[发明专利]航空发动机叶片的修复方法

说明书

本发明涉及航空关键零部件修复领域，具体涉及一种航空发动机叶片的修复方法，包括以下步骤：将待修复的叶片固定在选区激光熔化设备的成型腔内；在成型腔内铺设粉末至覆盖叶片的待修复区，使用激光束以设定功率沿设定路径扫描熔融所述粉末，扫描路径沿叶片弦向；熔池凝固后，形成沉积层，在不添加粉末的前提下，降低激光束功率按照所述设定路径对沉积层进行再次扫描以消除所述沉积层表面的晶粒，进而形成重熔层；重复上述操作，直至完成修复，使得粉末沿叶片的弦向逐层沉积在叶片上，柱状晶可以沿热流方向外延定向生长，减少叶片沿弦向的横向晶界，使得修复后的叶片在高温下呈现良好的力学性能。

技术领域

本发明涉及航空关键零部件修复领域，具体涉及一种航空发动机叶片的修复方法。

背景技术

钛合金以及镍基高温合金具有十分优越的综合力学性能，是航空发动机叶片、叶盘和整体叶盘的主要材料。由于航空发动机的服役环境恶劣，叶片在长期的高温高压条件下会产生裂纹、遭受腐蚀、发生磨损，导致工件失效报废。传统的修复方法如钨极氩弧焊、线性摩擦焊等易产生气孔、氢脆、裂纹等缺陷。针对以上问题，迫切需要采用一种先进的修复技术来实现损伤零部件的高质高效修复，恢复损伤零部件的几何性能和力学性能，延长其使用寿命，并减少更换新件的数量，降低经济损失，提高资源利用率。

目前使用的传统增材制造方法采用相邻沉积层之间旋转67°的方法进行扫描，但扫描路径的旋转不利于枝晶沿热流方向外延生长，无法形成定向生长的凝固组织，不利于提高修复叶片的高温力学性能。

发明内容

本发明旨在至少在一定程度上解决相关技术中的上述技术问题。为此，本发明提出一种航空发动机叶片的修复方法，大大缩短了零部件的制造周期，节省原材料，提高材料利用率。

为了实现上述目的，本发明第一方面提供了一种航空发动机叶片的修复方法，包括以下步骤：

将待修复的叶片固定在选区激光熔化设备的成型腔内；

在所述成型腔内铺设粉末至覆盖叶片的待修复区，使用激光束以设定功率沿设定路径扫描熔融所述粉末，所述设定路径为叶片的弦向；

熔池凝固后，形成沉积层，在不添加粉末的前提下，降低激光束功率按照所述设定路径对沉积层进行再次扫描以消除所述沉积层表面的晶粒，进而形成重熔层；

然后成型腔内的升降机构降低，铺设下一层粉末，再次执行上述操作，得到下一沉积层；重复上述操作，直至完成修复。

另外，根据本发明上述航空发动机叶片的修复方法还可以具有如下附加的技术特征：

根据本发明的一个实施例，所述重熔层相邻的两道激光束扫描路线为平行等距直线。

根据本发明的一个实施例，所述重熔层相邻的两道激光束扫描路线反向进行，即所述激光束的扫描路径呈Z字形。

根据本发明的一个实施例，所述重熔层与所述下一层上的扫描路径重合，以使得相邻两层的扫描熔池轨迹相同。

根据本发明的一个实施例，所述选区激光熔化设备的工艺参数为激光功率260-320W，激光扫描速率900-1000mm/s，光斑直径90μm，铺粉层厚40-50μm，搭接间距0.05-0.09mm。

根据本发明的一个实施例，所述激光功率降低功率至100-150KW。

根据本发明的一个实施例，在将所述待修复的叶片固定在所述成型腔内之前还包括以下步骤：

根据本发明的一个实施例，所述待修复的叶片为去除热障涂层后的叶片。

根据本发明的一个实施例，对完成修复后的叶片进行去应力热处理。

根据本发明的一个实施例，将叶片进行所述去应力热处理的步骤包括将空气炉加热到550℃，放入完成修复的叶片，保温后空气冷却。