CN115505918B - 一种航空结构件疲劳裂纹的修复方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空结构件疲劳裂纹的修复方法，包括如下过程：将用于修复结构件的材料通过冷喷涂和激光同步沉积在待修复件的待修复部位，将超音速激光沉积层面加工至待修复件原来的尺寸精度和表面粗糙度，之后再采用激光冲击进行增强处理；其中，冷喷涂垂直于待修复部位，激光从冷喷涂的一侧倾斜辐照，冷喷涂的出粉点和激光的斑点重合；以质量百分数计，用于修复结构件的材料包括：50%～95%的微米铝合金粉体，5%～50%的微米陶瓷粉体。本发明利用激光冲击调控修复区域的组织结构状态及应力场分布，提高修复件的疲劳性能，使其达到甚至超过原零件的疲劳性能，保障了飞机结构修复件的服役安全。
Description
技术领域
本发明涉及航空结构件疲劳裂纹的修复方法的技术领域，尤其是考虑到修复后结构件的疲劳性能，修复层的致密性，结合强度等特点，具体是一种航空结构件疲劳裂纹的修复方法。
背景技术
随着航空工业得到迅速发展，对航空结构件和承力件等关键部件的更新速度带来了新的挑战，大型航空高端金属结构件的可靠性修复与再制造技术是未来各大航空公司竞争的主要技术之一。
研究表明航空装备框、梁等结构部位或承力部位大量使用高强铝合金材料，该类部位在服役过程中不可避免产生腐蚀、划伤、磨损甚至是裂纹等缺陷，继续服役会出现较大的安全隐患，但是目前航空结构件和承力件的造价过大，换新的话成本昂贵，周期过长并且造成资源浪费。采用特定的表面工程技术和增材修复技术可迅速恢复损伤零件的尺寸和性能，使其达到甚至超过原始部件的服役要求，在节约资源的同时给航空公司节省了成本开支。
目前修复航空结构件的技术主要有激光熔覆技术、热喷涂技术、焊接技术等常规的高能束表面技术，由于上述技术中材料要经历局部熔化凝固这样一个过程，温度梯度会导致材料在凝固过程中形成柱状的粗大晶粒，而粗大晶粒不利于材料室温力学性能，另外，柱状结构会导致材料的各向异性，即不同方向的力学性能和其他性能不一样。从残余应力角度讲，常规的熔化凝固，材料在凝固过程中继续冷却的时候会在材料内部产生非常大的残余拉应力导致基体材料变形甚至断裂，而冷喷涂修复手段作为一种新型低温无火焰的成型修复工艺，修复效率高，成形性好，在高强铝合金损伤修复中具有显著技术优势，特别适合开展铝合金裂纹、腐蚀故障和制造缺陷修复。此前，该技术已应用于飞机非承力构件的修复，例如某型交流电动泵中油泵口断裂支臂的冷态成型、发动机操纵手柄外壳的螺纹定位孔裂纹修复、电动燃油泵壳体铸造缺陷修复等。但针对框梁等结构存在结合力不够、强度不足等问题，难以满足疲劳性能要求。针对以上冷喷涂技术的问题亟须提出一种新的辅助技术辅助冷喷涂技术来修复航空结构件以满足现阶段航空结构件承力件的服役要求。
发明内容
为解决现有技术中存在的问题，本发明的目的在于提供一种航空结构件疲劳裂纹的修复方法，本发明创新性的采用激光复合冷喷涂技术，利用激光辅助加热冷喷涂改善涂层与基体界面结合以及涂层内部颗粒间的结合，利用激光冲击调控修复区域的组织结构状态及应力场分布，提高修复件的疲劳性能，保障了飞机结构修复件的服役安全。
本发明采用的技术方案如下：
一种航空结构件疲劳裂纹的修复方法，包括如下过程：
将用于修复结构件的材料通过冷喷涂和激光同步沉积在待修复件的待修复部位，在待修复部位表面形成超音速激光沉积层，将超音速激光沉积层面加工至待修复件原来的尺寸精度和表面粗糙度，之后再对超音速激光沉积层采用激光冲击进行增强处理，修复完成；
其中，冷喷涂垂直于待修复部位，激光从冷喷涂的一侧倾斜辐照，冷喷涂的出粉点和激光的斑点重合；
以质量百分数计，所述用于修复结构件的材料包括：50%～95%的微米铝合金粉体，5%～50%的微米陶瓷粉体。
优选的，所述微米铝合金粉体的粒度为5μm～30μm，微米陶瓷粉体的粒度为30μm～100μm。
优选的，所述微米铝合金粉体采用7075铝合金粉体，微米陶瓷粉体为Al2O3粉体，该Al2O3粉体为粒度为1～10μm细小片层状氧化铝团聚而成的粉体。
优选的，所述超音速激光沉积层厚度为1000μm~3000μm。
优选的，将用于修复结构件的材料通过冷喷涂和激光同步沉积在待修复件的待修复部位时：
冷喷涂的参数包括：载气压力为0.5～5MPa，喷涂距离为5～30mm，喷枪移动速度为5～30mm/s，喷涂温度为100～500℃，送粉速度0.5r/min～2.0r/min；
激光参数包括：激光功率为500W～700W；
激光与冷喷涂喷射方向呈夹角为30°~60°。
优选的，将用于修复结构件的材料通过冷喷涂和激光同步沉积在待修复件的待修复部位时，冷喷涂的参数和激光参数匹配关系如表1：
表1
优选的，对超音速激光沉积层采用激光冲击进行增强处理时，激光冲击参数包括：激光能量为3~12J，脉冲宽度10ns～50ns，光斑直径3mm～15mm，光斑搭接率10%～70%。
优选的，所述航空结构件疲劳裂纹的修复方法还包括对结构件的预处理过程，包括：
对待修复件表面待修复部位的缺口或裂纹处依次进行水砂纸打磨、超声波清洗和喷砂处理，之后再进行冷喷涂和激光同步沉积；
其中，喷砂处理使结构件表面粗糙度达到Ra60μm～80μm，喷砂处理过程中，砂为粒度400～700μm的棕刚玉，喷砂时压缩空气压力为0.5～0.7MPa；
将超音速激光沉积层面加工至待修复件原来的尺寸精度和表面粗糙度后，以乙醇为溶液，将带有超音速激光沉积沉积层的待修复件进行超声清洗、干燥处理；干燥后，再对超音速激光沉积层采用激光冲击进行增强处理。
优选的，所述缺口的角度为90°~120°。
优选的，所述待修复件的材质为轻合金材料，所述轻合金材料包括铝、钛、铝合金或钛合金。
本发明具有如下有益效果：
本发明采用激光复合冷喷涂技术来修复磨损的结构件，利用激光辅助加热冷喷涂改善涂层与基体界面结合以及涂层内部颗粒间的结合，同时激光低热量的输入软化了颗粒和待修复件，并没有对修复件产生热损伤避免了采用热喷涂技术、激光熔覆过程中需要把涂层材料加热熔化，导致涂层不同程度地发生相变等组织变化、无法保持原有的成分结构设计、使用性能会产生偏差的问题。这些现有技术对基体的热输入量大，基体易变形、开裂，严重影响结构件的服役寿命与服役安全。本发明能弥补上述技术的不足。本发明利用激光冲击调控修复区域的组织结构状态及应力场分布，提高修复件的疲劳性能，使其达到甚至超过原零件的疲劳性能，保障了飞机结构修复件的服役安全。
附图说明
图1为本发明航空结构件的修复工艺流程图；
图2为本发明的激光辅助冷喷涂设备示意图；
图3为本发明设计的缺口的结构示意图；
图4（a）为本发明实施例1中修复完成后的疲劳结构件修复部位（缺口处）显微图；图4（b）为图4（a）的A部放大图；
图5为本发明实施例1中设计的简化疲劳结构件高周疲劳性能测试结果图；
图6为本发明实施例1中疲劳试验后结构件的拉伸断口形貌显微图；
图7为本发明实施例中采用的7075铝合金粉末显微图；
图8为本发明实施例中采用的片层状Al2O3粉末形貌显微图；
图9为本发明实施例1修复后涂层的显微形貌图；
图10为本发明实施例2修复后涂层的显微形貌图；
图11为本发明实施例3修复后涂层的显微形貌图。
图中，1-混合室，2-激光，3-喷嘴，4-激光束，5-测温仪，6-涂层，7-基体。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进行说明。
本发明的目的是针对如何利用再制造技术修复出现裂纹或缺口等磨损现象的航空结构件这一航空工业中亟待解决的关键问题，提供了一种新的修复技术。本发明以微米7075铝合金粉末（参见图7）参杂亚微米级陶瓷颗粒（参见图8）的复合粉末为修复粉末，以超音速激光沉积（如图2所示）为主要修复技术，通过控制工艺参数在轻合金材料（如铝合金）结构件的缺口处上制备出致密且结合强度高的超音速激光沉积涂层。并且开拓了激光冲击处理技术，提升了涂层的结合强度和疲劳性能。同时激光辅助冷喷涂技术又能避免热喷涂对基体和涂层的影响，而且激光辅助冷喷涂技术采用氮气做保护气降低了喷涂成本。在提升结构件的疲劳性能的同时降低了飞机的运行成本。
本发明技术方案的整体思路如下：将冷喷涂系统和激光器耦合同步运动，冷喷涂垂直于待修复部位，激光从斜侧辐照，出粉点和激光斑点重合，将用于修复缺口裂纹等缺陷的材料在激光的辅助下喷涂在待修复结构件表面，在待修复件表面形成超音速激光沉积层，对修复好的涂层表面进行机械加工打磨至原来尺寸精度和表面粗糙度。对所述的超音速激光沉积涂层表面采用激光冲击进行增强处理，从而获得表面致密，组织均匀，结合强度高，疲劳性能优异的再制造修复结构件。
具体的，参照图1，本发明航空结构件疲劳裂纹的修复方法包括如下步骤：
步骤1，将微米铝合金粉体和微米陶瓷粉体混合，然后将得到的混合原料置于混料机中进行混料，进行6～8h，保证充分混匀后取出得到混合粉末；其中，以质量百分数计，混合原料中含有50%～95%的微米铝合金粉体，5%～50%的微米陶瓷粉体。微米陶瓷粉体为Al2O3粉体，参照图8，Al2O3粉体由细小片层状氧化铝团聚而成，细小片层状粉末粒度为1～10μm。微米铝合金粉体类型覆盖是1系列至7系列所有的铝合金。
步骤2，将步骤1所得的混合粉末在60～100℃的真空干燥箱中干燥，保温5～8h后取出；
步骤3，将待修复结构件（图2所示的基体7）简化为带缺口的疲劳拉伸件如图2所示，对结构件裂纹或缺口处表面进行水砂纸打磨至易修复状态，具体的，待修复结构件表面依次用80目、200目、1000目、1500目、2000目的水砂纸打磨平整然后进行超声波清洗，清洗完后进行喷砂处理。
步骤4，采用激光辅助冷喷涂即超音速激光沉积方法将上述干燥后的混合粉末喷涂到已经经过喷砂处理的缺口表面，形成厚度为1000μm~3000μm的超音速激光沉积涂层，冷喷涂垂直于待修复部位，激光与冷喷涂喷射方向呈30°~60°，一般选择45°即可，本发明下述实施例中，该角度选用45°，所得修复后的参照图4（a）和图4（b）；如图3所示，本发明中，在缺口预置方面采用90°~120°的缺口设计，通过SEM观察，此时涂层的孔隙率较低，涂层质量良好。超音速激光沉积过程中，载气压力为0.5～5MPa，喷涂距离为5～30mm，喷枪移动速度为5～30mm/s，喷涂温度为100～500℃，激光功率500W～700W；送粉速度0.5 r/min～2.0 r/min。
结构件材质为轻合金材料，轻合金材料包括铝、钛、铝合金或钛合金，均为飞机结构件常用材料。本发明以7B04铝合金结构件为例进行说明，其他上述材质的构件同样适用。采用7B04铝合金是因为飞机起落架横梁等结构件承力件大多采用7B04铝合金。所用超音速激光沉积方法提供的载气类型为氮气、氦气或压缩空气；7B04铝合金表面喷砂处理选用的砂为粒度400～700μm的棕刚玉，喷砂压力为0.5～0.7MPa。
超音速激光沉积过程中，喷涂和激光参数按照表1中参数进行匹配使用：
表1
步骤5，激光冲击预处理：对超音速激光沉积沉积层进行机械加工例如线切割技术加工，使用不同粒度的水砂纸对超音速激光沉积沉积层的表面进行打磨，再使用粒度为0.5微米的金刚石抛光剂对超音速激光沉积后的表面进行抛光处理使结构件恢复到原来的尺寸，处理后的表面粗糙度为Ra0.2，然后以乙醇为溶液，将带有超音速激光沉积沉积层的结构件放置于超声波清洗仓内进行超声清洗，清洗干净后静置于干燥箱中进行干燥处理，干燥温度为80℃，干燥时间为1h。
步骤6，激光冲击：采用激光冲击对预处理后的超音速激光沉积沉积层进行增强处理，激光冲击参数如下：激光能量为3~12J，脉冲宽度10ns～50ns，光斑直径3mm～15mm，光斑搭接率10%～70%。
本发明在修复航空结构件疲劳裂纹过程中，需要设计恰当的粉末粒度以达到良好的效果。选择粉末的粒度与材料的密度有关。因为冷喷涂技术采用高压气体为动力源，在喷涂过程中高压气体通过拉乌尔管后达到超音速，超音速气体在基体表面会形成激波，阻碍颗粒撞击基体。所以当粉末颗粒质量过小时就会因为难以逾越激波，从而不能实现有效沉积。但是当粉末颗粒过大，会因为气体对其加速效果较差，颗粒速度达不到沉积要求，也不能实现有效沉积。本发明中，经过合理的实验设计，得出铝合金粉体粒度为5μm～30μm，微米陶瓷粉体粒度为30μm～100μm。
本发明航空结构件疲劳裂纹的修复设备及方法在实施时，将所述用于修复航空结构件疲劳裂纹的材料超音速激光沉积至7B04铝合金表面使所述的航空结构件恢复至原来尺寸。冷喷涂的喷涂过程中温度远低于原始粉末材料的熔化温度，可以有效避免高温导致的氧化、相变和热裂等不利影响，且高速喷涂颗粒撞击基体或已沉积的颗粒可以获得更加致密的组织和良好的结合强度。
超音速激光沉积前，对修复件表面进行喷砂处理，之后在已经经过喷砂处理的修复件表面进行超音速激光沉积；喷砂处理时，砂为粒度400μm～700μm的棕刚玉，喷砂时压缩空气压力为0.5MPa～0.7MPa。在进行修复层制备前，先要对修复件表面进行喷砂处理，达到毛化修复件表面，增加颗粒与基体的接触面积，提高涂层与基体结合强度。对于铝合金基体而言，使用粒度为400μm～700μm的棕刚玉，喷砂时压缩空气压力为0.5MPa～0.7MPa时，可有效毛化表面，且涂层与基体结合强度较高。
本发明疲劳裂纹件的修复过程综合了粉末选择，最大化地发挥了原始粉末材料的功能和潜力。本发明出色的完成裂纹疲劳结构件的修复任务，极大的发挥了超音速激光沉积方法的自身优势，并给出了科学的布置，以最低的成本修复了出现裂纹或缺口的疲劳结构件。
实施例1
本实施例航空结构件疲劳裂纹的修复方法包括如下步骤：
步骤1，分别秤取300g Al2O3粉末、600g的7075铝合金粉末，其中，7075铝合金粉末粒度为5μm～30μm，平均粒径为20μm；Al2O3粉末粒度为30μm～100μm平均粒径50μm。
步骤2，将步骤1称量的Al2O3粉末、7075铝合金粉末混合均匀，然后置于混料机中进行混料，混料6h后取出；
步骤3，将步骤2混料得到的混合粉末在80℃的真空干燥箱中干燥，保温6h后取出。
步骤4，将简化后的疲劳结构件表面依次用80目、200目、1000目、1500目、2000目的水砂纸打磨平整然后进行超声波清洗，清洗完后进行喷砂处理；
步骤5，采用超音速激光沉积方法将步骤3干燥后的混合粉末喷涂到已经经过喷砂处理的7B04铝合金简化疲劳结构件（缺口角度为90°）表面，形成厚度为2000μm的可磨耗封严涂层；其中，超音速激光沉积时，所用载气为氮气，载气压力为0.8MPa，喷涂距离为12mm，喷枪动速度为5mm/s，喷涂温度为400℃，激光功率500W；送粉速度为1.5 r/min。7B04结构件表面喷砂处理选用的砂为粒度400～700μm的棕刚玉，喷砂压力为0.5～0.7MPa。
步骤6，激光冲击预处理：对超音速激光沉积沉积层进行线切割技术加工使结构件恢复至原尺寸，使用不同粒度的水砂纸对超音速激光沉积沉积层的表面进行打磨，再使用粒度为0.5微米的金刚石抛光剂对涂层表面进行抛光处理，然后以乙醇为溶液，将超音速激光沉积沉积层与结构件放置于超声波清洗仓内进行超声清洗，将已经清洗干净后的超音速激光沉积沉积层与结构件静置于干燥箱中进行干燥处理，干燥温度为80℃，干燥时间为1h。
步骤7，激光冲击（LSP）：采用激光冲击对超音速激光沉积沉积层与结构件进行增强处理；其中，控制激光能量为9J，脉冲宽度为10ns，光斑直径为3mm，光斑搭接率为50%。
步骤8，对修复后的结构件进行高周疲劳性能测试测得修复结构件的高周疲劳强度由54±2 MPa提升至127±30MPa，提高了135%，修复后试件的疲劳性能实现了大幅提升超过了航空结构件的服役要求。
本实施例修复后的结构件如图4（a）和图4（b）所示。对机构件先进行疲劳试验，疲劳性能测试结果如图5所示，疲劳试验后的端口形貌如图6所示，从图6可以看出修复后裂纹源起始位置位于缺口应力集中位置，而不是位于上下界面处，表明了修复后涂层与基体之间的结合度较好，强度较高，修复涂层的质量较好。
参照图9，可以看出，本实施例修复后涂层质量良好，孔隙率为0.05%，显微硬度实验表明涂层的显微硬度为185±5HV，大于基体的显微硬度，修复后基体的极限抗拉强度为450MPa，较修复前提升了22%。
实施例2
本实施例航空结构件疲劳裂纹的修复方法包括如下步骤：
步骤1，分别秤取300g Al2O3粉末、600g的7075铝合金粉末，其中，7075铝合金粉末粒度为5μm～30μm，平均粒径为20μm；Al2O3粉末粒度为30μm～100μm平均粒径50μm。
步骤2，将步骤1称量的Al2O3粉末、7075铝合金粉末混合均匀，然后置于混料机中进行混料，混料6h后取出；
步骤3，将步骤2混料得到的混合粉末在80℃的真空干燥箱中干燥，保温6h后取出。
步骤4，将简化后的疲劳结构件表面依次用80目、200目、1000目、1500目、2000目的水砂纸打磨平整然后进行超声波清洗，清洗完后进行喷砂处理；
步骤5，采用超音速激光沉积方法将步骤3干燥后的混合粉末喷涂到已经经过喷砂处理的7B04铝合金简化疲劳结构件（缺口角度为90°）表面，形成厚度为2500μm的可磨耗封严涂层；其中，超音速激光沉积时，所用载气为氮气，载气压力为0.8MPa，喷涂距离为12mm，喷枪移动速度为5mm/s，喷涂温度为400℃，激光功率600W；送粉速度为1.5 r/min。7B04结构件表面喷砂处理选用的砂为粒度400～700μm的棕刚玉，喷砂压力为0.5～0.7MPa。
步骤6，激光冲击预处理：对超音速激光沉积沉积层进行线切割技术加工使结构件恢复至原尺寸，使用不同粒度的水砂纸对超音速激光沉积沉积层的表面进行打磨，再使用粒度为0.5微米的金刚石抛光剂对涂层表面进行抛光处理，然后以乙醇为溶液，将超音速激光沉积沉积层与结构件放置于超声波清洗仓内进行超声清洗，将已经清洗干净后的超音速激光沉积沉积层与结构件静置于干燥箱中进行干燥处理，干燥温度为80℃，干燥时间为1h。
步骤7，激光冲击（LSP）：采用激光冲击对超音速激光沉积沉积层与结构件进行增强处理；其中，控制激光能量为9J，脉冲宽度为10ns，光斑直径为3mm，光斑搭接率为50%。
步骤8，对修复后的结构件进行高周疲劳性能测试用测得修复结构件的高周疲劳强度由54±2 MPa提升至130±30MPa，提高了138%，修复后试件的疲劳性能实现了大幅提升超过了航空结构件的服役要求。
参照图10，可以看出，本实施例修复后涂层质量良好，孔隙率为0.8%，显微硬度实验表明涂层的显微硬度为180±5HV,大于基体的显微硬度，修复后基体的极限抗拉强度为435MPa，较修复前提升了19%。
实施例3
本实施例航空结构件疲劳裂纹的修复方法包括如下步骤：
步骤1，分别秤取300g Al2O3粉末、600g的7075铝合金粉末，其中，7075铝合金粉末粒度为5μm～30μm，平均粒径为20μm；Al2O3粉末粒度为30μm～100μm平均粒径50μm。
步骤2，将步骤1称量的Al2O3粉末、7075铝合金粉末混合均匀，然后置于混料机中进行混料，混料6h后取出；
步骤3，将步骤2混料得到的混合粉末在80℃的真空干燥箱中干燥，保温6h后取出。
步骤4，将简化后的疲劳结构件表面依次用80目、200目、1000目、1500目、2000目的水砂纸打磨平整然后进行超声波清洗，清洗完后进行喷砂处理；
步骤5，采用超音速激光沉积方法将步骤3干燥后的混合粉末喷涂到已经经过喷砂处理的7B04铝合金简化疲劳结构件（缺口角度为90°）表面，形成厚度为2500μm的可磨耗封严涂层；其中，超音速激光沉积时，所用载气为氮气，载气压力为0.8MPa，喷涂距离为12mm，喷枪移动速度为5mm/s，喷涂温度为400℃，激光功率550W；送粉速度为1.5 r/min。7B04结构件表面喷砂处理选用的砂为粒度400～700μm的棕刚玉，喷砂压力为0.5～0.7MPa。
步骤6，激光冲击预处理：对超音速激光沉积沉积层进行线切割技术加工使结构件恢复至原尺寸，使用不同粒度的水砂纸对超音速激光沉积沉积层的表面进行打磨，再使用粒度为0.5微米的金刚石抛光剂对涂层表面进行抛光处理，然后以乙醇为溶液，将超音速激光沉积沉积层与结构件放置于超声波清洗仓内进行超声清洗，将已经清洗干净后的超音速激光沉积沉积层与结构件静置于干燥箱中进行干燥处理，干燥温度为80℃，干燥时间为1h。
步骤7，激光冲击（LSP）：采用激光冲击对超音速激光沉积沉积层与结构件进行增强处理； 其中，控制激光能量为9J，脉冲宽度为10ns，光斑直径为3mm，光斑搭接率为50%。
步骤8，对修复后的结构件进行高周疲劳性能测试用测得修复结构件的高周疲劳强度由54±2MPa提升至135±30MPa，提高了150%，修复后试件的疲劳性能实现了大幅提升超过了航空结构件的服役要求。
参照图11，可以看出，本实施例修复后涂层质量良好，孔隙率为0.6%，显微硬度实验表明涂层的显微硬度为183±6HV,大于基体的显微硬度，修复后基体的极限抗拉强度为453MPa，较修复前提升了23%。综上可以看出，本发明利用激光冲击调控修复区域的组织结构状态及应力场分布，提高修复件的疲劳性能，使其达到甚至超过原零件的疲劳性能，保障了飞机结构修复件的服役安全。
Claims (5)
1.一种航空结构件疲劳裂纹的修复方法，其特征在于，包括如下过程：
将用于修复结构件的材料通过冷喷涂和激光同步沉积在待修复件的待修复部位，在待修复部位表面形成超音速激光沉积层，将超音速激光沉积层面加工至待修复件原来的尺寸精度和表面粗糙度，之后再对超音速激光沉积层采用激光冲击进行增强处理，修复完成；
其中，冷喷涂垂直于待修复部位，激光从冷喷涂的一侧倾斜辐照，冷喷涂的出粉点和激光的斑点重合；
以质量百分数计，所述用于修复结构件的材料包括：50%～95%的微米铝合金粉体，5%～50%的微米陶瓷粉体；
所述微米铝合金粉体的粒度为5μm～30μm，微米陶瓷粉体的粒度为30μm～100μm；
所述微米铝合金粉体采用7075铝合金粉体，微米陶瓷粉体为Al2O3粉体，该Al2O3粉体为粒度为1～10μm细小片层状氧化铝团聚而成的粉体；
将用于修复结构件的材料通过冷喷涂和激光同步沉积在待修复件的待修复部位时，冷喷涂的参数和激光参数匹配关系如表1：
表1
激光与冷喷涂喷射方向呈夹角为30°~60°；
所述待修复件的材质为轻合金材料，所述轻合金材料包括铝、钛、铝合金或钛合金。
2.根据权利要求1所述的一种航空结构件疲劳裂纹的修复方法，其特征在于，所述超音速激光沉积层厚度为1000μm~3000μm。
3.根据权利要求1所述的一种航空结构件疲劳裂纹的修复方法，其特征在于，对超音速激光沉积层采用激光冲击进行增强处理时，激光冲击参数包括：激光能量为3~12J，脉冲宽度10ns～50ns，光斑直径3mm～15mm，光斑搭接率10%～70%。
4.根据权利要求1所述的一种航空结构件疲劳裂纹的修复方法，其特征在于，还包括对结构件的预处理过程，包括：
对待修复件表面待修复部位的缺口或裂纹处依次进行水砂纸打磨、超声波清洗和喷砂处理，之后再进行冷喷涂和激光同步沉积；
其中，喷砂处理使结构件表面粗糙度达到Ra60μm～80μm，喷砂处理过程中，砂为粒度400～700μm的棕刚玉，喷砂时压缩空气压力为0.5～0.7MPa；
将超音速激光沉积层面加工至待修复件原来的尺寸精度和表面粗糙度后，以乙醇为溶液，将带有超音速激光沉积沉积层的待修复件进行超声清洗、干燥处理；干燥后，再对超音速激光沉积层采用激光冲击进行增强处理。
5.根据权利要求4所述的一种航空结构件疲劳裂纹的修复方法，其特征在于，所述缺口的角度为90°~120°。
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Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102006009751A1 (de) * | 2006-03-02 | 2007-09-06 | Praxair Surface Technologies Gmbh | Verfahren zur Reparatur und Wiederherstellung von dynamisch beanspruchten Komponenten aus Aluminiumlegierungen für luftfahrtechnische Anwendungen |
| CN109735839A (zh) * | 2019-01-14 | 2019-05-10 | 西安建筑科技大学 | 一种冷喷涂修复疲劳裂纹的方法 |
| CN112981386A (zh) * | 2021-02-05 | 2021-06-18 | 浙江工业大学 | 一种增强基体与激光冷喷涂涂层结合强度的矩形框预热轨迹的工艺方法和冷喷涂设备 |
| CN113201733A (zh) * | 2021-04-25 | 2021-08-03 | 西安建筑科技大学 | 一种具有可磨耗封严涂层的复合材料及其制备方法 |
| CN114250459A (zh) * | 2021-12-23 | 2022-03-29 | 浙江工业大学 | 一种超音速激光沉积微喷丸的方法及喷涂装置 |
-
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Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102006009751A1 (de) * | 2006-03-02 | 2007-09-06 | Praxair Surface Technologies Gmbh | Verfahren zur Reparatur und Wiederherstellung von dynamisch beanspruchten Komponenten aus Aluminiumlegierungen für luftfahrtechnische Anwendungen |
| CN109735839A (zh) * | 2019-01-14 | 2019-05-10 | 西安建筑科技大学 | 一种冷喷涂修复疲劳裂纹的方法 |
| CN112981386A (zh) * | 2021-02-05 | 2021-06-18 | 浙江工业大学 | 一种增强基体与激光冷喷涂涂层结合强度的矩形框预热轨迹的工艺方法和冷喷涂设备 |
| CN113201733A (zh) * | 2021-04-25 | 2021-08-03 | 西安建筑科技大学 | 一种具有可磨耗封严涂层的复合材料及其制备方法 |
| CN114250459A (zh) * | 2021-12-23 | 2022-03-29 | 浙江工业大学 | 一种超音速激光沉积微喷丸的方法及喷涂装置 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 姚建华.《多场能激光复合表面改性技术及其应用》.机械工业出版社,2021,第18-21页. * |
| 虞钢.激光先进制造技术及其应用.国防工业出版社,2016,第274-275页. * |
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