一种服役中期钛合金压气机叶片的再制造方法
阅读：1016发布：2020-07-10
专利汇可以提供一种服役中期钛合金压气机叶片的再制造方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 申请 提供了一种服役中期 钛 合金 压气机 叶片 的再制造方法，包括以下步骤：A)将服役中期的钛合金压气机叶片的损伤区域进行预处理，将预处理后的叶片的损伤区域进行 激光熔覆 ；B)将步骤A)得到的叶片的损伤区域进行修复后处理，将修复后处理后的叶片进行 缺陷 检测；C)将步骤B)得到的叶片进行 热处理 ，再依次进行 喷丸 强化和振动光饰。该方法实现了服役中期钛合金压气机叶片表面损伤的尺寸恢复和性能提升，解决了 现有技术 中存在修复手段匮乏、修复后产品性能和可靠性低、难以满足使用要求等问题。试验结果表明，本申请再制造后叶片满足 发动机 压气机使用的技术要求。，下面是一种服役中期钛合金压气机叶片的再制造方法专利的具体信息内容。
1.一种服役中期钛合金压气机叶片的再制造方法，包括以下步骤：
A)，将服役中期的钛合金压气机叶片的损伤区域进行预处理，将预处理后的叶片的损伤区域进行激光熔覆；
B)，将步骤A)得到的叶片的损伤区域进行叶片修型，将叶片修型后的叶片进行缺陷检测；所述激光熔覆的激光功率为500W～800W，送粉方式为同步送粉，送粉速率为10～20g/min，扫描速度为4～10mm/s，激光光斑直径为1.5～3.5mm，搭接率为40～60％；
C)，将步骤B)得到的叶片进行热处理，再依次进行喷丸强化和振动光饰。
2.根据权利要求1所述的再制造方法，其特征在于，步骤A)中，所述预处理具体为：
将钛合金压气机叶片固定装夹，采用胶带对所述叶片的非损伤区域进行保护，采用硬质合金打磨头对所述叶片的损伤区域进行打磨处理；
将打磨处理后的叶片进行表面清洗。
3.根据权利要求1所述的再制造方法，其特征在于，步骤A)中，所述激光熔覆在保护气氛下进行，所述激光熔覆的熔覆层采用300～500目的TC4粉末制备。
4.根据权利要求1所述的再制造方法，其特征在于，步骤B)中，所述叶片修型后的叶片的叶尖区域的表面粗糙度Ra<0.8μm，其余区域沿纵向的表面粗糙度Ra<3.2μm。
5.根据权利要求1所述的再制造方法，其特征在于，步骤B)中，所述缺陷检测的方式为超声波探伤、100％荧光探伤和X射线检查中的一种或多种。
6.根据权利要求1所述的再制造方法，其特征在于，步骤C)中，所述热处理具体为：
在真空环境中，将步骤B)得到的叶片在600～700℃保温2h后冷却，再在550～590℃保温2～3h，炉冷至200℃，然后气冷至80～100℃后出炉。
7.根据权利要求6所述的再制造方法，其特征在于，所述真空环境的真空度不低于6.0×10-4mbar。
8.根据权利要求1所述的再制造方法，其特征在于，步骤C)中，所述喷丸包括依次进行的干式喷丸与湿式喷丸。
9.根据权利要求8所述的再制造方法，其特征在于，所述干式喷丸采用0.2～0.5mm的铸钢丸，喷丸强度为0.3～0.6mmA，覆盖率为100～300％；所述湿式喷丸采用0.05～0.3mm的陶瓷丸，喷丸强度为0.2～0.4mmA，覆盖率为100～300％。
一种服役中期钛合金压气机叶片的再制造方法
技术领域
[0001] 本发明涉及再制造技术领域，尤其涉及一种服役中期钛合金压气机叶片的再制造方法。
背景技术
[0002] 压气机叶片是航空涡喷发动机的关键零件之一，压气机转子叶片工作时承受较高的离心负荷、气动负荷、高温以及振动的交变负荷，同时由于其位于发动机前部还会受到发动机进气道外来异物的冲击，造成大量服役中期压气机叶片未达到设计服役周期寿命而报废。
[0003] 再制造是以废旧产品作为生产毛坯，通过专业化修复或升级改造的方法使其质量特性达到或优于原有新品的制造过程。再制造不同于产品维修或大修，在产品功能、技术性能及经济性等质量特性方面要不低于原型新品，是先进制造和绿色制造的重要组成部分。
[0004] 目前，关于服役中期钛合金压气机叶片的再制造主要采取尺寸恢复和损伤修补的方法恢复损伤叶片的三维尺寸，如采用激光熔覆、等离子熔覆、热喷涂及手工弧焊等技术对损伤部位进行修复。尽管修复后的转子叶片表面无明显缺陷，但经过一定服役周期后的叶片疲劳状态下降明显，导致修复后的叶片服役性能、可靠性和使用寿命大幅降低，常因叶片疲劳失效问题而造成设备提前报废，严重影响装备最大效能发挥甚至危及飞行安全。因此，目前对于服役中期钛合金压气机叶片尚未形成一套完整、系统的再制造方法。
发明内容
[0005] 本发明解决的技术问题在于提供一种服役中期钛合金压气机叶片的再制造方法，本申请提供的再制造方法在恢复损伤叶片三维尺寸的同时，提升叶片的服役性能、服役可靠性和使用寿命。
[0006] 有鉴于此，本申请提供了一种服役中期钛合金压气机叶片的再制造方法，包括以下步骤：
[0007] A)，将服役中期的钛合金压气机叶片的损伤区域进行预处理，将预处理后的叶片的损伤区域进行激光熔覆；
[0008] B)，将步骤A)得到的叶片的损伤区域进行修复后处理，将修复后处理后的叶片进行缺陷检测；
[0010] 优选的，步骤A)中，所述预处理具体为：
[0011] 将钛合金压气机叶片固定装夹，采用胶带对所述叶片的非损伤区域进行保护，采用硬质合金打磨头对所述叶片的损伤区域进行打磨处理；
[0012] 将打磨处理后的叶片进行表面清洗。
[0013] 优选的，步骤A)中，所述激光熔覆在保护气氛下进行，所述激光熔覆的熔覆层采用300～500目的TC4粉末制备。
[0014] 优选的，步骤A)中，所述激光熔覆的激光功率为500W～800W，送粉方式为同步送粉，送粉速率为10～20g/min，扫描速度为4～10mm/s，激光光斑直径为1.5～3.5mm，搭接率为40～60％。
[0015] 优选的，步骤B)中，所述修复后处理后的叶片的叶尖区域的表面粗糙度Ra<0.8μm，其余区域沿纵向的表面粗糙度Ra<3.2μm。
[0017] 优选的，步骤C)中，所述热处理具体为：
[0018] 在真空环境中，将步骤B)得到的叶片在600～700℃保温2h后冷却，再在550～590℃保温2～3h，炉冷至200℃，然后气冷至80～100℃后出炉。
[0019] 优选的，所述真空环境的真空度不低于6.0×10-4mbar。
[0020] 优选的，步骤C)中，所述喷丸包括依次进行的干式喷丸与湿式喷丸。
[0021] 优选的，所述干式喷丸采用0.2～0.5mm的铸钢丸，喷丸强度为0.3～0.6mmA，覆盖率为100～300％；所述湿式喷丸采用0.05～0.3mm的陶瓷丸，喷丸强度为0.2～0.4mmA，覆盖率为100～300％。
[0022] 本申请提供了一种服役中期钛合金压气机叶片的再制造方法，其依次包括：叶片损伤部位的预处理、激光熔敷修复损伤、修复后表面打磨处理、缺陷检测、去应力退火热处理、喷丸强化与振动光饰；本申请采用激光熔覆技术恢复损伤叶片三维尺寸，修复过程中热影响区小，修复层组织致密、无缺陷，在实现损伤叶片尺寸恢复的同时，结合缺陷检测、真空热处理和表面喷丸技术综合提升叶片的整体抗疲劳性能，大幅提高了叶片的服役性能、服役可靠性和使用寿命，解决了现有技术中存在的修复后产品性能可靠性低，服役性能和使用寿命难以满足要求等问题。附图说明
[0023] 图1为本发明服役中期钛合金压气机叶片的再制造方法的工艺流程图；
[0024] 图2为外物损伤压气机叶片的外观图；
[0025] 图3为采用本发明提供的再制造方法对损伤区域进行打磨处理后的压气机叶片外观图；
[0026] 图4为采用本发明提供的再制造方法对损伤区域修复后的压气机叶片外观图；
[0027] 图5为采用本发明提供的再制造方法再制造后的压气机叶片外观图。
具体实施方式
[0029] 本发明实施例公开了一种服役中期钛合金压气机叶片的再制造方法，包括以下步骤：
[0030] A)，将服役中期的钛合金压气机叶片的损伤区域进行预处理，将预处理后的叶片的损伤区域进行激光熔覆；
[0031] B)，将步骤A)得到的叶片的损伤区域进行修复后处理，将修复后处理后的叶片进行缺陷检测；
[0032] C)，将步骤B)得到的叶片进行热处理，再依次进行喷丸强化和振动光饰。
[0033] 本申请提供了一种服役中期钛合金压气机叶片的再制造方法，如图1所示，图1为本发明服役中期钛合金压气机叶片的再制造方法的工艺流程图，其包括：叶片表面预处理-激光熔覆修复损伤部位-修复后表面打磨处理-缺陷检测-真空去应力退火热处理-喷丸强化处理-振动光饰；本申请通过上述过程，在恢复损伤叶片三维尺寸的同时，提升了叶片的服役性能、服役可靠性和使用寿命，解决了现有技术存在的修复后产品性能可靠性低，服役性能和使用寿命难以满足要求等问题。
[0034] 本申请所述再制造方法主要针对服役中期钛合金压气机叶片，所述压气机叶片主要来源于某飞机发动机压气机叶片，对于叶片的修复再制造主要针对的是叶尖外物损伤，损伤部位通常不超过整个叶尖面积的10％。
[0035] 在服役中期钛合金压气机叶片的在制造过程中，本申请首先将损伤叶片的损伤区域进行预处理。本申请所述预处理具体为：
[0036] 将钛合金压气机叶片固定装夹，采用胶带对所述叶片的非损伤区域进行保护，采用硬质合金打磨头对所述叶片的损伤区域进行打磨处理；
[0037] 将打磨处理后的叶片优选采用丙酮溶液进行表面清洗。
[0038] 本申请进行所述预处理是为激光熔覆提供清洁基体表面，是进行激光熔覆和各种修复的前提和基础，表面清洗的质量直接影响熔覆层质量以及熔覆层与基体的结合强度。
[0039] 按照本发明，然后将预处理后的叶片的损伤部位进行激光熔覆。所述激光熔覆为本领域技术人员熟知的技术手段，此处不进行赘述。本申请采用激光熔覆进行修复是由于激光能量密度高，热影响区小，易于实现自动化控制，容易实现修复层的控形、控性，同时避免对基体产生变形和其它损伤。所述激光熔覆完成后，修复部位无明显缺陷，其尺寸能保证修磨出叶片型面。
[0040] 本申请所述激光熔覆优选在氩气保护气氛下进行，所述激光熔覆的熔覆层优选采用300～500目的TC4粉末制备。TC4为叶片本体材料或相近材料，其为α+β型钛合金。所述激光熔覆过程中影响熔覆层质量的工艺参数包括激光功率、激光光斑直径、激光扫描速度、修复粉末的送粉速度等；本申请所述激光熔覆的激光功率优选为500W～800W，送粉方式优选为同步送粉，送粉速率优选为10～20g/min，扫描速度优选为4～10mm/s，激光光斑直径优选为1.5～3.5mm，搭接率优选为40～60％。
[0041] 在其它参数不变的条件下，激光功率过大，热输入量大，容易造成叶片变形；激光功率过小，熔覆材料熔化不良，熔覆层与基体界面结合质量差。扫描速度过大，则激光光束作用时间短，易造成熔覆材料熔化不良，熔覆质量差；反之，则易造成熔覆层过熔和基体变形。光斑直径主要影响激光熔覆过程中的功率密度，而功率密度与功率对熔覆层的影响作用相近，当光斑直径过大时，功率密度低，则熔覆层熔化不良；光斑直径过小，则功率密度大，易造成过熔或基体变形。送粉速度主要影响单位时间内激光光束熔化的粉末材料数量，送粉速度过大，则单位时间内激光需要熔化的粉末材料量大，则易造成熔化不良；送粉速度过小，则单位时间内激光需要熔化的粉末材料量小，易造成熔覆层过熔。
[0042] 本申请然后将激光熔覆后的叶片进行修复后处理；激光熔覆后，由于熔覆层通过多道搭接构成，表面非常粗糙，可能存在浮渣、氧化皮等缺陷，上述缺陷在熔覆后必须去除，因此熔覆加工时会留有一定的加工余量，通过后处理进行叶片修型，去除多余熔覆材料，恢复叶片型面形状和尺寸精度。本申请优选采用手工打磨去除多余熔覆金属，以恢复叶片型面，打磨过程中避免损伤叶片基体，保证叶片基体和焊缝光滑过渡。所述修复后处理后的叶片的叶尖区域的表面粗糙度＜0.8μm，其余修复区域沿纵向的表面粗糙度＜3.2μm。由于修复后处理主要目的是修型，粗糙度满足要求易于后期步骤粗糙度的控制，如果粗糙度超标，经过后期的喷丸强化和表面光饰处理后，修复后的叶片无法实现与新品叶片一致的粗糙度要求。
[0043] 随后本申请则将修复后处理后的叶片进行缺陷检测，即对修复后的叶片优选进行超声波探伤、100％荧光探伤或X-光检查，检查合格则继续进行下一步工序，不合格予以报废处理。对修复后叶片质量进行缺陷检测，主要检测修复后叶片内部是否存在孔隙、裂纹、夹杂等缺陷，为确保航空飞行安全，对于存在超标缺陷的叶片按要求予以报废。在缺陷检测的过程中，进行荧光探伤检查，修复部位不允许有裂纹显示，允许存在直径小于0.13mm的凹坑；X-光检查，不允许存在裂纹显示，每个叶片之间只允许存在两处直径不大于0.15mm的夹杂和微孔，且缺陷间距不小于1.0mm。
[0044] 按照本发明，激光熔覆过程产生的热应力可能对零件使用性能产生负面影响，特别是不利于叶片疲劳性能的提高，因此需要将缺陷检测合格的叶片通过真空去应力退火去除有害应力。所述热处理具体为：
[0045] 在真空环境中，将缺陷检测合格的叶片在600～700℃保温2h后冷却，再在550～590℃保温2～3h，炉冷至200℃，然后气冷至80～100℃后出炉；所述真空环境的真空度不低于6.0×10-4mbar。
[0046] 在上述过程中，所述热处理的温度分别优选为620～680℃，560～580℃，所述真空环境的真空度优选为6.67×10-4mbar。
[0047] 本申请然后将热处理后的叶片进行喷丸强化，采用喷丸工艺对叶片型面进行表面强化处理，喷丸前叶片表面清洁、干燥无油污，保护好叶片非喷丸区域。本申请所述喷丸强化优选采用复合喷丸，即干式喷丸+湿式喷丸，所述干式喷丸为一次大强度干式喷丸，在叶片表面引入高水平压力，二次喷丸为湿式喷丸，以改善叶片表面粗糙度状态。在喷丸强化的过程中，所述干式喷丸采用0.2～0.5mm的铸钢丸，喷丸强度为0.3～0.6mmA，覆盖率为100～300％；所述湿式喷丸采用0.05～0.3mm的陶瓷丸，喷丸强度为0.2～0.4mmA，覆盖率为100～
300％。优选的，所述干式喷丸优选采用0.3mm的铸钢丸，喷丸强度为0.5mmA，覆盖率为
200％；所述湿式喷丸采用0.2mm的陶瓷丸，喷丸强度为0.35mmA，覆盖率为200％。本申请通过喷丸表面强化，引入压应力，提高叶片的疲劳性能；真空退火热处理后，叶片整体应力趋于0，而叶片表面处于压应力状态有利于改善其疲劳性能，因此需通过复合喷丸工艺引入压应力，提升零件的抗疲劳性能。
300％。优选的，所述干式喷丸优选采用0.3mm的铸钢丸，喷丸强度为0.5mmA，覆盖率为
200％；所述湿式喷丸采用0.2mm的陶瓷丸，喷丸强度为0.35mmA，覆盖率为200％。本申请通过喷丸表面强化，引入压应力，提高叶片的疲劳性能；真空退火热处理后，叶片整体应力趋于0，而叶片表面处于压应力状态有利于改善其疲劳性能，因此需通过复合喷丸工艺引入压应力，提升零件的抗疲劳性能。
[0048] 本申请最后对喷丸强化后的叶片进行振动光饰；喷丸处理后，叶片表面由于丸粒高速冲击形成微小的凸起和凹坑，形成粗糙表面，在叶片服役过程中这些表面微观凸起和凹坑部位容易造成应力集中，影响叶片使用性能，因此叶片使用前需进行表面光饰，提高表面粗糙度，消除应力集中隐患。所述振动光饰为本领域技术人员熟知的技术手段，此处不进行特别的限制。
[0049] 本申请提供了一种服役中期钛合金压气机叶片的再制造方法，其工艺流程包括：损伤部位打磨预处理-激光熔覆修复损伤部位-修复后表面打磨处理-缺陷检测-真空去应力退火热处理-喷丸强化处理-振动光饰。该方法实现了服役中期钛合金压气机叶片表面损伤的尺寸恢复和性能提升，解决了现有技术中存在修复手段匮乏、修复后产品性能和可靠性低、难以满足使用要求等问题，试验结果表明，本申请再制造后叶片满足发动机压气机使用的技术要求。
[0050] 为了进一步理解本发明，下面结合实施例对本发明提供的服役中期钛合金压气机叶片的再制造方法进行详细说明，本发明的保护范围不受以下实施例的限制。
[0051] 某型飞机发动机压气机2级风扇叶片型面因外物损伤而失效，采用本发明方法对其再制造，叶片材质TC4钛合金，损伤部位如图2所示，修复材料为TC4钛合金粉末，修复方法为激光熔覆，修复后进行表面喷丸强化，工艺为干式+湿式复合喷丸。
[0052] 具体按如下步骤进行：
[0053] 步骤1-预处理：采用BT100型专用保护胶带对叶片非打磨区域进行保护，采用硬质合金打磨头进行打磨，去除损伤部位裂纹扩展区、疲劳层和氧化层，打磨面不能存在圆弧或倒边，打磨面基体金属表面完全裸露，无氧化层和疲劳层等缺陷，之后采用丙酮溶液对打磨处理后叶片进行表面清洗；如图3所示，图3为本发明中对损伤区域进行打磨处理后的压气机叶片外观图；
[0054] 步骤2-激光熔覆修复损伤部位：在氩气保护气氛下对预处理后叶片进行激光熔覆修复，恢复叶片型面尺寸，并留有加工余量，采用粒度范围300～500目的TC4球形粉末进行熔覆层制备，如图4所示，图4为本实施例对损伤区域激光熔覆修复后的压气机叶片外观图；具体熔覆工艺参数如下：
[0056] 步骤3-熔覆后处理：按型面变化手工打磨去除多余熔覆金属，恢复叶片型面，打磨过程中避免损伤叶片基体，打磨顺序依次为叶背、叶尖、叶盆，打磨后叶片的叶尖区域的表面粗糙度＜0.8μm，其余区域沿纵向的表面粗糙度Ra<3.2μm，最后对修复部位进行手工抛修，保证叶片基体和焊缝光滑过渡；
[0057] 步骤4-缺陷检测：采用超声波探伤、100％荧光探伤或X射线检查等方法，对修复后叶片进行缺陷检测，要求叶片修复层区域无裂纹、夹杂、气孔等缺陷；
[0058] 步骤5-真空去应力退火热处理：在真空环境下，分别在620℃保温2h和580℃保温2h，炉冷至200℃，然后气冷至低于80℃出炉，完成叶片真空热处理；
[0059] 步骤6-喷丸强化处理：采用二次喷丸对叶片型面进行表面强化处理；一次喷丸采用0.3mm铸钢丸，喷丸方式为干喷，喷丸强度为0.5mmA，覆盖率200％，二次喷丸采用0.2mm陶瓷丸，喷丸方式为湿喷，喷丸强度为0.35mmN，覆盖率200％；步骤7-振动光饰：对强化后的叶片进行振动光饰，进一步优化叶片表面质量，图5为本实施例对损伤区域再制造后的压气机叶片外观图。
[0060] 经过本实施例再制造后叶片表面残余压应力不低于-600MPa，表面粗糙度Ra<0.5μm，使用寿命达到500小时以上。
[0061] 以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。
[0062] 对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。
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