CN113681234A - 一种铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，属于精密成形技术领域，解决了现有技术铸造铝合金舱段缺陷焊补修复后多数不宜采用传统的退火方法进行应力消除、缺陷部位焊补修复过程中容易产生原有缺陷放大和更大的次生缺陷的问题。该修复方法包括如下步骤：将铸造铝合金舱段缺陷部位的缺陷抠除；对铸造铝合金舱段缺陷部位的周围进行预热；对铸造铝合金舱段缺陷部位进行焊补；对焊补部位及周围进行焊补后保温，冷却至室温；完成铸造铝合金舱段缺陷部位的修复。该铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法可用于铸造铝合金舱段缺陷部位的修复。

Description

一种铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法

技术领域

本发明属于精密成形技术领域，具体涉及一种铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法。

背景技术

铸造工艺由于其成形的整体性好，在航天飞行器铝合金舱段上得到广泛应用，但是与诸如5A06等变形铝合金材料相比，铸造铝合金材料的塑性较差，评判金属材料塑性的重要指标是延伸率，而5A06变形铝合金退火状态材料的延伸率不小于15％，铸造铝合金退火状态材料延伸率大约是3％，即5A06等变形铝合金材料的流动性好、成形性好，相比较而言铸造铝合金材料的流动性差、成形性差，导致铸造铝合金舱段成形过程中及成形后容易出现疏松、裂纹、孔洞甚至壁厚偏薄等缺陷。

目前，修复铸造铝合金舱段上裂纹、孔洞等缺陷，通常采用焊补方法，由于焊补存在热输入，导致焊补部位残余应力分布不均、容易出现新的次生缺陷。因此，针对铸造铝合金舱段缺陷焊补修复部位必须及时进行应力消除，但是，鉴于铸造铝合金舱段尺寸较大、铸造铝合金舱段精加工到位后再退火容易失稳变形、用于燃料装载的舱段内部存留有剩余燃料等局限因素，铸造铝合金舱段缺陷焊补修复后多数不宜采用传统的退火方法进行应力消除。

此外，由于铸造铝合金材料塑性差、脆性明显，在缺陷部位焊补修复过程中容易产生原有缺陷放大、产生更大的次生缺陷等问题。

发明内容

鉴于上述的分析，本发明旨在提供一种铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，解决了现有技术铸造铝合金舱段缺陷焊补修复后多数不宜采用传统的退火方法进行应力消除、缺陷部位焊补修复过程中容易产生原有缺陷放大和更大的次生缺陷的问题。

本发明的目的主要是通过以下技术方案实现的：

本发明提供了一种铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，包括如下步骤：

步骤1：将铸造铝合金舱段缺陷部位的缺陷抠除；

步骤2：对铸造铝合金舱段缺陷部位的周围进行预热；

步骤3：对铸造铝合金舱段缺陷部位进行焊补；

步骤4：对焊补部位及周围进行焊补后保温，冷却至室温；

步骤5：完成铸造铝合金舱段缺陷部位的修复。

进一步地，铸造铝合金舱段为燃料装载舱段、发动机装载舱段、连接舱段或载荷舱段。

进一步地，该铸造铝合金舱段所用的铸造铝合金的化学成分按质量百分比计算包括：Ti 0.10-0.20、Be 0.04～0.07、Fe 0.000～0.200、Mn≤0.1、Mg≤0.1、Ti≤0.1、Ti+Zr(稀土)：≤0.20、Sn≤0.01、Pb≤0.03，余量为Al。

进一步地，上述步骤4中，在焊补后保温过程中，对焊补部位的周围进行锤击校形。

进一步地，上述步骤4和步骤5之间还包括如下步骤：

对焊补部位及周围进行无损探伤检测(例如，X射线检测、荧光检测等)；

如果无缺陷，则进行步骤5；

如有缺陷，则重复步骤2至步骤4。

进一步地，上述步骤4和步骤5之间还包括如下步骤：

采用打磨工具清理打磨焊补部位，去除表面氧化物及其他多余物。

进一步地，上述步骤4和步骤5之间还包括如下步骤：

对冷却至室温的铸造铝合金舱段进行耐压试验和气密试验。

进一步地，上述步骤2包括如下步骤：

步骤21：对铸造铝合金舱段缺陷部位的周围进行一次预热升温和一次预热保温；

步骤22：对一次预热保温后的铸造铝合金舱段缺陷部位的周围进行二次预热升温和二次预热保温，完成对铸造铝合金舱段缺陷部位的周围的预热。

进一步地，一次预热升温的升温速度小于二次预热升温的升温速度，一次预热保温时间大于二次预热保温时间。

进一步地，预热范围需要覆盖缺陷部位的整体，且预热面积大于缺陷部位的面积。

进一步地，预热范围的边缘与缺陷部位边缘的距离为80～120mm(例如，80mm、86mm、91mm、100mm、114mm或120mm)。

进一步地，预热温度为150℃～200℃(例如，150℃、168℃、180℃、191℃或200℃)，预热时间为30min～60min(例如，30min、45min、52min或60min)。

进一步地，焊补后保温范围需要覆盖缺陷部位的整体，且焊补后保温面积大于缺陷部位的面积和预热面积。

进一步地，上述焊补后保温范围的边缘与缺陷部位边缘的距离为200～300mm(例如，200mm、230mm、255mm、269mm、291mm或300mm)。

进一步地，焊补后保温温度为150℃～200℃(例如，150℃、168℃、180℃、191℃或200℃)，焊补后保温时间为30min～60min(例如，30min、45min、52min或60min)。

进一步地，上述步骤3包括如下步骤：

步骤31：根据铸造铝合金舱段缺陷的深度和尺寸，采用一次或多次焊补，对铸造铝合金舱段的缺陷部位进行打底焊补；

步骤32：对打底焊补部位及周围进行打底后保温，打底后保温温度为150℃～200℃(例如，150℃、168℃、180℃、191℃或200℃)，打底后保温时间为30min～60min(例如，30min、45min、52min或60min)；

步骤33：将打底焊补部位的断面和侧面进行打磨，去除焊接所产生的氧化物，直至已经完成打底焊补部位的断面及侧面露出金属光泽；

步骤34：对打底焊补部位进行盖面焊补，完成对铸造铝合金舱段缺陷部位的焊补。

进一步地，在打底后保温过程中，对打底焊补部位及周围进行锤击校形，从而进一步促进打底焊补部位的应力释放。

进一步地，上述步骤32和步骤33之间还包括如下步骤：

对打磨后的打底焊补部位进行无损探伤检测(例如，X射线检测、荧光检测等)，确保打底焊补部位无缺陷；

如果无缺陷，则进行步骤33；

如有缺陷，则重复步骤31至步骤32。

与现有技术相比，本发明至少可实现如下有益效果之一：

a)本发明提供的铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，主要针对铸造铝合金舱段，在对铸造铝合金舱段缺陷焊补之前和之后通过采取合理的预热和焊补后保温，能够有效减少铝合金铸造舱段缺陷修复部位产生的热应力和焊补后残余的应力，修复后的铝合金铸造舱段满足耐压试验和气密试验要求，从而能够避免铝合金铸造舱段的报废风险，节约飞行器的研制生产周期。

b)本发明提供的铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，预热的作用是减少热应力的产生，通过预热，能够避免铸造铝合金舱段缺陷部位的骤热，从而减少焊补过程中的温度梯度差和焊补过程中缺陷部位周围的热应力，进而减少原有缺陷放大、产生更大的次生缺陷等问题的产生；焊补后保温的作用是释放残余应力，相比于直接冷却至室温，通过焊补后保温，能够减缓焊补后的铸造铝合金舱段缺陷部位的冷却速度，促进残余应力的缓慢释放，同样能够减少原有缺陷放大、产生更大的次生缺陷等问题的产生。

c)本发明提供的铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，通过锤击达到焊补后的铸造铝合金舱段缺陷部位残余应力释放的目的。

d)本发明提供的铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，这样，通过阶梯式预热，能够进一步减少铸造铝合金舱段缺陷部位的周围的加热梯度，使其能够慢慢升温至预热温度，从而能够减少热应力的产生。

e)本发明提供的铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，一次预热保温是从室温(在冬天，通常是从零下)开始升温，此时，铸造铝合金舱段整体处于较低温度下，其内部的微观组织还未适应预热升温，也没有达到应力平衡，一次预热升温的升温速度较小，一次预热升温的保温时间较长，能够为铸造铝合金舱段的微观组织预留足够的适应时间，使其能够达到应力平衡；相应地，在二次预热升温时，铸造铝合金舱段的微观组织已经能够适应升温，适当提高二次预热升温的升温速度，缩短二次预热升温的保温时间能够有效提高预热的整体效率。

本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分的从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在所写的说明书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。

图1为实施例一的待修复铸造铝合金舱段缺陷部分的内视实物图；

图2为实施例一的待修复铸造铝合金舱段缺陷部分的外视实物图；

图3为实施例一的修复后的铸造铝合金舱段缺陷部分的实物图。

具体实施方式

下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本发明的一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理。

本发明提供了一种铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，包括如下步骤：

步骤1：采用钻头、铣头等工具将铸造铝合金舱段缺陷部位的缺陷(例如，裂纹、孔洞等)抠除；

步骤2：采用喷灯、气焊枪等其它能够提供可控热源的工具对铸造铝合金舱段缺陷部位的周围进行均匀预热；

步骤3：对铸造铝合金舱段缺陷部位进行焊补；

步骤4：采用喷灯、气焊枪等其它能够提供可控热源的工具对焊补部位及周围进行焊补后保温，冷却至室温；

步骤5：完成铸造铝合金舱段缺陷部位的修复。

现有技术中，对于铸造铝合金舱段缺陷部位(例如，燃料装载舱段、发动机装载舱段、连接舱段、载荷舱段等)的修复，通常采用焊补的方式直接对铸造铝合金舱段缺陷部位进行焊补，但是，直接焊补的方式，铸造铝合金舱段缺陷部位的温度会从室温快速、骤然升温至1000℃，在大量快速的热输入的过程中，势必会造成较大的热应力，无法保证修复后的铸造铝合金舱段的工作稳定性和使用寿命。

与现有技术相比，本发明提供的铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，主要针对铸造铝合金舱段，在对铸造铝合金舱段缺陷焊补之前和之后通过采取合理的预热和焊补后保温，能够有效减少铝合金铸造舱段缺陷修复部位产生的热应力和焊补后残余的应力，修复后的铝合金铸造舱段满足耐压试验和气密试验要求，从而能够避免铝合金铸造舱段的报废风险，节约飞行器的研制生产周期。

具体来说，上述铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法中，预热的作用是减少热应力的产生，通过预热，能够避免铸造铝合金舱段缺陷部位的骤热，从而减少焊补过程中的温度梯度差和焊补过程中缺陷部位周围的热应力，进而减少原有缺陷放大、产生更大的次生缺陷等问题的产生；焊补后保温的作用是释放残余应力，相比于直接冷却至室温，通过焊补后保温，能够减缓焊补后的铸造铝合金舱段缺陷部位的冷却速度，促进残余应力的缓慢释放，同样能够减少原有缺陷放大、产生更大的次生缺陷等问题的产生。

需要说明的是，该铸造铝合金舱段所用的铸造铝合金的化学成分按质量百分比计算包括：Ti 0.10-0.20、Be 0.04～0.07、Fe 0.000～0.200、Mn≤0.1、Mg≤0.1、Ti≤0.1、Ti+Zr(稀土)：≤0.20、Sn≤0.01、Pb≤0.03，余量为Al。

为了进一步促进残余应力的释放，上述步骤4中，在焊补后保温过程中，对焊补部位的周围进行锤击校形，这样，通过锤击达到焊补后的铸造铝合金舱段缺陷部位残余应力释放的目的。

为了能够确保铸造铝合金舱段缺陷部位的修复质量，上述步骤4和步骤5之间还包括如下步骤：

对焊补部位及周围进行无损探伤检测(例如，X射线检测、荧光检测等)，确保铸造铝合金舱段焊补部位原缺陷已经彻底排除且无新生缺陷；

如果无缺陷，则完成铸造铝合金舱段缺陷部位的修复；

如有缺陷，则重复步骤2至步骤4。

为了确保铸造铝合金舱段已经完成修复的焊补部位洁净且与舱段周围均匀过渡，上述步骤4和步骤5之间还包括如下步骤：

采用打磨工具清理打磨焊补部位，去除表面氧化物及其他多余物。

为了保证已经修复的铸造铝合金舱段满足耐压试验和气密试验要求，上述步骤4和步骤5之间还包括如下步骤：

对冷却至室温的铸造铝合金舱段进行耐压试验和气密试验。

为了能够进一步减少在焊补过程中产生的热应力，上述预热采用阶梯式预热的方式，具体来说，上述步骤2包括如下步骤：

步骤21：对铸造铝合金舱段缺陷部位的周围进行一次预热升温(例如，150～160℃)和一次预热保温(例如，40～50min)；

步骤22：对一次预热保温后的铸造铝合金舱段缺陷部位的周围进行二次预热升温(190～200℃)和二次预热保温(例如，30～35min)，完成对铸造铝合金舱段缺陷部位的周围的预热。

这样，通过阶梯式预热，能够进一步减少铸造铝合金舱段缺陷部位的周围的加热梯度，使其能够慢慢升温至预热温度，从而能够减少热应力的产生。

为了能够使铸造铝合金舱段缺陷部位的周围适应后续的预热和焊补，一次预热升温的升温速度小于二次预热升温的升温速度，例如，一次预热升温的升温速度为50～80℃/h，二次预热升温的升温速度为85～100℃/h，一次预热保温时间大于二次预热保温时间。这是因为，一次预热保温是从室温(在冬天，通常是从零下)开始升温，此时，铸造铝合金舱段整体处于较低温度下，其内部的微观组织还未适应预热升温，也没有达到应力平衡，一次预热升温的升温速度较小，一次预热升温的保温时间较长，能够为铸造铝合金舱段的微观组织预留足够的适应时间，使其能够达到应力平衡；相应地，在二次预热升温时，铸造铝合金舱段的微观组织已经能够适应升温，适当提高二次预热升温的升温速度，缩短二次预热升温的保温时间能够有效提高预热的整体效率。

为了能够保证对铸造铝合金舱段缺陷部位进行全面预热，预热范围需要覆盖缺陷部位的整体，且预热面积大于缺陷部位的面积，具体来说，预热范围的边缘与缺陷部位边缘的距离为80～120mm(例如，80mm、86mm、91mm、100mm、114mm或120mm)。这样，通过适当扩大预热范围，能够保证对缺陷部位的全面预热，减少后续的应力残留。

考虑到预热温度和预热时间同样会影响铸造铝合金舱段缺陷部位的预热效果，示例性地，预热温度为150℃～200℃(例如，150℃、168℃、180℃、191℃或200℃)，预热时间为30min～60min(例如，30min、45min、52min或60min)。

同样地，为了能够保证对铸造铝合金舱段缺陷部位进行全面焊补后保温，焊补后保温范围需要覆盖缺陷部位的整体，且焊补后保温面积大于缺陷部位的面积，这是因为，在预热之前铸造铝合金舱段缺陷部位及其周围均处于较低温度，预热仅针对铸造铝合金舱段缺陷部位及其周围即可，无需进行较大面积的预热；但是，由于焊补的温度较高，焊补之后，铸造铝合金舱段缺陷部位及其周围大面积被加热，为了能够使得被焊补温度影响的部位均会得到缓慢的残余应力释放，需要扩大焊补后保温面积。

具体来说，上述焊补后保温范围的边缘与缺陷部位边缘的距离可以为200～300mm(例如，200mm、230mm、255mm、269mm、291mm或300mm)。

考虑到焊补后保温温度和焊补后保温时间同样会影响铸造铝合金舱段缺陷部位的焊补后保温效果，示例性地，焊补后保温温度为150℃～200℃(例如，150℃、168℃、180℃、191℃或200℃)，焊补后保温时间为30min～60min(例如，30min、45min、52min或60min)。

为了能够尽量减少焊补过程中产生的热应力，示例性地，上述步骤3包括如下步骤：

步骤31：根据铸造铝合金舱段缺陷的深度和尺寸，采用一次或多次焊补，对铸造铝合金舱段的缺陷部位进行打底焊补；

步骤32：采用喷灯、气焊枪等其它能够提供可控热源的工具对打底焊补部位及周围进行打底后保温，以达到使铸造铝合金舱段的打底焊补部位及其周围缓冷的目的，打底后保温温度为150℃～200℃(例如，150℃、168℃、180℃、191℃或200℃)，打底后保温时间为30min～60min(例如，30min、45min、52min或60min)；

步骤33：用钻头、铣头等工具将打底焊补部位的断面和侧面进行打磨，去除焊接所产生的氧化物，直至已经完成打底焊补部位的断面及侧面露出金属光泽，方便后续对打底焊补部位进行盖面焊补；

步骤34：对打底焊补部位进行盖面焊补，完成对铸造铝合金舱段缺陷部位的焊补。

可以理解的是，在打底后保温过程中，对打底焊补部位及周围进行锤击校形，从而进一步促进打底焊补部位的应力释放。

同样地，上述步骤32和步骤33之间还包括如下步骤：

对打磨后的打底焊补部位进行无损探伤检测(例如，X射线检测、荧光检测等)，确保打底焊补部位无缺陷；

如果无缺陷，则进行步骤33；

如有缺陷，则重复步骤31至步骤32。

实施例一

本实施例的待修复铸造铝合金舱段的缺陷部位的实物图参见图1至图2，本实施例的铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，包括如下步骤：

步骤a：先用钻头将铸造铝合金舱段裂纹、孔洞缺陷抠除。

步骤b：采用喷灯对铸造铝合金舱段缺陷抠除部位的周围大约100mm范围依次进行一次预热升温、一次预热保温、二次预热升温和二次预热保温，一次预热升温温度为150℃，一次预热保温时间为40min，二次预热升温温度为200℃，二次预热保温时间为30min。

步骤c：视铸造铝合金舱段缺陷的深度及范围大小采用一次或多次焊补，对铸造铝合金舱段缺陷抠除部位进行“打底”焊补(即首次焊补)。

步骤d：采用喷灯对铸造铝合金舱段“打底”焊补部位的周围大约100mm范围进行均匀后热，以达到使铸造铝合金舱段“打底”焊补部位及其周围缓冷的目的，“打底”焊补后热温度为168℃，时间为60min。

在铸造铝合金舱段“打底”焊补部位周围后热过程中，辅助对铸造铝合金舱段“打底”焊补部位周围进行轻度的锤击校形。

步骤e：对铸造铝合金舱段“打底”焊补部位进行X射线检测，确保铸造铝合金舱段“打底”焊补部位无缺陷。

步骤f：用铣头等工具将铸造铝合金舱段已经完成“打底”焊补部位的断面及侧面由于焊接所产生的氧化物打磨、清理干净，直至已经完成“打底”焊补部位的断面及侧面露出金属光泽。

步骤g：采用气焊枪对铸造铝合金舱段已经完成“打底”焊补部位的周围大约200mm范围进行均匀预热，预热至大约150℃，预热时间为40min。

步骤h：对铸造铝合金舱段“打底”焊补的部位继续进行“盖面”焊补(即二次焊补)。

步骤i：采用喷灯对铸造铝合金舱段“盖面”焊补部位的周围大约200mm范围进行均匀后热，“盖面”焊补后热温度为200℃，时间为60min。

在铸造铝合金舱段“盖面”焊补部位周围后热过程中，辅助对铸造铝合金舱段“盖面”焊补部位周围进行轻度的锤击校形。

步骤j：对铸造铝合金舱段“盖面”焊补部位进行荧光检测，确保铸造铝合金舱段焊补部位原缺陷已经彻底排除且无新生缺陷。

步骤k：按工艺要求对已经完成焊补修复的铸造铝合金舱段进行耐压试验和气密试验，测试结果显示，焊补修复的铸造铝合金舱段满足耐压试验和气密试验要求。

步骤l：用打磨工具清理打磨铸造铝合金舱段已经完成焊补修复部位的氧化物及其他表面多余物，确保铸造铝合金舱段已经完成焊补修复部位洁净、且与舱体周围均匀过渡，修复后的铸造铝合金舱段参见图3。

实施例二

本实施例提供的一种铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，包括如下步骤：

步骤a：先用钻头将铸造铝合金舱段裂纹、孔洞缺陷抠除。

步骤b：采用喷灯对铸造铝合金舱段缺陷抠除部位的周围大约120mm范围依次进行一次预热升温、一次预热保温、二次预热升温和二次预热保温，一次预热升温温度为160℃，一次预热保温时间为50min，二次预热升温温度为190℃，二次预热保温时间为35min。

步骤c：视铸造铝合金舱段缺陷的深度及范围大小采用一次或多次焊补，对铸造铝合金舱段缺陷抠除部位进行“打底”焊补(即首次焊补)。

步骤d：采用喷灯对铸造铝合金舱段“打底”焊补部位的周围大约115mm范围进行均匀后热，以达到使铸造铝合金舱段“打底”焊补部位及其周围缓冷的目的，“打底”焊补后热温度为180℃，时间为45min。

在铸造铝合金舱段“打底”焊补部位周围后热过程中，辅助对铸造铝合金舱段“打底”焊补部位周围进行轻度的锤击校形。

步骤e：对铸造铝合金舱段“打底”焊补部位进行X射线检测，确保铸造铝合金舱段“打底”焊补部位无缺陷。

步骤f：用铣头等工具将铸造铝合金舱段已经完成“打底”焊补部位的断面及侧面由于焊接所产生的氧化物打磨、清理干净，直至已经完成“打底”焊补部位的断面及侧面露出金属光泽。

步骤g：采用气焊枪对铸造铝合金舱段已经完成“打底”焊补部位的周围大约250mm范围进行均匀预热，预热至大约185℃，预热时间为45min。

步骤h：对铸造铝合金舱段“打底”焊补的部位继续进行“盖面”焊补(即二次焊补)。

步骤i：采用喷灯对铸造铝合金舱段“盖面”焊补部位的周围大约250mm范围进行均匀后热，“盖面”焊补后热温度为180℃，时间为55min。

在铸造铝合金舱段“盖面”焊补部位周围后热过程中，辅助对铸造铝合金舱段“盖面”焊补部位周围进行轻度的锤击校形。

步骤j：对铸造铝合金舱段“盖面”焊补部位进行荧光检测，确保铸造铝合金舱段焊补部位原缺陷已经彻底排除且无新生缺陷。

步骤k：按工艺要求对已经完成焊补修复的铸造铝合金舱段进行耐压试验和气密试验，测试结果显示，焊补修复的铸造铝合金舱段满足耐压试验和气密试验要求。

步骤l：用打磨工具清理打磨铸造铝合金舱段已经完成焊补修复部位的氧化物及其他表面多余物，确保铸造铝合金舱段已经完成焊补修复部位洁净、且与舱体周围均匀过渡。

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。

Claims (10)

1.一种铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1：将铸造铝合金舱段缺陷部位的缺陷抠除；

步骤2：对铸造铝合金舱段缺陷部位的周围进行预热；

步骤3：对铸造铝合金舱段缺陷部位进行焊补；

步骤4：对焊补部位及周围进行焊补后保温，冷却至室温；

步骤5：完成铸造铝合金舱段缺陷部位的修复。

2.根据权利要求1所述的铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，其特征在于，所述步骤4中，在焊补后保温过程中，对焊补部位的周围进行锤击校形。

3.根据权利要求1所述的铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，其特征在于，所述预热面积大于缺陷部位的面积。

4.根据权利要求1所述的铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，其特征在于，所述预热温度为150℃～200℃，预热时间为30min～60min。

5.根据权利要求1所述的铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，其特征在于，所述焊补后保温面积大于缺陷部位的面积和预热面积。

6.根据权利要求1所述的铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，其特征在于，所述焊补后保温温度为150℃～200℃，焊补后保温时间为30min～60min。

7.根据权利要求1至6所述的铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，其特征在于，所述步骤3包括如下步骤：

步骤31：对铸造铝合金舱段的缺陷部位进行打底焊补；

步骤32：对打底焊补部位及周围进行打底后保温；

步骤33：将打底焊补部位的断面和侧面进行打磨，去除焊接所产生的氧化物，直至已经完成打底焊补部位的断面及侧面露出金属光泽；

步骤34：对打底焊补部位进行盖面焊补，完成对铸造铝合金舱段缺陷部位的焊补。

8.根据权利要求7所述的铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，其特征在于，在打底后保温过程中，对打底焊补部位及周围进行锤击校形。

9.根据权利要求7所述的铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，其特征在于，打底后保温温度为150℃～200℃，打底后保温时间为30min～60min。

10.根据权利要求1所述的铸造铝合金舱段缺陷部位的修复方法，其特征在于，所述步骤4和步骤5之间还包括如下步骤：

打磨焊补部位，去除表面氧化物及多余物。

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