涡轮叶片锯齿冠磨损故障的修复方法技术

本发明专利技术公开的一种涡轮叶片锯齿冠磨损故障的修复方法，旨在提供一种能够有效提高涡轮叶片锯齿冠的耐磨性能、合金粉末匹配性好、近净成形修复涡轮叶片锯齿冠磨损故障的方法。本发明专利技术是通过下述技术方案予以实现：采用激光立体成型熔覆耐磨合金粉末对锯齿冠工作面进行尺寸修复，激光功率为500W，光斑尺寸为Φ1.2~Φ1.3 mm，扫描速度为5~6 mm/s，送粉量为11~12 g/min，累计熔覆3层；达到近净成形修复后，采用950±10℃，保温30min进行真空去应力热处理。本发明专利技术修复后的锯齿冠耐磨层抗剪切强度、硬度、抗微动磨损性能均十分优越，且与基体材料匹配性好，冷热疲劳抗力高，耐磨层经多次冷热循环无裂纹、掉块等故障，满足发动机一个大修周期的要求。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航空发动机零部件维修领域，特别涉及了一种材料为牌号为ЖС6У的Ⅱ级涡轮工作叶片锯齿冠磨损面激光熔覆耐磨合金粉末的修复方法。
技术介绍
航空发动机Ⅱ级涡轮工作叶片是用高温合金精密铸造成的多孔气冷式带冠叶片。尾部制有锯齿冠结构，利用锯齿冠结构吸收振动，延长涡轮叶片的工作寿命。由于涡轮工作叶片在工作中有气动弯矩作用在叶身上，长期服役中的锯齿冠结构，产生的微动磨损，逐渐降低了减振效果，增加了叶片疲劳断裂的风险。发动机返厂大修时，为了降低更换新涡轮叶片的费用，必须对锯齿冠尺寸超差的涡轮叶片进行恢复尺寸修理。俄方大修指南要求采用空心阴极真空电弧钎焊ВЖЛ2-ВИ耐磨合金块，该方法步骤为：磨削去除叶冠工作面尺寸超差的旧耐磨块和钎料，用丙酮将叶片锯齿冠和新耐磨块清洗干净，将钎料薄片夹于叶冠与新耐磨合金块之间，形成“三明治”结构，然后在真空室中通过全阴极电弧对“三明治”从侧面加热，待钎料熔化并润湿叶冠和耐磨块后，冷却，形成钎焊焊缝。实践发现，该方法的不足之处在于，全阴极电弧只能加热“三明治”表面，“三明治”中心部位的钎料薄片的熔化完全依赖于热传导，可控性较差，经常出现表面过烧，而中心部位钎料薄片仍未熔化的现象，造成叶冠表面局部塌陷而中心部位钎料未熔化、未钎满等缺陷，钎焊质量不稳定，合格率低。现有技术为了提高涡轮叶片叶冠耐磨性，针对K403、K417合金叶片公开了通过氩弧焊堆焊CoCrW/CoCrMo合金的方法，针对DZ125合金叶片公开了激光熔覆CoCrW合金粉末的方法，以上方法存在的不足之处在于，堆焊（或熔覆）的CoCrW/CoCrMo耐磨层与叶片基体材料热膨胀系数差异较大，冷热疲劳抗力较差，叶冠CoCrW/CoCrMo耐磨层在多次冷热循环中易出现裂纹、掉块。
技术实现思路
本专利技术的目的是针对现有技术俄方钎焊存在的不足之处，以及氩弧堆焊/激光熔覆CoCrW/CoCrMo耐磨合金的缺点，提供一种操作简单、工艺可靠、合格率高、耐磨层性能优异的涡轮叶片锯齿冠磨损故障的修复方法。本专利技术的上述目的可以通过以下技术方案予以实现：一种涡轮叶片锯齿冠磨损故障的修复方法，具有如下技术特征：针对材料牌号为ЖС6У的Ⅱ级涡轮叶片，按修理流程：打磨去除旧耐磨块和钎料→清洗→激光熔覆→去应力热处理→打磨修型；打磨去除叶冠工作面尺寸超差的旧耐磨块和钎料；用丙酮将叶片锯齿冠工作面清洗干净、晾干；将涡轮叶片锯齿冠工作面朝上，放置于激光熔覆氩气保护室中，以粒度为（-100～+325）目的Ni基耐磨合金粉末Ni-35-01A为熔覆材料，采用激光熔覆参数为：激光功率为500W，光斑尺寸为Φ1.2~Φ1.3 mm，扫描速度为5~6 mm/s，送粉量为11 ~12 g/min，对锯齿冠工作面进行激光熔覆耐磨合金层，累计熔覆3层；达到近净成形修复后，采用950±10℃，保温30min进行真空去应力热处理；用机械打磨修型恢复锯齿冠尺寸。本专利技术相比于现有技术具有如下有益效果。修理工艺过程稳定，合格率高。本专利技术采用激光熔覆合金粉末的立体成型方法修复涡轮叶片锯齿冠耐磨层，避免了空心阴极真空电弧钎焊耐磨块时叶冠表面过烧、局部塌陷、中心部位钎料未熔化、未钎满、合格率低等钎焊缺陷。耐磨层性能优越，与叶片基体匹配性好。本专利技术以Ni基耐磨合金粉末Ni-35-01A进行为熔覆材料，熔覆的耐磨层与涡轮叶片基体（牌号为ЖС6У的Ni基材料）的膨胀系数相近，耐磨层的冷热疲劳抗力高，有效克服了堆焊（或熔覆）的CoCrW/CoCrMo耐磨层与基体材料因热膨胀系数差异大，多次冷热循环易产生裂纹、掉块的弊端。经测试证明，采用本专利技术修复的锯齿冠耐磨层结合强度高，抗剪切强度≥350MPa，远高于俄大修指南规定值；耐磨层室温的显微硬度≥560，在750℃环境中进行微动磨损性能测试，熔覆层的耐磨性能十分优越，且冷热疲劳抗力高，组织稳定性好，叶冠耐磨层经多次冷热循环仍无裂纹、掉块等故障，满足该型发动机工作要求。有效解决了该型发动机大修中Ⅱ级涡轮叶片报废量过大的问题，不仅降低了修理成本，提高了经济效益，同时，又保证了涡轮叶片工作可靠性。具体实施例方式根据本专利技术，按修理流程：打磨去除旧耐磨块和钎料→清洗→激光熔覆→去应力热处理→打磨修型。针对材料为ЖС6У的航空发动机Ⅱ级涡轮叶片，采用机械打磨去除叶冠工作面尺寸超差的旧耐磨块和钎料，用丙酮将叶片锯齿冠工作面清洗干净、晾干，然后将涡轮叶片锯齿冠工作面朝上放置于激光熔覆氩气保护室中，以粒度为（-100～+325）目的Ni基耐磨合金粉末Ni-35-01A为熔覆材料，采用激光熔覆参数为：激光功率为500W，光斑尺寸为Φ1.2～Φ1.3 mm，扫描速度为5～6 mm/s，送粉量为11 ～12 g/min，对锯齿冠工作面通过激光立体成型熔覆耐磨层，累计熔覆3层，待达到近净成形修复后，将叶片装进真空炉，升温至950±10℃，保温30min进行去应力热处理，最后根据装配时配合度要求，采用机械打磨修型恢复锯齿冠尺寸。Ni基耐磨合金粉末Ni-35-01A化学成分的质量分数：按重量百分比：Cr为（13.00～16.00）%，Mo为（13.00～15.00）%，W为（8.50～10.00）%，Fe为（2.50～3.50）%，Al为（2.00～3.50）%，Ti为（2.00～3.00）%，Si为（1.00～2.00）%，C为（0.12～0.18）%，B为≤0.06%，S为≤0.02%，P为≤0.02%，Ni为余量。实施例1针对材料牌号为ЖС6У的锯齿冠磨损尺寸超差的Ⅱ级涡轮叶片30件，按修理流程：打磨去除旧耐磨块和钎料→清洗→激光熔覆→去应力热处理→打磨修型。具体流程如下：（1）采用机械打磨去除叶冠工作面尺寸超差的旧耐磨块和钎料，直至露出涡轮叶片锯齿冠的基体材料；（2）用棉布沾丙酮擦拭叶片锯齿冠部位及周围，去除油污和脏物，然后将叶片晾干；（3）经过激光熔覆设备过渡舱中转将叶片转入氩气保护室，使锯齿冠工作面朝上放置于激光喷头下方，采用同轴送粉喷嘴同步送（-100～+325）目的Ni基耐磨合金粉末Ni-35-01A，对叶片锯齿冠工作面进行激光熔覆耐磨合金层修复尺寸，使用光纤激光器功率为500W,光斑尺寸为Φ1.3mm，扫描速度为5mm/s，送粉量为11g/min，采用多道多层熔覆，道与道搭接率45%，累计熔覆3层，达到近净成形修复。（4）将近净成形修复的涡轮叶片装进真空炉，升温至950℃，保温30min进行去应力热处理。（5）对热处理后的涡轮叶片采用机械打磨修型恢复锯齿冠尺寸，达到叶片装配时配合度要求。采用以上方法修理后的涡轮叶片经X光探伤和荧光探伤，无裂纹、无未熔合等缺陷，符合故障检查标准，满足一个大修周期的要求。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种涡轮叶片锯齿冠磨损故障的修复方法，具有如下技术特征：针对材料牌号为ЖС6У的Ⅱ级涡轮叶片，按修理流程：打磨去除旧耐磨块和钎料→清洗→激光熔覆→去应力热处理→打磨修型；打磨去除叶冠工作面尺寸超差的旧耐磨块和钎料；用丙酮将叶片锯齿冠工作面清洗干净、晾干；将涡轮叶片锯齿冠工作面朝上，放置于激光熔覆氩气保护室中，以粒度为（‑100～+325）目的Ni基耐磨合金粉末Ni‑35‑01A为熔覆材料，采用激光熔覆参数为：激光功率为500W，光斑尺寸为Φ1.2~Φ1.3 mm，扫描速度为5~6 mm/s，送粉量为11 ~12 g/min，对锯齿冠工作面进行激光熔覆耐磨合金层，累计熔覆3层；达到近净成形修复后，采用950±10℃，保温30min进行真空去应力热处理；用机械打磨修型恢复锯齿冠尺寸。

【技术特征摘要】
1.一种涡轮叶片锯齿冠磨损故障的修复方法，具有如下技术特征：针对材料牌号为ЖС6У的Ⅱ级涡轮叶片，按修理流程：打磨去除旧耐磨块和钎料→清洗→激光熔覆→去应力热处理→打磨修型；打磨去除叶冠工作面尺寸超差的旧耐磨块和钎料；用丙酮将叶片锯齿冠工作面清洗干净、晾干；将涡轮叶片锯齿冠工作面朝上，放置于激光熔覆氩气保护室中，以粒度为（-100～+325）目的Ni基耐磨合金粉末Ni-35-01A为熔覆材料，采用激光熔覆参数为：激光功率为500W，光斑尺寸为Φ1.2~Φ1.3 mm，扫描速度为5~6 mm/s，送粉量为11 ~12 g/min，对锯齿冠工作面进行激...

【专利技术属性】
技术研发人员：钱磊，郭双全，曾利，
申请(专利权)人：中国人民解放军第五七一九工厂，
类型：发明
国别省市：四川;51