CN114555911A - 用于飞行器涡轮发动机叶片的修复焊接的方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种用于航空涡轮发动机叶片(102)的修复焊接的方法，所述叶片包括由前缘(106)和后缘(104)连接的下表面和上表面，所述叶片还包括被称为末端部(108)的自由端部，该方法包括对所述末端部进行修复焊接并且包括以下步骤：‑在末端部处将第一止挡件(110)固定到前缘并且在末端部处将第二止挡件(112)固定到后缘，‑从第一止挡件到第二止挡件在末端部上沉积修复焊道，以及‑移除第一止挡件和第二止挡件，所述方法的特征在于，仅通过将第一止挡件和第二止挡件挤压在前缘和后缘上来固定第一止挡件和第二止挡件。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器涡轮发动机领域，特别地涉及GE 90-115K型发动机的一体式叶片盘(已知为法语缩写DAM)的叶片末端部的修复。更具体地，本发明的目的是能够在基于增材制造修复技术(LMD，“Laser Metal Deposition(激光金属沉积)”的首字母缩写词)的新发展的背景下实施叶片的修复焊接。
背景技术
技术背景特别地包括文献DE 42 37 052 A1、DE 10 2009 043136 A1和DE 195 47903 C1。
在已知的方式中，对于一体式叶片盘的叶片末端部的修复，所述末端部的修复焊接是通过经由粉末沉积和熔融实现的增材制造方法来进行的，该方法也被称为LMD-p方法(“Laser Metal Deposition-powder(激光金属沉积-粉末)”的缩写)。
所述末端部的修复焊接是从叶片的前缘到叶片的后缘进行的一种线性修复焊接。线性修复焊接必然包括焊道的起点和终点。
要解决的问题：从冶金健康的角度来看，焊道的开始区域和结束区域被认为是敏感的，并且可能包含诸如缺乏键合或塌陷等缺陷，从技术和质量的角度来看，这些缺陷都是不可接受的。
缺陷的主要原因，一方面来自叶片的每一端部的几何形状(与前缘的半径有关)，另一方面来自叶片的每一端部(前缘或后缘)的厚度。
为了避免在成品部件中发现这些敏感区域，使用了止挡件。
这些止挡件是牺牲部件，即牺牲品，牺牲部件通常通过焊接方法、特别是通过点焊固定在叶片上。
止挡件到叶片的附接必须是充分的(例如通过穿透焊接)，以确保止挡件在修复焊接期间保持在原位，同时避免粘连的风险(但粘连的风险也必须限制在最低限度)，以免在冶金和尺寸方面影响最终部件。成品部件的受冶金影响的区域被称为热影响区域；成品部件中受尺寸影响的区域被称为叶片变形区域。
迄今为止使用的止挡件(也被称为点焊止挡件)是基于标准止挡件的几何形状的。
图1示出了根据现有技术的由多个叶片12组成的一体式叶片盘10，在叶片上布置有止挡件14a、14b。止挡件14b布置在叶片12的前缘11上，而止挡件14a布置在叶片12的后缘13上。围绕压力侧和吸力侧的前缘和后缘的突起16b、16a使得止挡件14a、14b能够在叶片12处被点焊。特别地，突起16b围绕叶片12的压力侧和吸力侧的前缘，而突起16a围绕叶片12的压力侧和吸力侧的后缘。一体式叶片盘10的叶片12的压力侧在图1和虚线框B中示出，而叶片12的吸力侧在虚线框C中示出。
然而，尚未发现在使点焊穿透以确保良好地保持止挡件和使点焊轻巧以避免叶片上的衰退区域(即热影响区域)之间的平衡。
事实上，在第一次修复焊接期间，止挡件系统地塌陷，导致不可接受的射线照相指示。
例如，图2示出了在使用LMD-p工艺进行修复焊接期间塌陷的一体式叶片盘的叶片12。在该图中，A线表示叶片12后缘的塌陷。
进行了多项测试，以避免在通过LMD-p方法进行修复焊接期间一体式叶片盘的叶片塌陷。测试全部在三个叶片上进行。每次点焊后进行X射线检查，以突出任何气孔或线性指示。
图3a、图3b、图5a、图5b、图7a、图7b、图9a以及图9b中所示的止挡件示出了通过点焊到叶片上而固定的标准几何形状的止挡件。
有人建议缩短止挡件的突起，以避免止挡件塌陷。图3a和图3b示出了叶片12，与图1中的突起相比，具有缩短的突起26的止挡件24通过点焊而固定到该叶片。
图4示出了图3a和图3b的叶片12的X光照片，然而，如图4所示，通过这样的止挡件24，在X光照片上观察到气孔以及线性指示。
为了消除键合不足，建议在第一次通过时在焊道(从前缘到后缘的超过15mm的长度)的开始和结束处增加功率。然而，这导致在叶片12的前缘和后缘处有更大的穿透。
也有人建议减轻止挡件，同时保持止挡件具有相同的几何形状。图5a和图5b示出了叶片12，止挡件34通过点焊固定到叶片上，该止挡件相对于图1的止挡件减轻了重量。
图6示出了图5a和图5b中的叶片12的X光照片，然而，如图6所示，通过这样的止挡件34，在X光照片上观察到气孔以及过多的穿透。
也有人建议应修改止挡件的高度，以使叶片末端部保持尽可能自由并保持与叶片前缘的接触。图7a和图7b示出了叶片12，止挡件44通过点焊固定到该叶片上，相对于图1的止挡件，止挡件44在叶片12的末端部44上的高度被改变。在图7a中，尺寸d1大体上等于3.0mm并且尺寸d2大体上等于0.5mm。
图8示出了图7a和图7b的叶片12的X光照片，然而，如图8所示，通过这样的止挡件44，在X光照片上观察到线性指示、键合问题、以及在叶片的前缘和后缘上具有塌陷的气孔，这些气孔是由于功率的变化引起的，以避免缺乏线性键合。
还建议清除叶片的末端部以避免丧失连接。图9a和图9b示出了叶片12，止挡件54通过点焊固定到该叶片上，与图1中的止挡件相比，该止挡件54的高度被修改以清除叶片12的末端部。
然而，通过这样的止挡件54，在X光照片上系统地观察到气孔、线性指示和过度穿透。这些缺点是由于将止挡件54点焊在叶片12上造成的。
本发明的目的是提出一种解决这些缺陷中的至少一些缺陷的解决方案。
特别地，本发明提出研究将止挡件固定到涡轮发动机叶片，特别是固定到一体式叶片盘的叶片的方法。
发明内容
为此，本发明涉及一种用于航空涡轮发动机叶片的修复焊接的方法，所述叶片包括由前缘和后缘连接的压力侧和吸力侧，所述叶片还包括被称为末端部的自由端部，该方法包括对该末端部进行修复焊接并且包括以下步骤：
-在所述末端部处将第一止挡件固定到所述前缘并且在所述末端部处将第二止挡件固定到所述后缘，
-从所述第一止挡件到所述第二止挡件在所述末端部上沉积修复焊道，以及
-移除所述第一止挡件和所述第二止挡件，
所述方法的特征在于，仅通过将所述第一止挡件和所述第二止挡件挤压在所述前缘和所述后缘上来固定所述第一止挡件和所述第二止挡件。
因此，本发明有利地提出消除对止挡件的点焊。
根据本发明，止挡件通过机械作用，更准确地说，通过挤压被保持在止挡件上。这种附接方法有利地使得能够避免在叶片上产生热影响区域，同时确保充分的保持。因此，本发明使得能够消除对止挡件进行点焊的需要。
使用相同的功率进行修复焊道的沉积使得能够避免叶片的后缘或前缘的塌陷以及极其重大的穿透，这是由于在焊道的开始和结束之间功率的变化而造成的。
根据本发明，涡轮发动机叶片可以是一体式叶片盘的叶片。
根据本发明，沉积所述修复焊道的步骤可以通过经由粉末沉积和熔融实现的增材制造来进行。
根据本发明，第一止挡件和第二止挡件可以由与修复焊道的材料相同的材料制成。
特别地，第一止挡件和第二止挡件以及修复焊道可以由载有6％铝和4％钒(TA6V)的钛制成。
有利地，这种材料的使用使得止挡件具有高的强度，同时具有高的延展性。
根据本发明，该方法还可以包括：在固定第一止挡件和第二止挡件的步骤之前，由用激光预热第一止挡件构成的步骤。
根据本发明，第一止挡件和第二止挡件可具有(针对每个叶片被调节的)预定刚度以施加力，从而保持将第一止挡件和第二止挡件挤压在前缘和后缘上。
有利地，每个止挡件的、确保止挡件保持在叶片上的区域具有足够的刚度以确保通过挤压将所述止挡件保持在叶片上的弹簧效应。
根据本发明，第一止挡件和第二止挡件各自可以具有从末端部分别沿着前缘和后缘延伸的底切部。
有利地，特别是由于底切部，每个止挡件的挤压叶片的部分不与熔化的修复焊接区域接触，这使得能够避免在修复焊接区域中发现注入材料。
根据本发明，第一止挡件和第二止挡件能够以0.05mm或更小的间隙固定到前缘和后缘。
因此，第一止挡件和第二止挡件的几何形状符合叶片的形状，以避免所述止挡件与叶片之间的间隙大于0.05mm。
根据本发明，第一止挡件和第二止挡件沿压力侧和/或吸力侧的长度可以大于或等于0.5mm。
有利地，第一止挡件和第二止挡件因此在叶片的连续部中(即在前缘和后缘处)具有足够的长度，以确保焊道的正确开始和结束。
第一止挡件和第二止挡件的高度足以确保止挡件沿前缘和后缘具有良好的定向。例如，第一止挡件和第二止挡件分别沿前缘和后缘的高度可以大于或等于1mm，更精确地大于或等于8mm，甚至更精确地大于或等于10mm。
第一止挡件和第二止挡件之间的高度差可以大于或等于0.1mm。
根据本发明，第一止挡件和第二止挡件各自可以包括彼此相对布置的第一部分和第二部分，第一部分被布置在压力侧并且第二部分被布置在吸力侧。在这种情况下，该方法还可以包括，在固定第一止挡件和第二止挡件的步骤之前，由缩紧每个止挡件的第一部分和第二部分构成的步骤。
有利地，因此，在叶片上通过缩紧每个止挡件的第一部分和第二部分来调节每个止挡件，从而优化止挡件在叶片上的挤压效果。
特别地，当将止挡件装配到叶片上时，操作者可以使用诸如钳子的工具来调节止挡件的第一部分和第二部分的松紧度。
附图说明
参照附图，通过以下非限制性示例的描述，将更好地理解本发明并且本发明的进一步细节、特征和优点将变得更加清楚，在附图中：
[图1]已经描述的图1示意性地示出了根据现有技术的具有止挡件的一体式叶片盘，
[图2]已经描述的图2示出了图1的一体式叶片盘的叶片的X光照片，
[图3a和图3b]已经描述的图3a和图3b分别非常示意性地示出了根据现有技术的第一测试的具有止挡件的一体式叶片盘的叶片的侧视图和顶视图，
[图4]已经描述的图4示出了图3a和图3b的一体式叶片盘的叶片的X光照片，
[图5a和图5b]已经描述的图5a和图5b分别非常示意性地示出了根据现有技术的第二测试的具有止挡件的一体式叶片盘的叶片的侧视图和俯视图，
[图6]已经描述的图6示出了图5a和图5b的一体式叶片盘的叶片的X光照片，
[图7a和图7b]已经描述的图7a和图7b分别非常示意性地示出了根据现有技术的第三测试的具有止挡件的一体式叶片盘的叶片的侧视图和俯视图，
[图8]已经描述的图8示出了图7a和图7b的一体式叶片盘的叶片的X光照片，
[图9a和图9b]已经描述的图9a和图9b分别非常示意性地示出了根据现有技术的第四测试的带有止挡件的一体式叶片盘的叶片的侧视图和顶视图，
[图10]图10示意性地示出了根据本发明的具有止挡件的一体式叶片盘，
[图11a和图11b]图11a和图11b示意性地示出了根据本发明的后缘的止挡件的透视图，
[图12]图12示意性地示出了图11a和图11b的止挡件的仰视图，
[图13a和图13b]图13a和图13b示意性地示出了根据本发明的前缘的止挡件的透视图，以及
[图14]图14示意性地示出了图13a和图13b的止挡件的侧视图。
在不同实施方式中具有相同功能的元件在图中具有相同的附图标记。
具体实施方式
图10示出了飞行器涡轮发动机的一体式叶片盘100，该一体式叶片盘包括叶片102。一体式叶片盘是涡轮喷气发动机的一体式元件，其部分是压缩机或涡轮机，由桨叶和桨叶盘101组成。一体式叶片盘通常是通过对均匀的金属块进行加工制成的。每个桨叶包括桨叶根部(未示出)和叶片102。
叶片102包括通过前缘106和后缘104连接在一起的压力侧和吸力侧。叶片102还包括被称为末端部108的自由端部。
本发明涉及一种用于对叶片102进行修复焊接的方法。该方法包括对叶片102的末端部108进行修复焊接，并且还包括在末端部108处将第一止挡件110固定到前缘106上，以及在末端部108处将第二止挡件112固定到后缘104上。特别地，仅通过将止挡件110挤压在前缘106上和将止挡件112挤压在后缘104上来固定止挡件110、112。
此后，该方法包括在末端部108上从第一止挡件110到第二止挡件112沉积修复焊道。修复焊道的沉积可以通过经由粉末沉积和熔融实现的增材制造来执行。
此后，该过程包括去除止挡件110、112。
该方法可以包括，在固定止挡件110、112之前，特别地通过激光来预热止挡件110。止挡件110的预热使得能够对止挡件进行加热以避免热的止挡件和冷的叶片的影响。
在图10中，虚线框E示出了在末端部108处被挤压到前缘106的第一止挡件110；并且框D示出了在末端部108处被挤压到后缘104的第二止挡件112。在该图中和在框D中，示出了一体式叶片盘100的每个叶片102的压力侧，而在框E中，示出了叶片102的吸力侧。
止挡件110、112可以由与修复焊道的材料相同的材料制成。例如，止挡件110、112和再装载焊道可由填充有6％铝和4％钒(Ti-6Al-4V)的钛制成。因此，止挡件110、112由与填充金属相同的金属制成。
每个止挡件110、112具有预定刚度(该预定刚度在装配止挡件时被调节)，以施加力以保持该止挡件在前缘106或后缘104上的挤压。
止挡件110、112的提供维护的区域因此具有足够的刚度以提供通过挤压将止挡件保持在叶片102上的弹簧效应。
止挡件110、112以5/100或更小的间隙固定到前缘106和后缘104。换言之，止挡件110、112被构造成使得止挡件与固定有止挡件的叶片102之间的间隙不大于5/100。
图13a、图13b和图14示出了用于固定到叶片102的前缘106上的止挡件110；图11a、图11b和图12示出了用于固定到叶片102的后缘104上的止挡件112。
每个止挡件110、112包括彼此相对布置的第一部分114和第二部分116。部分114、116基本上是平面的并且彼此平行。
第一部分114被构造成布置在叶片102的压力侧，而第二部分116被构造成布置在叶片102的吸力侧。因此，每个部分114、116布置在叶片102的相对侧上。第一部分114和第二部分116被成形为挤压叶片102的前缘106或后缘104。
每个止挡件110、112包括将第一部分114和第二部分116连接在一起的第三部分118a、118b。第三部分包括多边形(例如为大致平行六面体)形状的第一部件118a，该第一部件连接到多边形形状(例如大致平行六面体形状)的第二部件118b。部件118a、118b基本上彼此正交。
第三部分118b包括在第一部分114和第二部分116之间基本上平行于前缘106或后缘104延伸的凹槽120。凹槽120被构造为使得前缘106或后缘104布置在凹槽中。换言之，前缘106或后缘104沿凹槽布置在凹槽120中。
凹槽120沿前缘106或后缘104延伸并延伸到末端部108的连续部中。
凹槽120形成叶片102的前缘106或后缘104的邻接部。事实上，当止挡件110、112固定到叶片102上时，第一部分114和第二部分116分别定位在叶片102的压力侧和吸力侧，同时凹槽120沿前缘106或后缘104与叶片102连续地定位。
止挡件110、112沿压力侧和吸力侧的长度L1-0、L1-1，即第一部分114和第二部分116沿压力侧和吸力侧的长度，可以大于或等于0.5mm，特别是大于或等于5mm。例如，图11b中的长度L1-1可以是7.0mm，图13b中的长度L1-0可以是6.7mm。
第三部分118b的长度L2-0、L2-2可以大于或等于0.5mm，特别是大于或等于5mm。例如，图11b的长度L2-2可以等于6.35mm，而图13b的长度L2-0可以等于6.3mm。
叶片102从前缘106或后缘104连续的这种长度确保了焊道的正确开始和结束。
因此，第一部分114和第二部分116沿压力侧和吸力侧的长度L1-0、L1-1可以基本上等于第三部分118b的长度L2-0、L2-2。
止挡件110、112以及第三部分118a沿前缘106或后缘104的高度H1、H2可以大于或等于1mm，特别是大于或等于8mm。例如，图11a中的止挡件112的高度H2可以等于10mm，图13a中的止挡件110的高度H1可以等于11mm。特别地，止挡件110、112的高度应该足以确保止挡件110、112分别沿着前缘106和后缘104具有良好的定向。止挡件110、112之间的高度差可以大于或等于0.1mm。
止挡件110、112的厚度E以及因此第一部分114的外壁和第二部分116的外壁之间的距离可以大于或等于0.2mm。止挡件110的厚度E可以不同于止挡件112的厚度E。例如，在图11b中，用于固定到前缘106的止挡件110的厚度E为1.5mm。在图13中，用于固定到后缘104的止挡件112的厚度E为1.15mm。
第一部分114的内壁和第二部分116的内壁之间的距离基本上等于叶片102的厚度，即，叶片102在压力侧和吸力侧之间的尺寸。
每个止挡件110、112包括从末端部108延伸并沿前缘106或后缘104延伸的底切部124。因此，止挡件110、112的夹持叶片102的部分不与再装载部的熔化区域接触。这避免了在修复焊接时出现熔化材料。
底切部124的高度Hd可以大于或等于2mm，特别是基本上等于4mm。
第二止挡件112(更具体地，第二止挡件112的第三部分118)可包括第二底切部126，第二底切部从第三部分118a的与末端部108相对的端部沿后缘104延伸。
该方法还可以包括，在固定止挡件110、112之前，缩紧每个止挡件的第一部分114和第二部分116。因此，针对每个叶片102，通过缩紧第一部分和第二部分来调节每个止挡件110、112，以优化挤压效果。
Claims (10)
1.一种用于航空涡轮发动机叶片(102)的修复焊接的方法，所述叶片(102)包括由前缘(106)和后缘(104)连接的压力侧和吸力侧，所述叶片(102)还包括被称为末端部(108)的自由端部，所述方法包括对该末端部(108)进行修复焊接并且包括以下步骤：
-在所述末端部(108)处将第一止挡件(110)固定到所述前缘(106)并且在所述末端部(108)处将第二止挡件(112)固定到所述后缘(104)，
-从所述第一止挡件(110)到所述第二止挡件(112)在所述末端部(108)上沉积修复焊道，以及
-移除所述第一止挡件和第二止挡件(110，112)，
所述方法的特征在于，仅通过将所述第一止挡件和所述第二止挡件(110，112)挤压在所述前缘和所述后缘(104，106)上来固定所述第一止挡件和所述第二止挡件(110，112)。
2.根据前一项权利要求所述的修复焊接方法，其中，沉积所述修复焊道的步骤通过经由粉末沉积和熔融实现的增材制造来执行。
3.根据前述权利要求中任一项所述的修复焊接方法，其中，所述第一止挡件和所述第二止挡件(110，112)由与所述修复焊道的材料相同的材料制成。
4.根据前一项权利要求所述的修复焊接方法，其中，所述第一止挡件和所述第二止挡件(110，112)以及所述修复焊道由载有6％铝和4％钒的钛制成。
5.根据前述权利要求中任一项所述的修复焊接方法，所述修复焊接方法还包括：在固定所述第一止挡件和所述第二止挡件(110，112)的步骤之前，由用激光预热所述第一止挡件(110)构成的步骤。
6.根据前述权利要求中任一项所述的修复焊接方法，其中，所述第一止挡件和所述第二止挡件(110，112)具有预定刚度以施加力，从而保持将所述第一止挡件和所述第二止挡件(110，112)挤压在所述前缘和所述后缘(106，104)上。
7.根据前述权利要求中任一项所述的修复焊接方法，其中，所述第一止挡件和所述第二止挡件(110，112)各自具有从所述末端部(108)分别沿所述前缘(106)和所述后缘(104)延伸的底切部(124)。
8.根据前述权利要求中任一项所述的修复焊接方法，其中，所述第一止挡件和所述第二止挡件(110，112)以0.05mm或更小的间隙固定到所述前缘和所述后缘(106，104)。
9.根据前述权利要求中任一项所述的修复焊接方法，其中，所述第一止挡件和所述第二止挡件(110，112)沿所述压力侧和/或所述吸力侧的长度大于或等于0.5mm。
10.根据前述权利要求中任一项所述的修复焊接方法，所述第一止挡件和所述第二止挡件(110，112)各自包括彼此相对布置的第一部分和第二部分(114，116)，所述第一部分(114)被布置在所述压力侧，所述第二部分(116)被布置在所述吸力侧上，所述方法还包括在固定所述第一止挡件和所述第二止挡件(110，112)的步骤之前，由缩紧每个止挡件(110，112)的所述第一部分和所述第二部分(114，116)构成的步骤。
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