用于飞行器涡轮发动机叶片的修复焊接的方法技术

本发明专利技术涉及一种用于航空涡轮发动机叶片(102)的修复焊接的方法，所述叶片包括由前缘(106)和后缘(104)连接的下表面和上表面，所述叶片还包括被称为末端部(108)的自由端部，该方法包括对所述末端部进行修复焊接并且包括以下步骤：

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】用于飞行器涡轮发动机叶片的修复焊接的方法


[0001]本专利技术涉及飞行器涡轮发动机领域，特别地涉及GE 90
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115K型发动机的一体式叶片盘(已知为法语缩写DAM)的叶片末端部的修复。更具体地，本专利技术的目的是能够在基于增材制造修复技术(LMD，“Laser Metal Deposition(激光金属沉积)”的首字母缩写词)的新发展的背景下实施叶片的修复焊接。

技术介绍

[0002]技术背景特别地包括文献DE 42 37 052 A1、DE 10 2009 043136 A1和DE 195 47 903 C1。
[0003]在已知的方式中，对于一体式叶片盘的叶片末端部的修复，所述末端部的修复焊接是通过经由粉末沉积和熔融实现的增材制造方法来进行的，该方法也被称为LMD
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p方法(“Laser Metal Deposition
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powder(激光金属沉积
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粉末)”的缩写)。
[0004]所述末端部的修复焊接是从叶片的前缘到叶片的后缘进行的一种线性修复焊接。线性修复焊接必然包括焊道的起点和终点。
[0005]要解决的问题：从冶金健康的角度来看，焊道的开始区域和结束区域被认为是敏感的，并且可能包含诸如缺乏键合或塌陷等缺陷，从技术和质量的角度来看，这些缺陷都是不可接受的。
[0006]缺陷的主要原因，一方面来自叶片的每一端部的几何形状(与前缘的半径有关)，另一方面来自叶片的每一端部(前缘或后缘)的厚度。
[0007]为了避免在成品部件中发现这些敏感区域，使用了止挡件。
[0008]这些止挡件是牺牲部件，即牺牲品，牺牲部件通常通过焊接方法、特别是通过点焊固定在叶片上。
[0009]止挡件到叶片的附接必须是充分的(例如通过穿透焊接)，以确保止挡件在修复焊接期间保持在原位，同时避免粘连的风险(但粘连的风险也必须限制在最低限度)，以免在冶金和尺寸方面影响最终部件。成品部件的受冶金影响的区域被称为热影响区域；成品部件中受尺寸影响的区域被称为叶片变形区域。
[0010]迄今为止使用的止挡件(也被称为点焊止挡件)是基于标准止挡件的几何形状的。
[0011]图1示出了根据现有技术的由多个叶片12组成的一体式叶片盘10，在叶片上布置有止挡件14a、14b。止挡件14b布置在叶片12的前缘11上，而止挡件14a布置在叶片12的后缘13上。围绕压力侧和吸力侧的前缘和后缘的突起16b、16a使得止挡件14a、14b能够在叶片12处被点焊。特别地，突起16b围绕叶片12的压力侧和吸力侧的前缘，而突起16a围绕叶片12的压力侧和吸力侧的后缘。一体式叶片盘10的叶片12的压力侧在图1和虚线框B中示出，而叶片12的吸力侧在虚线框C中示出。
[0012]然而，尚未发现在使点焊穿透以确保良好地保持止挡件和使点焊轻巧以避免叶片上的衰退区域(即热影响区域)之间的平衡。
[0013]事实上，在第一次修复焊接期间，止挡件系统地塌陷，导致不可接受的射线照相指
示。
[0014]例如，图2示出了在使用LMD
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p工艺进行修复焊接期间塌陷的一体式叶片盘的叶片12。在该图中，A线表示叶片12后缘的塌陷。
[0015]进行了多项测试，以避免在通过LMD
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p方法进行修复焊接期间一体式叶片盘的叶片塌陷。测试全部在三个叶片上进行。每次点焊后进行X射线检查，以突出任何气孔或线性指示。
[0016]图3a、图3b、图5a、图5b、图7a、图7b、图9a以及图9b中所示的止挡件示出了通过点焊到叶片上而固定的标准几何形状的止挡件。
[0017]有人建议缩短止挡件的突起，以避免止挡件塌陷。图3a和图3b示出了叶片12，与图1中的突起相比，具有缩短的突起26的止挡件24通过点焊而固定到该叶片。
[0018]图4示出了图3a和图3b的叶片12的X光照片，然而，如图4所示，通过这样的止挡件24，在X光照片上观察到气孔以及线性指示。
[0019]为了消除键合不足，建议在第一次通过时在焊道(从前缘到后缘的超过15mm的长度)的开始和结束处增加功率。然而，这导致在叶片12的前缘和后缘处有更大的穿透。
[0020]也有人建议减轻止挡件，同时保持止挡件具有相同的几何形状。图5a和图5b示出了叶片12，止挡件34通过点焊固定到叶片上，该止挡件相对于图1的止挡件减轻了重量。
[0021]图6示出了图5a和图5b中的叶片12的X光照片，然而，如图6所示，通过这样的止挡件34，在X光照片上观察到气孔以及过多的穿透。
[0022]也有人建议应修改止挡件的高度，以使叶片末端部保持尽可能自由并保持与叶片前缘的接触。图7a和图7b示出了叶片12，止挡件44通过点焊固定到该叶片上，相对于图1的止挡件，止挡件44在叶片12的末端部44上的高度被改变。在图7a中，尺寸d1大体上等于3.0mm并且尺寸d2大体上等于0.5mm。
[0023]图8示出了图7a和图7b的叶片12的X光照片，然而，如图8所示，通过这样的止挡件44，在X光照片上观察到线性指示、键合问题、以及在叶片的前缘和后缘上具有塌陷的气孔，这些气孔是由于功率的变化引起的，以避免缺乏线性键合。
[0024]还建议清除叶片的末端部以避免丧失连接。图9a和图9b示出了叶片12，止挡件54通过点焊固定到该叶片上，与图1中的止挡件相比，该止挡件54的高度被修改以清除叶片12的末端部。
[0025]然而，通过这样的止挡件54，在X光照片上系统地观察到气孔、线性指示和过度穿透。这些缺点是由于将止挡件54点焊在叶片12上造成的。
[0026]本专利技术的目的是提出一种解决这些缺陷中的至少一些缺陷的解决方案。
[0027]特别地，本专利技术提出研究将止挡件固定到涡轮发动机叶片，特别是固定到一体式叶片盘的叶片的方法。

技术实现思路

[0028]为此，本专利技术涉及一种用于航空涡轮发动机叶片的修复焊接的方法，所述叶片包括由前缘和后缘连接的压力侧和吸力侧，所述叶片还包括被称为末端部的自由端部，该方法包括对该末端部进行修复焊接并且包括以下步骤：
[0029]‑
在所述末端部处将第一止挡件固定到所述前缘并且在所述末端部处将第二止挡
件固定到所述后缘，
[0030]‑
从所述第一止挡件到所述第二止挡件在所述末端部上沉积修复焊道，以及
[0031]‑
移除所述第一止挡件和所述第二止挡件，
[0032]所述方法的特征在于，仅通过将所述第一止挡件和所述第二止挡件挤压在所述前缘和所述后缘上来固定所述第一止挡件和所述第二止挡件。
[0033]因此，本专利技术有利地提出消除对止挡件的点焊。
[0034]根据本专利技术，止挡件通过机械作用，更准确地说，通过挤压被保持在止挡件上。这种附接方法有利地使得能够避免在叶片上产生热影响区域，同时确保充分的保持。因此，本发本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】1.一种用于航空涡轮发动机叶片(102)的修复焊接的方法，所述叶片(102)包括由前缘(106)和后缘(104)连接的压力侧和吸力侧，所述叶片(102)还包括被称为末端部(108)的自由端部，所述方法包括对该末端部(108)进行修复焊接并且包括以下步骤：
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在所述末端部(108)处将第一止挡件(110)固定到所述前缘(106)并且在所述末端部(108)处将第二止挡件(112)固定到所述后缘(104)，
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从所述第一止挡件(110)到所述第二止挡件(112)在所述末端部(108)上沉积修复焊道，以及
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移除所述第一止挡件和第二止挡件(110，112)，所述方法的特征在于，仅通过将所述第一止挡件和所述第二止挡件(110，112)挤压在所述前缘和所述后缘(104，106)上来固定所述第一止挡件和所述第二止挡件(110，112)。2.根据前一项权利要求所述的修复焊接方法，其中，沉积所述修复焊道的步骤通过经由粉末沉积和熔融实现的增材制造来执行。3.根据前述权利要求中任一项所述的修复焊接方法，其中，所述第一止挡件和所述第二止挡件(110，112)由与所述修复焊道的材料相同的材料制成。4.根据前一项权利要求所述的修复焊接方法，其中，所述第一止挡件和所述第二止挡件(110，112)以及所述修复焊道由载有6％铝和4％钒的钛制成。5.根据前述权利要求中任一项所述的修复焊接方法，所述修复焊接方法还包括：在固定所述第...

【专利技术属性】
技术研发人员：帕斯卡尔，
申请(专利权)人：赛峰飞机发动机公司，
类型：发明
国别省市：