路径对沉积层进行再次扫描以消除所述沉积层表面的晶粒，进而形成重熔层；重复上述操作，直至完成修复，使得粉末沿叶片的弦向逐层沉积在叶片上，柱状晶可以沿热流方向外延定向生长，减少叶片沿弦向的横向晶界，使得修复后的叶片在高温下呈现良好的力学性能。

Description

航空发动机叶片的修复方法

技术领域

本发明涉及航空关键零部件修复领域，具体涉及一种航空发动机叶片的修复方法。

背景技术

钛合金以及镍基高温合金具有十分优越的综合力学性能，是航空发动机叶片、叶盘和整体叶盘的主要材料。由于航空发动机的服役环境恶劣，叶片在长期的高温高压条件下会产生裂纹、遭受腐蚀、发生磨损，导致工件失效报废。传统的修复方法如钨极氩弧焊、线性摩擦焊等易产生气孔、氢脆、裂纹等缺陷。针对以上问题，迫切需要采用一种先进的修复技术来实现损伤零部件的高质高效修复，恢复损伤零部件的几何性能和力学性能，延长其使用寿命，并减少更换新件的数量，降低经济损失，提高资源利用率。

目前使用的传统增材制造方法采用相邻沉积层之间旋转67°的方法进行扫描，但扫描路径的旋转不利于枝晶沿热流方向外延生长，无法形成定向生长的凝固组织，不利于提高修复叶片的高温力学性能。

发明内容

本发明旨在至少在一定程度上解决相关技术中的上述技术问题。为此，本发明提出一种航空发动机叶片的修复方法，大大缩短了零部件的制造周期，节省原材料，提高材料利用率。

为了实现上述目的，本发明第一方面提供了一种航空发动机叶片的修复方法，包括以下步骤：

将待修复的叶片固定在选区激光熔化设备的成型腔内；

在所述成型腔内铺设粉末至覆盖叶片的待修复区，使用激光束以设定功率沿设定路径扫描熔融所述粉末，所述设定路径为叶片的弦向；

熔池凝固后，形成沉积层，在不添加粉末的前提下，降低激光束功率按照所述设定路径对沉积层进行再次扫描以消除所述沉积层表面的晶粒，进而形成重熔层；

然后成型腔内的升降机构降低，铺设下一层粉末，再次执行上述操作，得到下一沉积层；重复上述操作，直至完成修复。

另外，根据本发明上述航空发动机叶片的修复方法还可以具有如下附加的技术特征：

根据本发明的一个实施例，所述重熔层相邻的两道激光束扫描路线为平行等距直线。

根据本发明的一个实施例，所述重熔层相邻的两道激光束扫描路线反向进行，即所述激光束的扫描路径呈Z字形。

根据本发明的一个实施例，所述重熔层与所述下一层上的扫描路径重合，以使得相邻两层的扫描熔池轨迹相同。

根据本发明的一个实施例，所述选区激光熔化设备的工艺参数为激光功率260-320W，激光扫描速率900-1000mm/s，光斑直径90μm，铺粉层厚40-50μm，搭接间距0.05-0.09mm。

根据本发明的一个实施例，所述激光功率降低功率至100-150KW。

根据本发明的一个实施例，在将所述待修复的叶片固定在所述成型腔内之前还包括以下步骤：

根据本发明的一个实施例，所述待修复的叶片为去除热障涂层后的叶片。

根据本发明的一个实施例，对完成修复后的叶片进行去应力热处理。

根据本发明的一个实施例，将叶片进行所述去应力热处理的步骤包括将空气炉加热到550℃，放入完成修复的叶片，保温后空气冷却。

根据本发明的一个实施例，在将所述待修复的叶片固定在所述成型腔内之前还包括以下步骤：

通过粗加工，将叶片顶端待修复部分打磨成一个平面。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

1、激光束的设定路径垂直叶片的弦向，粉末可以沿着叶片的弦向逐层熔化沉积在叶片上，这样柱状晶可以沿热流方向定向生长，减少叶片沿弦向的横向晶界，使得修复后的叶片在高温下呈现良好的力学性能；

2、重熔层与所述下一层上的扫描路径重合，以使得相邻两层的扫描熔池轨迹相同，这样下一层都在重熔层原有的扫描熔池轨迹上沉积，使得树枝晶可以沿着原有晶粒取向外延生长；

3、熔池凝固后，在不添加粉末的前提下，降低激光束功率按照所述设定路径对沉积层进行再次扫描，形成重熔层。即在每一层熔池凝固后，再进行一次无粉末的低功率重熔工艺处理，促进了熔池中树枝晶的外延生长，实现了树枝晶的定向生长。

附图说明

通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：

图1为本发明实施例1中选区激光熔化设备部分结构示意图；

图2为本发明实施例1中激光扫描路径示意图；

图3为本发明实施例1修复后叶片的显微组织形貌图；

图4为本发明实施例1与对比例1的力学性能对比图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施方式。虽然附图中显示了本公开的示例性实施方式，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。

选区激光熔化(Selective Laser Melting，简称SLM)是一种新兴的净成形制造技术，与传统减材制造工艺相比，该技术大大缩短了零部件的制造周期，节省原材料，提高材料利用率。该技术具有微米级的光斑直径和较大的凝固速率，形成的熔池尺寸微小，适用于制造精度高的金属零件，同时该技术也可用于钛合金及高温合金叶片等高附加值零件的修复。值得关注的是，中温及高温下晶界存在粘滞性易使相邻晶界产生滑动，通过控制晶粒定向凝固生长有助于提升高温力学性能，采用选区激光熔化技术对叶片进行修复，可以通过调整工艺参数，实现树枝晶外延定向生长，从而消除横向晶界，得到定向凝固组织，从而提高修复叶片的高温力学性能。

值得一提的是，选区激光熔化设备100包括控制系统、激光器、导光系统和工位，激光器为一台或多台，每台激光器对应至少两个工位，每个工位均包含一套激光成型模块及其对应的扫描系统和辅助装置，激光成型模块为SLM装置中的成型腔，扫描系统由至少一套振镜系统组成；辅助装置用于实现SLM成型所需的预热或/和气体净化循环；控制系统分别与激光器、激光成型模块、扫描系统和辅助装置电信号连接，以控制激光成型模块、扫描系统和辅助装置的运动以及所述激光器激光的输出状态。

实施例1

如图1所示，激光成型模块包括光学窗口10、铺粉装置11、成型腔12、基板13、升降机构14以及刮粉装置15；光学窗口10位于成型腔12的上方，成型腔12内安装有升降机构14，基板13水平安装在升降机构14上，铺粉装置11位于成型腔12的一侧，刮粉装置15位于成型腔12的另一侧。

值得一提的是，升降机构14可以是活塞，基板13的中部开设有一个用于固定待处理件的凹槽，基板13上开设安装孔，然后通过螺栓16固定在升降机构14上。

激光器发出的激光经过导光系统后到达扫描系统，经过扫描系统聚焦后经由光学窗口10到达具有气氛保护功能的密闭成型腔的成型腔12的粉床表面，成型腔12缸壁的上表面为铺粉的基准，铺粉装置11可以在成型腔12的上表面运动，并以成型腔12的上表面为基准铺粉。成型腔12内有一能够上下精确运动的升降机构14，基板13水平安装在升降机构14上，基板13是成型零件的生长基底。在铺粉前，升降机构14在控制系统控制下先下降一个粉末沉积厚度的高度，然后铺粉装置11铺粉，铺粉结束后，开始进行激光扫描。在此过程中，多余的粉末通过刮粉装置15回收。

具体到本实施例，对镍基高温合金材质的航空发动机叶片进行修复的方法包括如下步骤：

1.叶片前处理

通过粗加工，将叶片顶端待修复部分打磨成一个平面，需要注意的是，本实施例中的待修复叶片为去除热障涂层后的状态；

2.修复叶片的固定

继续参照图1，利用基板13中间的凹槽将打磨处理后的叶片200固定，再将基板13定位打孔固定在升降机构14上，调整升降机构14，使得叶片200的顶端与成型腔12的上表面保持平齐。

3.选区激光熔化修复

以成型腔12的上表面为基准铺粉，此时成型腔内的叶片上铺设有一层粉末，在成型腔12内铺设粉末至刚好覆盖叶片的待修复区，通入氩气，使用激光束以设定功率沿着设定路径扫描熔融粉末，其中，设定路径为叶片的弦向。在这一步骤中，选区激光熔化设备的工艺参数起到至关重要的作用，设备参数为：激光功率260-320W，激光扫描速率900-1000mm/s，光斑直径90μm，铺粉层厚40-50μm，搭接间距0.05-0.09mm。

为了增大定向生长树枝晶所占比例，应尽可能增加搭接率。但过大的搭接会导致沉积样表面翘曲，因此本实施例以0.07mm搭接间距作为搭接参数为优选方案。

为了进一步促进树枝晶在原有晶粒取向上外延生长，本实施例在层与层之间增加重熔工艺，具体步骤包括：待熔池凝固后，在不添加粉末的前提下，降低激光束功率按照上述设定的路径对沉积层进行再次扫描，以消除所述沉积层表面的晶粒，进而形成重熔层。

为了保证重熔过程仅将熔池顶端重熔，再次扫描的激光功率小于首次扫描的激光功率260-320W，即对沉积层再次进行小功率重熔工艺处理，具体地，重熔时激光功率降低功率至100-150KW。然后成型腔12内的升降机构14降低，铺设下一层粉末，再次执行上述操作，形成下一层。重复上述操作，直至完成修复。

为了获得定向生长的凝固组织，以达到高温服役下叶片强度需求，如图2所示，本实施例的重熔层相邻的两道激光束扫描路线为平行等距直线，且重熔层相邻的两道激光束扫描路线反向进行，即激光束的扫描路径呈Z字形，重熔层与下一层上的扫描路径重合，即每一层的扫描路径完全一致，且严格沉积在上一层的熔池轨迹上。

4.修复叶片后处理

选区激光熔化技术修复后的叶片表面平整，成型精度较高，有少许粘粉需要用刷子轻轻刷去。将叶片取下后，对其进行去应力热处理，将空气炉加热到550℃，放入修复完成的叶片，保温3h后空气冷却。

采用以上工艺得到的叶片组织形貌图如图3所示，由图3可知，叶片上未见气孔、裂纹、未熔合等明显缺陷，熔合线呈搭“梯子”状均匀整齐的上下搭接，在熔池中央可见沿热流方向生长的胞晶组成的柱状晶。相邻熔池搭接处可见相互交错生长的树枝晶，该处树枝晶生长方向受熔池内部马兰戈尼对流影响，向熔池顶部中央生长。

综上所述，本实施例采用Z字形扫描路径以及小功率重熔工艺，可促进树枝晶外延生长，得到定向凝固组织，获得优异的高温力学性能。

对比例1

与实施例1相比，区别在于，对比例1未进行小功率重熔工艺处理。

将实施例1与对比例1修复得到的镍基高温合金材质的航空发动机叶片在650℃下进行高温力学拉伸测试，测试到的数据对比如图4所示，由图4可知，经历小功率重熔后的沉积样屈服强度与抗拉强度均得到明显提升，其中屈服强度由516.7MPa上升到651.5MPa，提高了26.09％；抗拉强度由713上升到790.5MPa，提高了10.87％。由此可见，本实施例1采用的小功率重熔工艺处理可以有效提高材料的高温强度。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种航空发动机叶片的修复方法，其特征在于，包括以下步骤：

将待修复的叶片固定在选区激光熔化设备的成型腔内；

在所述成型腔内铺设粉末至覆盖叶片的待修复区，使用激光束以设定功率沿设定路径扫描熔融所述粉末，所述设定路径为叶片的弦向；

熔池凝固后，形成沉积层，在不添加粉末的前提下，降低激光束功率按照所述设定路径对沉积层进行再次扫描以消除所述沉积层表面的晶粒，进而形成重熔层；

然后成型腔内的升降机构降低，铺设下一层粉末，再次执行上述操作，得到下一层，其中，所述重熔层与所述下一层上的扫描路径重合，以使得相邻两层的扫描熔池轨迹相同；

重复上述操作，直至完成修复。

2.根据权利要求1所述的航空发动机叶片的修复方法，其特征在于，

所述重熔层相邻的两道激光束扫描路线为平行等距直线。

3.根据权利要求2所述的航空发动机叶片的修复方法，其特征在于，

所述重熔层相邻的两道激光束扫描路线反向进行，即所述激光束的扫描路径呈Z字形。

4.根据权利要求1所述的航空发动机叶片的修复方法，其特征在于，所述选区激光熔化设备的工艺参数为激光束 功率260-320W，激光扫描速率900-1000mm/s，光斑直径90μm，铺粉层厚40-50μm，搭接间距0.05-0.09mm。

5.根据权利要求4所述的航空发动机叶片的修复方法，其特征在于，所述激光束功率降低功率至100-150W。

6.根据权利要求1所述的航空发动机叶片的修复方法，其特征在于，在将所述待修复的叶片固定在所述成型腔内之前还包括以下步骤：

通过粗加工，将叶片顶端待修复部分打磨成一个平面。

7.根据权利要求1所述的航空发动机叶片的修复方法，其特征在于，所述待修复的叶片为去除热障涂层后的叶片。

8.根据权利要求1所述的航空发动机叶片的修复方法，其特征在于，

对完成修复后的叶片进行去应力热处理。

9.根据权利要求8所述的航空发动机叶片的修复方法，其特征在于，将叶片进行所述去应力热处理的步骤包括将空气炉加热到550℃，放入完成修复的叶片，保温后空气冷却。

Images