CN112045363B - 涡轮叶片损伤一体化修复方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空发动机维修方法领域，尤其是一种对叶盆、叶尖损伤一体化修复的涡轮叶片损伤一体化修复方法，包括如下步骤：a、首先，对叶片进行荧光检查；b、用气动打磨笔以及金刚石打磨头将裂纹处打磨成坡口；c、用气动打磨笔以及金刚石打磨头将叶片的叶尖端面打磨至金属光泽；d、采用Rene142合金粉末对叶背处进行接长修复头；e、采用GH3625合金粉末对叶盆进行接长修复；f、重复步骤d和步骤e进行叶尖第二层接长修复；g、进行叶尖第三层接长修复；h、采用自适应加工方法对修复区型面进行自适应加工。本发明尤其适用于DZ125粉末铸造而成的涡轮叶片损伤的结构功能一体化修复工艺之中。

Description

涡轮叶片损伤一体化修复方法

技术领域

本发明涉及航空发动机维修方法领域，尤其是一种涡轮叶片损伤一体化修复方法。

背景技术

对于采用定向凝固DZ125材料精密铸造而成的航空发动机的高压涡轮叶片，由于涡轮叶片在高温高压高速燃气冲刷环境下长时间服役，叶片叶尖形状由叶背和叶盆组成。通常会在发动机服役一段时间后，叶片在因机械磨损、高温氧化和燃气腐蚀导致叶盆出现裂纹、叶尖磨损变短等故障。据统计，叶片叶尖磨损导致叶片报废率为100％，叶盆裂纹故障导致叶片报废率为80％，因此需要对叶盆进行裂纹修复和叶尖接长修复。叶盆使用过程中主要承受高温燃气热冲击作用，叶盆要求高的冷热疲劳性能；叶背主要承受磨损密封作用，叶背要求高的摩擦磨损性能。

传统的修复采用与基体材料化学成分相同的DZ125粉末作为修复材料，利用激光增材技术对裂纹和叶尖进行修复，但是采用DZ125粉末进行修复后，叶片使用过程中还会像新叶片一样出现裂纹磨损等故障。如果单独采用耐高温、抗氧化、抗腐蚀性能优良的Rene142合金粉末对叶尖进行修复，通常由于叶盆型面复杂、曲率较大和修复材料塑性差导致叶盆修复时出现二次裂纹等缺陷。如果单独采用塑性良好的GH3625合金粉末对叶尖修复，叶片服役过程中磨损性能无法满足要求。如何对叶盆、叶尖接长进行修复，同时满足修复过程中塑性好、不产生裂纹和满足摩擦磨损性能是一个难点。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种对叶盆、叶尖损伤一体化修复，并满足修复过程中塑性好、不产生裂纹和满足摩擦磨损性能的涡轮叶片损伤一体化修复方法。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：涡轮叶片损伤一体化修复方法，包括如下步骤：a、首先，对叶片进行荧光检查，其中：如果叶盆处有裂纹，则对裂纹进行标识，并进行步骤b；如果叶盆处无裂纹，则进行步骤c；b、用气动打磨笔以及金刚石打磨头将裂纹处打磨成坡口；c、用气动打磨笔以及金刚石打磨头将叶片的叶尖端面打磨至金属光泽，并去除积碳、氧化物及脏物；d、采用Rene142合金粉末对叶背处进行接长修复，修复路径为从叶背的叶背尖端到叶片端头；e、采用GH3625合金粉末对叶盆进行接长修复，修复路径为从叶片端头到叶盆尖端；f、重复步骤d和步骤e进行叶尖第二层接长修复；g、重复步骤d和步骤e进行叶尖第三层接长修复；h、采用自适应加工方法对修复区型面进行自适应加工，直至满足尺寸要求。

进一步的是，步骤d中，激光功率200～300W。

进一步的是，步骤d中，扫描速度2～4mm/s。

进一步的是，步骤d中，焦距2～4mm。

进一步的是，步骤d中，送粉速率2～5g/min。

进一步的是，步骤e中，激光功率200～250W。

进一步的是，步骤e中，扫描速度2～4mm/s。

进一步的是，步骤e中，焦距2～4mm。

进一步的是，步骤e中，送粉速率2～5g/min。

进一步的是，步骤b中，用气动打磨笔以及金刚石打磨头将裂纹处打磨成120°坡口。

本发明的有益效果是：本发明针对叶盆和叶背各自的特点，分别采用不同材料进行修复，并据此对叶片进行优化设计，提高了叶片的磨损性能和修复区的塑性，并最终大大提高了叶片的修复效果。同时，本发明充分利用了激光增材制造的可设计性，解决了两种材料在不同区域进行叶尖修复的难题，巧妙的将两种材料分别用于叶盆和叶背的修复，更好了解决了传统修复中所难以克服的技术难题。本发明尤其适用于DZ125粉末铸造而成的涡轮叶片损伤的结构功能一体化修复工艺之中。

附图说明

图1是本发明叶片的结构示意图。

图中标记为：叶片1、叶背2、叶盆3、叶背尖端A、叶片端头B、叶盆尖端C。

具体实施方式

下面结合附图对本发明进一步说明。

如图1所示的涡轮叶片损伤一体化修复方法，包括如下步骤：a、首先，对叶片1进行荧光检查，其中：如果叶盆3处有裂纹，则对裂纹进行标识，并进行步骤b；如果叶盆3处无裂纹，则进行步骤c；b、用气动打磨笔以及金刚石打磨头将裂纹处打磨成120°坡口；c、用气动打磨笔以及金刚石打磨头将叶片1的叶尖端面打磨至金属光泽，并去除积碳、氧化物及脏物；d、采用Rene142合金粉末对叶背2处进行接长修复，修复路径为从叶背2的叶背尖端A到叶片端头B；e、采用GH3625合金粉末对叶盆3进行接长修复，修复路径为从叶片端头B到叶盆尖端C；f、重复步骤d和步骤e进行叶尖第二层接长修复；g、重复步骤d和步骤e进行叶尖第三层接长修复；h、采用自适应加工方法对修复区型面进行自适应加工，直至满足尺寸要求。

其中，在步骤d中所进行的采用Rene142合金粉末对叶背2处进行的接长修复中，为了获得更佳优质的修复品质，优选这样的方案：步骤d中，激光功率200～300W。基于同样的构思，优选步骤d中，扫描速度2～4mm/s；以及优选步骤d中，焦距2～4mm；以及优选步骤d中，送粉速率2～5g/min。

同样的，在步骤e中所进行的采用GH3625合金粉末对叶盆3进行的接长修复中，为了获得更佳优质的修复品质，优选这样的方案：步骤e中，激光功率200～250W。基于同样的构思，优选步骤e中，扫描速度2～4mm/s；以及优选步骤e中，焦距2～4mm；步骤e中，送粉速率2～5g/min。

就步骤b中，优选用气动打磨笔以及金刚石打磨头将裂纹处打磨成120°坡口。

实施例

某型发动机服役500小时后，叶尖磨损0.5mm。采用本发明的方法进行修复。修复过程如下：

步骤a、对叶片1进行荧光检查，发现叶盆3出现两条裂纹，进行标识；

步骤b、用气动打磨笔、金刚石打磨头将叶盆两条裂纹处打磨成120°坡口；

步骤c、用气动打磨笔、金刚石打磨头将叶尖端面打磨至金属光泽，去除积碳、氧化物及脏物；

步骤d、采用Rene142合金粉末对叶背2处进行接长修复，修复路径为从叶背2的叶背尖端A到叶片端头B，激光功率250W,扫描速度3mm/s，焦距3mm，送粉速率4g/min；

步骤e、采用GH3625合金粉末对叶盆3进行接长修复，修复路径为从叶片端头B到叶盆尖端C，激光功率210W,扫描速度3mm/s，焦距2.5mm，送粉速率3.5g/min；

步骤f、重复步骤d和步骤e进行叶尖第二层接长修复；

步骤g、重复步骤d和步骤e进行叶尖第三层接长修复；

步骤h、采用自适应加工方法对修复区型面进行自适应加工，直至满足尺寸要求。

修复完后，将修复完毕的叶片进行1000℃水冷热疲劳试验，试验10次后对叶盆荧光检查，未发现裂纹，优于传统单一的Rene142修复的叶片。本方法可推广应用于民航发动机、燃气轮机等涡轮叶片的叶尖损伤修复，技术优势明显，市场推广前景十分广阔。

Claims (10)

1.涡轮叶片损伤一体化修复方法，其特征在于：包括如下步骤：

a、首先，对叶片(1)进行荧光检查，其中：如果叶盆(3)处有裂纹，则对裂纹进行标识，并进行步骤b；如果叶盆(3)处无裂纹，则进行步骤c；

b、用气动打磨笔以及金刚石打磨头将裂纹处打磨成坡口；

c、用气动打磨笔以及金刚石打磨头将叶片(1)的叶尖端面打磨至金属光泽，并去除积碳、氧化物及脏物；

d、采用Rene142合金粉末对叶背(2)处进行接长修复，修复路径为从叶背(2)的叶背尖端(A)到叶片端头(B)；

e、采用GH3625合金粉末对叶盆(3)进行接长修复，修复路径为从叶片端头(B)到叶盆尖端(C)；

f、重复步骤d和步骤e进行叶尖第二层接长修复；

g、重复步骤d和步骤e进行叶尖第三层接长修复；

h、采用自适应加工方法对修复区型面进行自适应加工，直至满足尺寸要求。

2.如权利要求1所述的涡轮叶片损伤一体化修复方法，其特征在于：步骤d中，激光功率200～300W。

3.如权利要求1所述的涡轮叶片损伤一体化修复方法，其特征在于：步骤d中，扫描速度2～4mm/s。

4.如权利要求1所述的涡轮叶片损伤一体化修复方法，其特征在于：步骤d中，焦距2～4mm。

5.如权利要求1所述的涡轮叶片损伤一体化修复方法，其特征在于：步骤d中，送粉速率2～5g/min。

6.如权利要求1、2、3、4或5所述的涡轮叶片损伤一体化修复方法，其特征在于：步骤e中，激光功率200～250W。

7.如权利要求1、2、3、4或5所述的涡轮叶片损伤一体化修复方法，其特征在于：步骤e中，扫描速度2～4mm/s。

8.如权利要求1、2、3、4或5所述的涡轮叶片损伤一体化修复方法，其特征在于：步骤e中，焦距2～4mm。

9.如权利要求1、2、3、4或5所述的涡轮叶片损伤一体化修复方法，其特征在于：步骤e中，送粉速率2～5g/min。

10.如权利要求1、2、3、4或5所述的涡轮叶片损伤一体化修复方法，其特征在于：步骤b中，用气动打磨笔以及金刚石打磨头将裂纹处打磨成120°坡口。

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