技术领域
[0001] 本
发明涉及氩弧焊
焊接修复技术领域，特别是涉及镍基
高温合金涡轮支撑座氩弧焊修复方法。
背景技术
[0002] 某型
发动机在翻修时，发现镍基高温合金涡轮支撑座上连接管与外环连接处的
焊缝附近易出现疲劳裂纹，这些服役
缺陷的存在严重威胁着飞机后续服役时的安全性和可靠性。维修厂采用常规的氩弧焊方法进行修复时，发现修复的焊缝及其附近未焊区域易出现新的焊接裂纹，进而导致很多涡轮支撑座因难以修复而直接报废。然而在涡轮支撑座维修过程中，更换新的成本很大，且维修周期较长，因此迫切需要寻求或发明一种新的镍基高温合金涡轮支撑座的修复技术。
发明内容
[0003] 本发明的目的是提供一种镍基高温合金涡轮支撑座氩弧焊修复方法，降低了发动机涡轮支撑座的使用和维修成本，修复部位无裂纹缺陷。
[0004] 本发明通过如下技术方案实现上述目的：一种镍基高温合金涡轮支撑座氩弧焊修复方法，包括以下步骤：
[0005] S1、选择与支撑座材料成分一致的镍基高温合金
焊丝；焊前去除焊丝表面的
氧化层和污渍；
[0006] S2、修复前表面清理，在
荧光灯下，打磨枪去除裂纹缺陷，目视检查清理干净，裂纹去除后的缺口宽度不大于3mm，
抛光表面，最后清洗表面；
[0007] S3、在支撑座安装在防
变形工装之前，先用
铝箔纸在支撑座上贴成一个
保护罩，再用气管一直往里充氩气，将焊缝背面置于一个密闭的氩气保护环境中，然后再将贴好铝箔的支撑座安装在专
门的防变形工装中；
[0008] S4、氩弧焊修复，将缺口
位置全部焊满，目视检查完全焊满，无咬边和凹坑现象，氩弧焊修复的工艺参数为：引弧
电流15A，收弧电流15A，起弧时间0.25s，收弧时间1.5s，氩气流量15L/min，钨极直径φ1.2mm，
喷嘴直径为6mm，焊接过程中采用背部保护；补焊分多次完成，每次补焊后采用
接触测温仪测量补焊点附近
温度，再次施焊前控制在50℃左右即可，直至补焊结束；
[0009] S5、焊后
热处理，采用
履带式陶瓷加热带，对镍基高温合金涡轮支撑座补焊位置进行局部焊后热处理，去除补焊位置内部的焊接残余应
力，热处理制度为：在500℃下保温2h，空冷至室温；热处理过程中，拆除氩气保护的铝箔罩，防变形工装始终不拆；
[0010] S6、打磨加工，采用手工打磨的方式加工补焊区域，目视检查补焊位置与周围基本齐平，无明显凹坑和凸点；
[0011] S7、
无损检测，采用荧光渗透检测方法，对镍基高温合金涡轮支撑座修复位置进行检查；要求无裂纹缺陷。
[0012] 进一步的，所述S1中镍基高温合金焊丝为φ0.8-1.2mm。
[0013] 进一步的，所述S2中用丙
酮清洗表面。
[0014] 进一步的，所述S4中的焊接电流为25A-30A。
[0015] 进一步的，所述S4中焊接时背面保护的背面气体流量为15-20L/min。
[0016] 与
现有技术相比，本发明镍基高温合金涡轮支撑座氩弧焊修复方法的有益效果是：降低了发动机涡轮支撑座的使用和维修成本，修复部位无裂纹缺陷。
附图说明
[0017] 图1是防变形工装的结构示意图。
具体实施方式
[0019] 请参阅图1，某型发动机在翻修时，发现镍基高温合金涡轮支撑座上连接管与外环连接处的焊缝附近极易出现疲劳裂纹，且裂纹延伸至未焊
母材区域，针对该裂纹缺陷，专门设计背面保护装置、防变形工装、及采用短钨极分段式施焊，实施步骤如下：
[0020] 1.涡轮支撑座连接管裂纹情况确认
[0021] 某型发动机涡轮支撑座，材料为GH163镍基高温合金，该涡轮支撑座翻修时发现内圆筒一圈上焊接的十根小径管，其中有八根均在焊缝附近出现了疲劳裂纹，最长的约为20mm。
[0022] 2.修复过程和检查，镍基高温合金涡轮支撑座氩弧焊修复方法，包括以下步骤：
[0023] S1、选择与支撑座材料成分一致的φ1.0mm GH163镍基高温合金焊丝；焊前去除焊丝表面的氧化层和污渍；
[0024] S2、修复前表面清理，在
荧光灯下，采用手持式电动打磨枪去除裂纹缺陷，目视检查清理干净，裂纹去除后的缺口宽度不大于3mm，用
钢丝轮抛光表面，最后用丙酮清洗表面；
[0025] S3、在支撑座安装在防变形工装100之前，先用铝箔纸在支撑座上贴成一个保护罩，再用气管一直往里充氩气，将焊缝背面置于一个密闭的氩气保护环境中。然后再将贴好铝箔的支撑座安装在专门的防变形工装中，通过
定位销10固定支撑座底面，通过
弹簧销20固定连接管；
[0026] S4、氩弧焊修复，将缺口位置全部焊满，目视检查完全焊满，无咬边和凹坑现象，氩弧焊修复的工艺参数为：引弧电流15A，收弧电流15A，起弧时间0.25s，收弧时间1.5s，焊接电流28A，氩气流量15L/min，钨极直径φ1.2mm，喷嘴直径为6mm，焊接过程中采用背部保护，背面气体流量20L/min；选用短钨极以便施焊，每条裂纹补焊分4次完成，每次补焊长度不超过5mm，每次补焊后采用接触测温仪测量补焊点附近温度，再次施焊前控制在50℃左右即可，直至补焊结束；
[0027] S5、焊后热处理。采用履带式陶瓷加热带，对镍基高温合金涡轮支撑座补焊位置进行局部焊后热处理，去除补焊位置内部的焊接残余
应力。热处理制度为：在500℃下保温2h，空冷至室温；热处理过程中，拆除氩气保护的铝箔罩，防变形工装始终不拆；
[0028] S6、打磨加工，采用手工打磨的方式加工补焊区域，目视检查补焊位置与周围基本齐平，无明显凹坑和凸点；
[0029] S7、无损检测，采用荧光渗透检测方法，对镍基高温合金涡轮支撑座修复位置进行检查；要求无裂纹缺陷。
[0030] 实施例2
[0031] 请参阅图1，某型发动机在翻修时，发现镍基高温合金涡轮支撑座上连接管与外环连接处的焊缝附近极易出现疲劳裂纹，且裂纹延伸至未焊母材区域，针对该裂纹缺陷，专门设计背面保护装置、防变形工装、及采用短钨极分段式施焊，实施步骤如下：
[0032] 1.涡轮支撑座连接管裂纹情况确认
[0033] 某型发动机涡轮支撑座，材料为GH163镍基高温合金，该涡轮支撑座翻修时发现内圆筒一圈上焊接的十根小径管，其中有六根均在焊缝附近出现了疲劳裂纹，最长的约为18mm。
[0034] 2.修复过程和检查，镍基高温合金涡轮支撑座氩弧焊修复方法，包括以下步骤：
[0035] S1、选择与支撑座材料成分一致的φ1.2mm GH163镍基高温合金焊丝；焊前去除焊丝表面的氧化层和污渍；
[0036] S2、修复前表面清理，在荧光灯下，采用手持式电动打磨枪去除裂纹缺陷，目视检查清理干净，裂纹去除后的缺口宽度不大于3mm，用钢丝轮抛光表面，最后用丙酮清洗表面；
[0037] S3、在支撑座安装在防变形工装100之前，先用铝箔纸在支撑座上贴成一个保护罩，再用气管一直往里充氩气，将焊缝背面置于一个密闭的氩气保护环境中。然后再将贴好铝箔的支撑座安装在专门的防变形工装中，通过定位销10固定支撑座底面，通过弹簧销20固定连接管；
[0038] S4、氩弧焊修复，将缺口位置全部焊满，目视检查完全焊满，无咬边和凹坑现象，氩弧焊修复的工艺参数为：引弧电流15A，收弧电流15A，起弧时间0.25s，收弧时间1.5s，焊接电流25A，氩气流量15L/min，钨极直径φ1.2mm，喷嘴直径为6mm，焊接过程中采用背部保护，背面气体流量25L/min；选用短钨极以便施焊，每条裂纹补焊分4次完成，每次补焊长度不超过4.5mm，每次补焊后采用接触测温仪测量补焊点附近温度，再次施焊前控制在50℃左右即可，直至补焊结束；
[0039] S5、焊后热处理。采用履带式陶瓷加热带，对镍基高温合金涡轮支撑座补焊位置进行局部焊后热处理，去除补焊位置内部的焊接残余应力。热处理制度为：在500℃下保温2h，空冷至室温；热处理过程中，拆除氩气保护的铝箔罩，防变形工装始终不拆；
[0040] S6、打磨加工，采用手工打磨的方式加工补焊区域，目视检查补焊位置与周围基本齐平，无明显凹坑和凸点；
[0041] S7、无损检测，采用荧光渗透检测方法，对镍基高温合金涡轮支撑座修复位置进行检查；要求无裂纹缺陷。
[0042] 实施例3
[0043] 请参阅图1，某型发动机在翻修时，发现镍基高温合金涡轮支撑座上连接管与外环连接处的焊缝附近极易出现疲劳裂纹，且裂纹延伸至未焊母材区域，针对该裂纹缺陷，专门设计背面保护装置、防变形工装、及采用短钨极分段式施焊，实施步骤如下：
[0044] 1.涡轮支撑座连接管裂纹情况确认
[0045] 某型发动机涡轮支撑座，材料为GH163镍基高温合金，该涡轮支撑座翻修时发现内圆筒一圈上焊接的十根小径管，其中有九根均在焊缝附近出现了疲劳裂纹，最长的约为19mm。
[0046] 2.修复过程和检查，镍基高温合金涡轮支撑座氩弧焊修复方法，包括以下步骤：
[0047] S1、选择与支撑座材料成分一致的φ0.8mm GH163镍基高温合金焊丝；焊前去除焊丝表面的氧化层和污渍；
[0048] S2、修复前表面清理，在荧光灯下，采用手持式电动打磨枪去除裂纹缺陷，目视检查清理干净，裂纹去除后的缺口宽度不大于3mm，用钢丝轮抛光表面，最后用丙酮清洗表面；
[0049] S3、在支撑座安装在防变形工装100之前，先用铝箔纸在支撑座上贴成一个保护罩，再用气管一直往里充氩气，将焊缝背面置于一个密闭的氩气保护环境中。然后再将贴好铝箔的支撑座安装在专门的防变形工装中，通过定位销10固定支撑座底面，通过弹簧销20固定连接管；
[0050] S4、氩弧焊修复，将缺口位置全部焊满，目视检查完全焊满，无咬边和凹坑现象，氩弧焊修复的工艺参数为：引弧电流15A，收弧电流15A，起弧时间0.25s，收弧时间1.5s，焊接电流30A，氩气流量20L/min，钨极直径φ1.2mm，喷嘴直径为6mm，焊接过程中采用背部保护，背面气体流量20L/min；选用短钨极以便施焊，每条裂纹补焊分4次完成，每次补焊长度不超过4.75mm，每次补焊后采用接触测温仪测量补焊点附近温度，再次施焊前控制在50℃左右即可，直至补焊结束；
[0051] S5、焊后热处理。采用履带式陶瓷加热带，对镍基高温合金涡轮支撑座补焊位置进行局部焊后热处理，去除补焊位置内部的焊接残余应力。热处理制度为：在500℃下保温2h，空冷至室温；热处理过程中，拆除氩气保护的铝箔罩，防变形工装始终不拆；
[0052] S6、打磨加工，采用手工打磨的方式加工补焊区域，目视检查补焊位置与周围基本齐平，无明显凹坑和凸点；
[0053] S7、无损检测，采用荧光渗透检测方法，对镍基高温合金涡轮支撑座修复位置进行检查；要求无裂纹缺陷。
[0054] 由于镍基高温合金中加入了固溶强化元素W、Mo、Cr、Co等，此外还有微量元素S、P、C、B等，这些元素会增大裂纹敏感性，从而造成具有较大的焊接热裂纹倾向、焊后焊缝易形成组织偏析、析出脆性相以及焊接接头力学性能下降。且镍基高温合金涡轮支撑座与外环由十根小径管相连接，施焊位置狭小，易产生变形。
[0055] 本发明针对上述施焊位置狭小、易产生变形等问题，专门设计了一套防变形工装，且采用铝箔纸编制成一个保护罩，将焊缝背面置于一个密闭的氩气保护环境中，采用短钨极分段式施焊。相较于其他修复方法，氩弧焊工艺操作灵活、成本低、生产效率高、适合不规则缺陷的补焊，同时工装可以有效的防止支撑座在修复过程中发生变形，焊接过程中背面氩气保护，有助于背面成形美观。
[0056] 该发明成果可直接用于发动机涡轮支撑座
连接杆的修复，降低了发动机涡轮支撑座的使用和维修成本，修复部位无裂纹缺陷，恢复使用性能，也为其他类似连接管的修复提供技术支持。
[0057] 以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点,对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附
权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
[0058] 此外，应当理解，虽然本
说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。
