CN115609221A - 航空发动机叶片焊缝内部缺陷的修复方法 - Google Patents

Abstract

为了高质量修复航空发动机叶片原焊缝内部未焊透、气孔和裂纹缺陷，本发明提出了一种航空发动机叶片焊缝内部缺陷的修复方法，首先，采用导向叶片制造时的低热输入钎焊修复工艺，同时在焊接中将超声探头插入到焊缝内部，实现超声探头对焊接修复区的直接作用，加速窄焊缝内气体排出。其次，在去除原钎焊缝未焊透和裂纹缺陷后，将所形成的加工槽设计为船底状槽而非直角长方形槽，这主要是因为在长方形底部由于直角效应不利于焊缝气体排出，容易出现气孔缺陷。船底状加工槽的底部圆角避免了直角集中效应，便于焊缝底部气体沿圆弧面排出。综合以上两种措施，本发明可实现对航空发动机导向叶片复杂缺陷的高质量修复。

Description

航空发动机叶片焊缝内部缺陷的修复方法

技术领域

本发明涉及航空发动机维修技术领域，具体涉及一种发动机导向叶片焊缝内部裂纹、未焊透及气孔缺陷的修复方法。

背景技术

某型航空发动机导向叶片由空腔形模锻件和型材两部分组成，通过火焰钎焊实现两者连接。在发动机服役过程中，高速高压气体从模锻件空腔内流过，对钎焊缝冲刷造成钎料缺失，进而导致钎焊缝出现未焊透和气孔缺陷。此外，导向叶片对空气起到导流作用，受大气气流冲刷及振动应力影响，会出现裂纹缺陷，此类缺陷会严重影响发动机导向叶片的安全使用。在发动机维修过程中，经X射线检验若导向叶片钎焊缝内存在未焊透、气孔和裂纹缺陷，将迫使该叶片停用，导致该类叶片报废量增大。

公开号为US 2002053920 A1的专利文献中公开了通过对电路板施加超声波振动，促使熔化的钎料产生微小振幅，增加连接部位焊剂内的气体排出的方法。公开号为CN101623786 B的专利文献中公开了一种软钎焊方法，其主要是对象部件与基板的软钎料连接部位进行软钎焊时，对对象部件直接施加超声波励振，以便增加凸点钎焊位置气体排出。从这些文献中可以看出超声波的施加有利于钎焊过程中气体排出，有利于提高钎焊缝质量。但是，针对叶片焊缝修复中，这两篇专利文献中公开的方法仍存在以下不足：

首先，两篇专利文献中的方法，都是对电路基板或者与基板连接的对象施加超声，而超声能量通过基板或者连接对象传递到钎焊部位时，能量会显著减弱，影响气体排出效果。

其次，两篇专利文献中的方法，连接对象和基板属于凸点接触软钎焊方法，经超声激励作用，焊缝气体会从水平四个方向溢出，其溢出空间和自由度较大。而叶片焊缝较窄(原钎焊缝宽度d1：1-1.5mm)，气体只能从竖直一个方向溢出，其溢出空间和自由度受到很大限制。

再次，叶片焊缝深度是宽度的3倍左右，显著增加了补焊底部位置气体的溢出难度。

综上，发动机叶片钎焊缝内部缺陷修复非常困难，采用上述专利文献中公开的方法，无法有效解决发动机叶片钎焊缝内部缺陷的修复问题，且目前对发动机叶片钎焊缝进行高质量修复的方法尚未见报道。

发明内容

为了高质量修复航空发动机叶片原焊缝内部未焊透、气孔和裂纹缺陷，本发明提出了一种航空发动机叶片焊缝内部缺陷的修复方法。

考虑到发动机叶片焊缝局部位置存在未焊透缺陷，因此对其修复需注意以下几点：首先，热输入要小，确保焊接修复后不会引起叶片变形而改变形面尺寸；其次，缺陷在叶片厚度方向的位置不同，要求热源具有穿透性；再次，为便于修复中焊缝内气体排出，不能在修复区产生二次缺陷；最后，补焊时不能导致原焊缝钎料流失。另外，由于叶片原焊缝深宽比较大，因此补焊时顺利排出气体且不产生二次缺陷是修复的最基本要求。

基于上述考虑，本发明的发明构思如下：

首先，采用导向叶片制造时的低热输入钎焊修复工艺，同时在焊接中将超声探头插入到焊缝内部，实现超声探头对焊接修复区的直接作用，加速窄焊缝内气体排出。

其次，对修复缺陷处的结构尺寸进行优化设计，即，在去除原钎焊缝未焊透和裂纹缺陷后，将所形成的加工槽设计为船底状槽而非直角长方形槽，这主要是因为在长方形底部由于直角效应不利于焊缝气体排出，容易出现气孔缺陷。船底状加工槽的底部圆角避免了直角集中效应，便于焊缝底部气体沿圆弧面排出。

综合以上两种措施，本发明可以实现对航空发动机导向叶片复杂缺陷高质量修复的目的。

基于上述发明构思，本发明的技术方案是：

航空发动机叶片焊缝内部缺陷的修复及结构设计方法，包括以下步骤：

步骤1，焊缝内部缺陷的定位：

利用无损探伤手段在导向叶片原钎焊缝上确定出焊缝内部缺陷的位置，测量原钎焊缝宽度和厚度，测量所述内部缺陷距导向叶片表面的最大距离；所述焊缝内部缺陷包括未焊透缺陷、裂纹缺陷和气孔缺陷中的至少一种。

步骤2：焊缝内部缺陷的去除与清理

2.1采用机械加工的方式去除所述焊缝内部缺陷处的钎料以排空缺陷，并在去除钎料后所形成的槽的两端加工圆弧过渡以避免直角效应，形成船底状槽型缺口；

2.2对所述船底状槽型缺口进行清洗，将其内部的油脂和杂质清洗干净；

2.3对所述船底状槽型缺口进行烘干处理，排除其内的水分；

步骤3，超声辅助钎焊：

3.1根据所述船底状槽型缺口的宽度，选择相应直径和牌号的焊丝作为钎料，将其与导向叶片一起放在加热平台上进行预热；优选的，设置加热平台的加热温度为200-500℃进行预热；

3.2预热均匀后，将所述焊丝放在导向叶片上的船底状槽型缺口上，对所述焊丝进行加热直至其完全熔化；

3.3将超声探头伸入至所述船底状槽型缺口内，开启超声设备，设定超声频率15-40kHz，超声功率300-2000w，超声时间1-15s，使超声探头沿所述船底状槽型缺口的长度方向缓慢移动；

3.4关闭超声设备，将导向叶片从加热平台取下，缓慢冷却至室温。

步骤4，焊后处理；

步骤5：焊后检查。

基于上述基本技术方案，本发明还作出了如下进一步优化和限定：

所述步骤2.1中，采用铣刀进行机械加工，铣刀的旋转速度ω为1000-5000rpm，向下移动运动速度υ为10-500mm/min，水平移动速度υ1为10-500mm/min，铣刀的直径d2比原钎焊缝宽度d1大0.1-0.4mm，以保证能够全部去除原钎料的同时，尽量减少对基体的切削。

所述步骤2.1中，圆弧过渡的半径大于所述焊缝内部缺陷到焊缝表面的最大距离。

所述2.1中，去除所述裂纹缺陷和气孔缺陷，以及去除所述未焊头缺陷表面钎料后形成的缺口呈两种形式：

若所述裂纹缺陷为贯穿型裂纹，需要采用机械加工的方式将整个钎料去除，则去除后形成的槽型缺口为通透型船底状缺口；

若所述裂纹缺陷为非贯穿型裂纹、所述未焊透缺陷为贯穿型未焊透缺陷，所述气孔缺陷为非贯穿型气孔缺陷，则去除后形成的槽型缺口为盲孔型船底状缺口。

为了缩短叶片基体的加热时间，加快钎料熔化速度，步骤3.1中选择直径比所述船底状槽型缺口的宽度小0.1-0.5mm的焊丝，其中船底状槽型缺口的宽度等于所用铣刀的直径。

所述步骤3.2中，若所述船底状槽型缺口为通透型船底状缺口，则需要在导向叶片背部的船底状槽型缺口位置放置一块背部垫板，防止焊丝熔化后流失；若所述船底状槽型缺口为盲孔型船底状缺口，则无需放置背部垫板。

所述步骤3.3中，超声探头的尖端直径应比所述船底状槽型缺口的宽度小0.1-0.5mm，超声探头的长度应比通透型船底状缺口的厚度大于2-10mm，以便超声探头能够伸入船底状缺口的最底部，更利于排空焊缝内的气体。

所述步骤3.3中，为了增强超声探头对熔化后钎料的声空化效应，超声探头应伸入至所述船底状槽型缺口的最底部，即超声探头尖端应与通透型船底状缺口处的背部垫板相接触，或与盲孔型船底状缺口底部相接触。

所述步骤3.3中，为了增强超声探头对熔化后的钎料的声空化效应，超声探头沿槽型缺口长度方向缓慢移动的同时，沿着原钎焊缝长度方向前后小范围晃动。

所述步骤3.3中，为了便于修复后对导向叶片型面进行抛光处理，使焊丝修复区域高出叶片基体表面0.1-0.2mm。

所述步骤4具体为：对导向叶片上的修复区进行打磨修整，将高于叶片基体表面的钎料打磨去除，使其表面形貌符合导向叶片的轮廓外形；具体可采用装有合金磨轮的打磨器对钎焊修复区域进行打磨。

所述步骤5具体为：对导向叶片上的修复区进行外观目视检查和无损探伤检查，同时对叶片型面相关尺寸进行检测，若不符合质量检验标准，则返回步骤1；若符合质量检验标准，则修复工作完成。

本发明的有益效果：

1.本发明首次将超声辅助钎焊方法应用于航空装备维修领域，具体针对窄焊缝内部气孔和裂纹缺陷采用船底状开槽方式来避免直角效应，并对焊丝钎料加热熔化后，将超声探头直接放置于钎料熔化部位，通过控制超声频率、功率和时间等参数对导向叶片复杂缺陷实现超声辅助钎焊修复，能够一次性解决航空发动机导向叶片出现的未焊透、气孔和裂纹缺陷的焊接修复问题，彻底避免修复区二次新生缺陷产生；经大量实际验证，利用本发明的方法修复后的导向叶片无新生焊接缺陷且变形量小，能满足装配使用要求，对降低发动机修理成本、提高修复效率意义重大。

2.与传统氩弧焊和激光熔覆相比，本发明中超声探头所产生的声空化效应和机加出的船底状槽形缺口的协同作用，能够促使狭窄修复间隙中气体排除，极大降低新生气孔缺陷发生率。此外，声空化效应能够促进晶粒形核，振碎凝固过程产生的粗大晶粒，达到显著细化修复区晶粒的目的。

3.由于本发明在进行超声辅助钎焊时，将超声探头伸入修复区内部，如此激发的声空化效应能够加速钎料与基体之间的元素扩散，有利于增强修复区的力学性能。

4.本发明在进行超声辅助钎焊时，采用尖端直径比船底状槽型缺口的宽度小0.1-0.5mm的超声探头，更容易伸入修复区内部，利用超声场所激发的声空化效应能彻底击碎钎料与基体界面处的氧化膜，这促使本发明中仅使用钎料即可，无需使用再使用钎剂对氧化膜进行去除，简化了焊接工艺，节约了焊接修复成本，极大缩短了修复时间。

5.本发明的修复方法可以在大气环境下进行，无需保护气体或特殊环境，因此修复成本低且可操作适应性较强。

6.由于本发明中声空化效应极大减少了内部气孔和裂纹缺陷的产生，因此采用本发明在实现叶片无缺陷修复时所采用的工艺窗口更大。

附图说明

图1为本发明实施例的发动机导向叶片故障件示意图。

图2中的(a)图和(b)图分别为图1的A向和B向横截面示意图；

图3中的(a)图和(b)图分别为图2的(a)图和(b)图虚线方框区域焊缝的局部放大图。

图4中的(a)图和(b)图分别为铣刀去除钎焊缝内部缺陷处表面钎料后A向和B向的缺陷示意图。

图5中的(a)图和(b)图分别为超声辅助钎焊过程中A向和B向的过程示意图。

图6中的(a)图和(b)图分别为采用本发明修复后的焊缝A向和B向横截面示意图。

附图标记：

1-钎焊缝，2-表面气孔缺陷，3-未焊透缺陷，4-裂纹缺陷，5-叶片基体，6-铣刀，7-圆弧过渡区，8-平行区，9-圆弧过渡区，10-焊丝，11-超声探头。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。

【实施例1】

航空发动机叶片焊缝内部缺陷的修复方法，包括以下步骤：

步骤1，焊缝内部缺陷表征及定位：

如图1-3所示，利用X光无损探伤手段发现导向叶片原钎焊缝1内部存在未焊透缺陷3、气孔缺陷2和非贯穿性裂纹缺陷4，这些缺陷距导向叶片表面的最大距离为3mm，用游标卡尺测量缺陷处钎焊缝1的宽度为1mm，钎焊缝厚度为4mm。

步骤2，焊缝内部缺陷的去除与清理：

2.1选择直径为1.2mm、有效切削刃的高度大于4mm的铣刀6，以1500rpm的旋转速度和200mm/min的向下移动速度υ对导向叶片缺陷处的钎料进行去除以排空缺陷，铣刀的向下移动量为3.3mm；随后，铣刀以1500rpm的旋转速度和50mm/min水平移动速度自最初下扎位置的孔处沿平行于焊缝长度方向前后各移动5mm以铣削出槽将缺陷去除干净，并在铣刀铣削出的槽的两端均加工半径为3.3mm的圆弧过渡7；至此，已将缺陷处的钎料全部切除并且加工出了船底状槽型缺口(由圆弧过渡区7、平行区8和圆弧过渡区9构成)，该船底状槽型缺口为盲孔型船底状槽型缺口，其宽度约等于铣刀6的直径，如图4所示。

2.2对铣刀留下的船底状槽型缺口进行酒精和超声波清洗，将其内部的油脂和杂质清洗干净，清洗时间为5min左右；

2.3对清洗干净后的船底状槽型缺口进行烘干处理，排除船底状槽型缺口内的水分。

步骤3，超声辅助钎焊：

3.1选择焊丝及预热：

选择直径为1mm的4A01焊丝10(在其他实施例中，也可采用其他相应的焊丝牌号)作为钎料，将其与导向叶片一起放置在加热平台上，将加热平台的加热温度设定为400℃；

3.2钎焊：

预热5min后，将4A01焊丝放在导向叶片上的船底状槽型缺口处，利用火焰加热4A01焊丝直至完全熔化，如图5所示；

3.3超声设备开启：

选择尖端直径为0.7mm、长度为8mm的超声探头11，将该超声探头11伸入至船底状槽型缺口的最底部，开启超声设备，设定超声频率25kHz，超声功率8000w，超声时间10s，使超声探头沿船底状槽型缺口长度方向缓慢移动，同时在沿着原钎焊缝长度方向前后小范围晃动，以增加超声探头周围材料的振动幅度，且让不同位置的材料接收到最强最直接的声空化效应激励，利于气体排出；整个修复过程在大气环境中进行，如图5所示；超声探头11放入船底状槽型缺口内的目的就是为了激发焊缝材料振动，利于排出气体，超声探头11的插入和移动，不会给焊缝引入新的气体进入，进而不会出现新的气孔缺陷；3.4冷却：

关闭超声设备，将导向叶片从加热平台取下，在空气中缓慢冷却至室温。

步骤4，焊后处理(型面加工)：

待修复后的导向叶片冷却后，对导向叶片修复区进行打磨修整，将高于导向叶片基体表面0.1-0.2mm的钎料打磨去除，使其表面形貌符合导向叶片的轮廓外形。

步骤5，焊后检查：

对导向叶片上的修复区分别进行外观目视检查和X射线检查，若符合修复质量检验标准即修复完毕，如图6所示；若不符合修复质量检验标准，再重复步骤1-5。

【实施例2】

航空发动机叶片焊缝内部缺陷的修复方法，包括以下步骤：

步骤1，焊缝内部缺陷表征及定位：

利用X光无损探伤手段发现导向叶片原钎焊缝内部存在未焊透、气孔和贯穿性裂纹缺陷，这些缺陷距导向叶片表面的最大距离为2.5mm，用游标卡尺测量缺陷处钎焊缝的宽度为1.3mm，钎焊缝厚度为4mm；

步骤2，焊缝内部缺陷的去除与清理：

2.1选择直径为1.4mm、有效切削刃的高度大于4mm的铣刀，以1600rpm的旋转速度和100mm/min的向下移动速度对导向叶片缺陷处的钎料进行去除以排空缺陷，铣刀的向下移动量为2.8mm；随后铣刀以1500rpm的旋转速度和50mm/min水平移动速度自最初下扎位置的孔处沿平行于焊缝长度方向前后各移动4mm以铣削出槽将缺陷去除干净，并在铣刀铣削出的槽的两端均加工半径为2.8mm圆弧过渡。至此，已将缺陷处的钎料全部切除并且加工出了船底状槽型缺口，不同于实施例1，本实施例加工出的船底状槽型缺口为通透型船底状缺口。

2.2对铣刀留下的通透型船底状槽型缺口进行酒精和超声波清洗，将其内部的油脂和杂质清洗干净，清洗时间为8min左右；

2.3对清洗干净后的船底状槽型缺口进行烘干处理，排除其内的水分。

步骤3，超声辅助钎焊：

3.1放置背部垫板：

选择一块小尺寸钢制垫板，将导向叶片放置于该钢制垫板上，保证船底状槽型缺口的背部与该钢制垫板紧密接触；

3.2选择焊丝及预热：

选择直径为1.2mm的4A01焊丝作为钎料，将其与导向叶片、钢制垫板一起放在加热平台上，设定加热平台的加热温度为380℃；

3.3钎焊：

预热6min后，将4A01焊丝放在导向叶片上的船底状槽型缺口上，利用火焰对4A01焊丝加热直至完全熔化；

3.4超声设备开启：

选择尖端直径为0.9mm、长度为10mm的超声探头11，将该超声探头11伸入至船底状槽型缺口的最底部，开启超声设备，设定超声频率28kHz，超声功率8000w，超声时间15s，使超声探头沿船底状槽型缺口长度方法缓慢移动，同时沿着原钎焊缝长度方向前后小范围晃动；

3.5冷却：

关闭超声设备，将导向叶片从加热平台取下，在空气中缓慢冷却至室温。

步骤4，焊后处理(型面加工)：

待修复后的导向叶片冷却后，对导向叶片修复区进行打磨修整，将高于导向叶片基体表面的钎料打磨去除，使其表面形貌符合导向叶片的轮廓外形。

步骤5，焊后检查：

对导向叶片修复区分别进行外观目视检查和X射线检查，若符合修复质量检验标准即修复完毕，若不符合修复质量检验标准，再重复步骤1-5。

以上仅以两个实施例对本发明做了示例性说明，在实际修复工作中，经大量实际验证，利用本发明的方法修复后的导向叶片，修复区表面光滑且呈现金属光泽，无新生气孔和裂纹缺陷产生，修复区内部无新生气孔和裂纹缺陷产生，修复区与叶片基体界面无新生裂纹产生，叶片流道尺寸和型面尺寸均满足装配使用要求。

以上实施例1是以未焊透缺陷3、气孔缺陷2和非贯穿性裂纹缺陷4都存在且沿焊缝厚度方向分布为示例进行的说明。在实际中，如果未焊透缺陷3、气孔缺陷2和非贯穿性裂纹缺陷4这三种缺陷距离较近，只需要加工一个船底状槽型缺口即可；如果这三种缺陷距离较远，可针对不同缺陷各自加工船底状槽型缺口即可，其余方法及原理与上述实施例1相同，目的是清除缺陷并最大限度保留叶片基地材料。

Claims (10)

1.航空发动机叶片焊缝内部缺陷的修复方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，焊缝内部缺陷的定位：

利用无损探伤手段在导向叶片原钎焊缝上确定出焊缝内部缺陷的位置，测量原钎焊缝宽度和厚度，测量所述内部缺陷距导向叶片表面的最大距离；所述焊缝内部缺陷包括未焊透缺陷、裂纹缺陷和气孔缺陷。

步骤2：焊缝内部缺陷的去除与清理

2.1采用机械加工的方式去除所述焊缝内部缺陷处的钎料以排空缺陷，并在去除钎料后所形成的槽的两端加工圆弧过渡以避免直角效应，形成船底状槽型缺口；

2.2将所述船底状槽型缺口内部的油脂和杂质清洗干净；

2.3对所述船底状槽型缺口进行烘干；

步骤3，超声辅助钎焊：

3.1根据所述船底状槽型缺口的宽度，选择相应直径和牌号的焊丝作为钎料，将其与导向叶片一起放在加热平台上进行预热；

3.2预热均匀后，将所述焊丝放在导向叶片上的船底状槽型缺口上，对所述焊丝进行加热直至其完全熔化；

3.3将超声探头伸入至所述船底状槽型缺口内，开启超声设备，设定超声频率15-40kHz，超声功率300-2000w，超声时间1-15s，使超声探头沿所述船底状槽型缺口的长度方向缓慢移动；

3.4关闭超声设备，将导向叶片从加热平台取下，缓慢冷却至室温。

步骤4，焊后处理；

步骤5：焊后检查。

2.根据权利要求1所述的航空发动机叶片焊缝内部缺陷的修复方法，其特征在于：所述步骤2.1中采用直径比原钎焊缝宽度大0.1-0.4mm的铣刀进行机械加工，铣刀的旋转速度ω为1000-5000rpm，向下移动运动速度υ为10-500mm/min，水平移动速度υ1为10-500mm/min。

3.根据权利要求1所述的航空发动机叶片焊缝内部缺陷的修复方法，其特征在于：圆弧过渡的半径大于所述焊缝内部缺陷到焊缝表面的最大距离。

4.根据权利要求1所述的航空发动机叶片焊缝内部缺陷的修复方法，其特征在于：步骤3.1中选择直径比所述船底状槽型缺口的宽度小0.1-0.5mm的焊丝。

5.根据权利要求1所述的航空发动机叶片焊缝内部缺陷的修复方法，其特征在于：若所述裂纹缺陷为贯穿型裂纹，则经步骤2.1去除钎料后形成的槽型缺口为通透型船底状缺口，此时，步骤3.2中，需在导向叶片背部的船底状槽型缺口位置放置一块背部垫板，防止焊丝熔化后流失。

6.根据权利要求1所述的航空发动机叶片焊缝内部缺陷的修复方法，其特征在于：所述步骤3.3中，超声探头应伸入至所述船底状槽型缺口的最底部。

7.根据权利要求1所述的航空发动机叶片焊缝内部缺陷的修复方法，其特征在于：步骤3.3中，超声探头沿槽型缺口长度方向缓慢移动的同时，沿着原钎焊缝长度方向前后小范围晃动。

8.根据权利要求1所述的航空发动机叶片焊缝内部缺陷的修复方法，其特征在于：步骤3.3中，使焊丝修复区域高出叶片基体表面0.1-0.2mm。

9.根据权利要求1所述的航空发动机叶片焊缝内部缺陷的修复方法，其特征在于：步骤4具体为：对导向叶片上的修复区进行打磨修整，将高于叶片基体表面的钎料打磨去除，使其表面形貌符合导向叶片的轮廓外形；具体可采用装有合金磨轮的打磨器对钎焊修复区域进行打磨。

10.根据权利要求1所述的航空发动机叶片焊缝内部缺陷的修复方法，其特征在于：步骤5具体为：对导向叶片上的修复区进行外观目视检查和无损探伤检查，同时对叶片型面相关尺寸进行检测，若不符合质量检验标准，则返回步骤1；若符合质量检验标准，则修复工作完成。

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