激光再制造在航空維修中的運(yùn)用分析

張濤

摘要：針對(duì)激光再制造技術(shù)，在簡(jiǎn)述其原理、優(yōu)勢(shì)和特點(diǎn)的基礎(chǔ)上，對(duì)其在航空維修過(guò)程中的應(yīng)用進(jìn)行深入分析，旨在為這項(xiàng)技術(shù)的廣泛應(yīng)用奠定良好基礎(chǔ)，創(chuàng)造必要的條件。

關(guān)鍵詞：航空維修;航空材料;激光再制造

激光再制造是一項(xiàng)近年來(lái)才興起并迅速引起人們關(guān)注的制造技術(shù)，將已經(jīng)失去價(jià)值的零部件作為毛坯，通過(guò)基于激光熔覆的高新技術(shù)應(yīng)用對(duì)毛坯進(jìn)行修復(fù)或升級(jí)，以此獲得性能與質(zhì)量都優(yōu)于新品的再制造品。

1激光再制造技術(shù)

在航空維修領(lǐng)域，激光再制造將激光焊接與熔覆兩項(xiàng)技術(shù)作為基礎(chǔ)，以激光為主要熱源，并結(jié)合計(jì)算機(jī)與制造技術(shù)，對(duì)結(jié)構(gòu)件上的不同損傷部位予以修復(fù)。其中，激光焊接主要在薄壁結(jié)構(gòu)中使用，而激光熔覆主要在實(shí)體結(jié)構(gòu)中使用。長(zhǎng)時(shí)間以來(lái)，航空維修都使用TIG與MIG兩項(xiàng)焊接技術(shù)，尤其是對(duì)航空葉片進(jìn)行的維修。這樣存在很實(shí)際問(wèn)題，比如，對(duì)待維修處理葉片提出了很多要求與限制，很多葉片無(wú)法使用這些焊接技術(shù)進(jìn)行維修，或在維修時(shí)因?yàn)闊釗p傷、變形與開(kāi)裂導(dǎo)致葉片直接報(bào)廢，或因?yàn)樾迯?fù)過(guò)程中受到高溫作用導(dǎo)致性能大幅降低，使葉片的使用壽命被大幅縮短，降低可靠性。另外，采用這種焊接技術(shù)進(jìn)行維修時(shí)，工作效率相對(duì)較低，表面成形質(zhì)量很差，且加工工藝復(fù)雜，很難控制。

激光再制造的出現(xiàn)和應(yīng)用為航空維修領(lǐng)域提供了新的思想與方法。因其整個(gè)過(guò)程都能實(shí)現(xiàn)自動(dòng)化，且不會(huì)產(chǎn)生太大的熱應(yīng)力，基本沒(méi)有變形，可以對(duì)可焊性相對(duì)較差的材料進(jìn)行維修。因其凝固與冷卻速度都很快，所以無(wú)論是維修區(qū)還是熱影響區(qū)，均能長(zhǎng)時(shí)間保持相對(duì)較高的韌性及強(qiáng)度，進(jìn)而獲得滿(mǎn)意的成果[1]。

2在鋁合金構(gòu)件中的運(yùn)用

對(duì)于鋁合金構(gòu)件，當(dāng)在含鹽霧、含塵和含水條件下使用時(shí)，可能產(chǎn)生腐蝕損傷現(xiàn)象，比如發(fā)動(dòng)機(jī)的螺旋槳葉，其腐蝕損傷程度相對(duì)嚴(yán)重，隨時(shí)可能提前退出使用，導(dǎo)致飛機(jī)整體完好率明顯降低，引起不同程度的損失。對(duì)此，可借助激光熔覆技術(shù)對(duì)其進(jìn)行修復(fù)，以恢復(fù)構(gòu)件具有的性能。

界面上激光熔池大部分熱量都由基體進(jìn)行傳導(dǎo)，這一部位的溫度梯度可以達(dá)到最大，在熔池凝固時(shí)界面部位往往最先開(kāi)始結(jié)晶。因溫度梯度和界面保持垂直，所以這一部位晶體的具體生長(zhǎng)方向是和界面相垂直。在界面上形成了晶核之后，枝晶將沿著逆向不斷向熔池當(dāng)中繼續(xù)生長(zhǎng)，在晶軸和界面相斜交的部分生長(zhǎng)至一定程度之后，將會(huì)因?yàn)橄噜従Я５挠绊懚鵁o(wú)法繼續(xù)生長(zhǎng)，此時(shí)只剩下與界面相垂直的晶?？梢韵蛞后w金屬方向生長(zhǎng)，最終得到柱體形狀的晶組織。伴隨晶體前沿不斷向熔池內(nèi)的推進(jìn)，溫度梯度將明顯降低，使結(jié)晶的速度不斷增加，減小晶粒的尺寸，表現(xiàn)出一定多向趨勢(shì)[2]。

對(duì)采用激光再制造技術(shù)修復(fù)完成的試樣和標(biāo)準(zhǔn)試樣實(shí)施疲勞對(duì)比試驗(yàn)可知，采用激光熔鑄技術(shù)修復(fù)完成的試樣，其疲勞性能比標(biāo)準(zhǔn)試樣明顯下降，其原因?yàn)樵谌坭T層當(dāng)中存在缺陷，可能由此產(chǎn)生裂紋，處在熔鑄層底的部分晶體粒子表現(xiàn)出明顯應(yīng)力開(kāi)裂趨勢(shì)。另外，由于熔鑄后有殘余拉應(yīng)力存在，所以會(huì)使裂紋產(chǎn)生和擴(kuò)展都被明顯加速。

3在轉(zhuǎn)子葉片中的運(yùn)用

對(duì)于轉(zhuǎn)子葉片，它在航空發(fā)動(dòng)機(jī)中是一個(gè)重要零部件，因其屬于轉(zhuǎn)動(dòng)速度較高的動(dòng)部件，且數(shù)量較多、體型單薄、載荷較大、所處環(huán)境復(fù)雜，所以往往有很高的故障發(fā)生率。使轉(zhuǎn)子葉片失效損壞的原因包括疲勞破壞、腐蝕與磨損等。借助NiCrMoNb合金與二氧化碳熔覆技術(shù)修復(fù)基體表面，修復(fù)完成后經(jīng)試驗(yàn)可知失效葉片具有的耐磨性能比新品要高[3]。

修復(fù)后，熔覆區(qū)和基體之間有良好結(jié)合，整條結(jié)合帶保持平滑，無(wú)裂紋，基體和熔覆層之間的浸潤(rùn)性良好。在相鄰的兩個(gè)搭接部位有良好結(jié)合，整個(gè)過(guò)渡區(qū)均保持平滑。在結(jié)合帶上有一個(gè)白亮帶，是一個(gè)厚度很小的晶組織，帶寬在10-20μm范圍內(nèi)。對(duì)于熔覆層晶離，其形狀主要有三種，分別為網(wǎng)狀、柱狀與枝狀。在熔覆層中與結(jié)合帶相靠近的晶例，一般是尺寸相對(duì)較大的柱狀晶組織。對(duì)柱狀晶而言，其晶軸和熔合線之間基本保持垂直，寬度在8-12μm范圍內(nèi)，而軸向長(zhǎng)度在50-60μm范圍內(nèi)。在遠(yuǎn)離結(jié)合帶一段距離后，與熔覆層表層相靠近的晶粒是尺寸較小的枝狀晶，還可以見(jiàn)到網(wǎng)狀晶不斷增多。對(duì)枝狀晶而言，其寬度在4-6μm范圍內(nèi)，長(zhǎng)度在20-30μm范圍內(nèi)。熔覆區(qū)最外層的晶格以網(wǎng)狀為主[4]。

在磨損量方面，基體比熔覆層高很多。對(duì)熔覆層而言，其磨損量只有基體1/2左右。其主要原因在于熔覆層的顯微組織更加細(xì)小和致密。采用激光熔覆技術(shù)時(shí)，鐵、鉻、鉬等將完成奧氏體固溶強(qiáng)化;鋁等金屬將產(chǎn)生沉淀強(qiáng)化。此時(shí)熔覆層的表面并非硬度為最大的部位，當(dāng)與結(jié)合帶之間的距離減小時(shí)，硬度將明顯提高。硬度的峰值產(chǎn)生在與結(jié)合帶邊緣相靠近的部位，具體的硬度值為450Hv。

4結(jié)語(yǔ)

綜上所述，激光再制造的出現(xiàn)與應(yīng)用能為航空維修領(lǐng)域提供新方法與新途徑，這項(xiàng)技術(shù)可以在不同的航空材料中廣泛應(yīng)用，確保航空維修得以順利其可靠的進(jìn)行。另外，這項(xiàng)技術(shù)的應(yīng)用還能增強(qiáng)零件自身表面性能，從而提高再制造這項(xiàng)技術(shù)的經(jīng)濟(jì)效益。伴隨激光再制造不斷成熟，技術(shù)本身的功能與性能都將得到不斷的完善和提高，這將為技術(shù)在航空裝備維修領(lǐng)域的進(jìn)一步應(yīng)用奠定良好基礎(chǔ)。目前，國(guó)外航空維修領(lǐng)域?qū)@項(xiàng)技術(shù)的實(shí)際應(yīng)用引起了高度關(guān)注。在這種情況下，我國(guó)也需要度其引起足夠的重視，根據(jù)具體情況制定與現(xiàn)有裝備相適應(yīng)的技術(shù)體系。

參考文獻(xiàn)

[1]陳興，顧加進(jìn)，王化清.機(jī)車(chē)高價(jià)值零部件和工藝裝備再制造應(yīng)用與設(shè)想[J].金屬加工（冷加工），2020，11（12）：8-11.

[2]王爭(zhēng)強(qiáng)，李文戈，杜旭，趙遠(yuǎn)濤.激光熔覆技術(shù)在軸類(lèi)零件再制造過(guò)程中的應(yīng)用現(xiàn)狀[J].機(jī)械工程材料，2020，44（11）：35-40.

[3]余芬，張金，王寧，王濤.鈦合金薄壁件激光熔覆銑削再制造后的平面度變化[J].機(jī)械工程材料，2020，44（11）：106-110.

[4]肖雪峰，齊先勝，李碩，劉和平.高速動(dòng)車(chē)組車(chē)軸激光熔覆再制造填充粉末選型研究[J].金屬加工（熱加工），2020，10（11）：38-42.

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