技术领域
[0001] 本发明涉及激光熔覆修复技术领域，具体而言涉及一种航空发动机叶片叶尖的激光熔覆修复方法。
相关背景技术
[0002] 目前，航空发动机叶片常采用钛合金、镍基合金和不锈钢作为主要原料，并采用精密熔模铸造成形。因此，航空发动机叶片破损后难以修复，通常是直接通过购买叶片进行替换，成本巨大。
[0003] 激光熔覆技术是一种激光技术为基础与增材制造技术相结合的先进制造技术，作为一项先进的制造加工技术，其广泛应用于材料的表面改性、金属3D打印和失效零部件的修复等方面，通过激光熔覆技术对航空发动机叶片进行堆叠修复，可以大大降低成本。
[0004] 但是，在采用激光熔覆技术进行航空发动机叶片的修复过程，由于叶片的叶尖尖端狭窄，极易出现热累积，出现球化现象，并且由于热累积较严重叶尖尖端会出现热累积塌陷，使修复叶片难以成形，出现较大缺陷。
具体实施方式
[0043] 为了更了解本发明的技术内容，特举具体实施例并配合所附图式说明如下。
[0044] 在本公开中参照附图来描述本发明的各方面，附图中示出了许多说明的实施例。本公开的实施例不必定意在包括本发明的所有方面。应当理解，上面介绍的多种构思和实施例，以及下面更加详细地描述的那些构思和实施方式可以以很多方式中任意一种来实施。
[0045] IN‑625合金是以钼、铌为主要强化元素的固溶强化型镍基变形高温合金，具有优良的耐腐蚀和抗氧化性能，从低温到980℃均具有良好的拉伸性能和疲劳性能，并且耐盐雾气氛下的应力腐蚀。因此，可广泛用于制造航空发动机零部件、宇航结构部件和化工设备。
[0046] 在采用激光熔覆对航空发动机叶片的修复中，减少叶尖两端热累积塌陷，使报废叶片修复后具有合理的表面形貌，良好的内部组织性能，是在叶片修复过程中需要解决的关键问题；同时，需要构建完整可行的工艺路线，实现报废叶片小批量生产。
[0047] 因此，本发明构建一种专门准对叶片叶尖进行修复的方法，可较为整体化、系统化进行叶片叶尖修复，解决叶片叶尖因热累积导致塌陷的问题，提高修复质量和修复效率，并实现报废叶片的小批量生产。
[0048] 结合图1‑5所示，在本发明示例性的实施例中，提供一种航空发动机叶片叶尖的激光熔覆修复方法，包括以下步骤：
[0049] S1、如图2所示，以镍基合金粉末为原料，采用多组激光熔覆工艺参数在基板上打印对应的单道熔覆层，根据期望的熔覆层的表面形貌和内部组织，以及搭接所需的单道熔覆层的宽厚比，确定所需的激光熔覆工艺参数。
[0050] S2、如图3所示，以步骤S1确定的单道熔覆层的厚度作为初始熔覆提升量，采用步骤S1确定的参数，以及镍基合金在基板上单道逐层打印得到墙体，并根据所需墙体的形貌调整熔覆提升量直至满足墙体形貌要求，对应的熔覆提升量即为所需的熔覆提升量。
[0051] S3、如图4所示，采用步骤S1和S2确定的参数，采用镍基合金在基板上进行多道逐层打印得到块体，根据期望的块体的表面形貌和内部组织确定所需的单道熔覆层之间的搭接率。
[0052] S4、采用激光熔覆工艺，以步骤S1、S2和S3确定的参数为已打印参数，采用镍基合金在待修复的航空发动机叶片的叶尖上逐层打印修复，直至完成航空发动机叶片叶尖的修复；
[0053] 其中，打印路径包括：以航空发动机叶片叶尖的尖端处为起点，按照叶尖的形状打印外轮廓，直至外轮廓形成闭合，且打印终点与打印起点不形成重叠，并将外轮廓包围的区域定义为填充区域；
[0054] 可以理解的，结合图5所示，外轮廓的打印至使整个外轮廓形成闭合即可，即打印终点(点b)为靠近尖端处，并与已成形的部分形成搭接，但打印终点(点b)与打印起点(点a)不重合。
[0055] 然后，在填充区域以单道熔覆层逐条搭接的方式进行打印，直至将填充区域填充完全，其中，相邻打印层的填充区域的打印方向被设置为正交
[0056] 作为可选的实施方式，在打印填充区域时，以远离叶尖尖端的一端为打印起点进行打印填充。
[0057] 结合图5‑6所示，作为可选的实施方式，相邻打印层的填充区域的打印方向被设置为正交，包括：
[0058] 以叶尖尖端点为原点设立直角坐标系，相邻打印层中的其中一个打印层被定义为第一打印层，另一个打印层被定义为第二打印层；
[0059] 如图5所示，对第一打印层的填充区域进行打印时，单道熔覆层沿Y轴方向打印，并沿X轴方向逐条搭接；
[0060] 如图6所示，对第二打印层的填充区域进行打印时，单道熔覆层沿X轴方向打印，并沿Y轴方向逐条搭接。
[0061] 作为可选的实施方式，对所述第一打印层放入填充区域进行打印时，当待打印区域的面积小于激光的光斑面积时，转换打印方向，采用当前打印参数，以单道熔覆直接成形的方式将剩余部分填充完全。
[0062] 可以理解的，如图5所示，对第一打印层的填充区域进行打印填充时，单道熔覆层沿Y轴方向打印，并沿X轴方向逐条搭接，当打印填充靠近叶尖尖端时，待打印填充的面积过小(红色方框内)，小于激光发的光斑面积，无法有效填充，因此，变换打印反向，采用当前打印参数，沿X轴方向打印单道熔覆层(红色线条)即可，即以单道熔覆直接成形的方式将剩余部分填充完全。
[0063] 作为可选的实施方式，步骤S1中进行单道熔覆试验时采用的各组参数，可根据实际情况选择，例如选择3个参数，每个参数选择3个因子进行正交试验，或者根据实际情况，确定一些参数，其他参数以常用值为参照，进行扩大范围，选择变化的值，设计对应的组别进行单道熔覆试验，观测各组单道熔覆层的形貌，并结合搭接时所必要的宽高比选择最佳的激光熔覆工艺参数。
[0064] 作为可选的实施方式，步骤S1中，确定的所需激光熔覆工艺参数为：激光功率430w，扫描速度5mm/s，离焦量‑2mm，粉盘转速3，载粉气流量2，熔道宽度1.25mm，熔道高度
0.44mm。
[0065] 作为可选的实施方式，初始熔覆提升量即为步骤S1确定的单道熔覆层的厚度，并根据初始熔覆提升量为参照，选择多个熔覆提升量，采用选择的熔覆提升量和步骤S1确定的参数在基板上打印对应的墙体，以墙体的形貌平整为标准，判断满足要求的熔覆提升量。
[0066] 作为可选的实施方式，步骤S2中，确定的所需熔覆提升量控制在单道熔覆层的厚度的85％～95％之间，此时，墙体的形貌平整，且离焦量不变，满足要求，尤其优选为单道熔覆层的厚度的93％，即最佳熔覆提升量设计在0.41mm。
[0067] 作为可选的实施方式，步骤S3中，确定的所需单道熔覆层之间的搭接率在15％～26％；通过改变相邻单道的最大步距及最小步距得到，在搭接率低于15％时，熔覆的块体会出现较大沟壑，缺陷较大，表面形貌不规整，在搭接率高于26％时，熔覆的块体成山峰状，块体中间热累积严重，两端高度低于中间高度，故搭接率在15％‑26％之间，表面形貌平整，无不良缺陷。
[0068] 作为可选的实施方式，步骤S1，期望的熔覆层的表面形貌和内部组织的标准为：熔覆层的表面形貌平整，内部组织无不良缺陷；
[0069] 搭接所需的单道熔覆层的宽厚比为3:1，在实际过程中，该比值可以左右小范围浮动，若超出该范围对后续摸索熔覆提升量，熔覆搭接率有较大影响，若宽度远大于厚度易出现热累积塌陷缺陷，若厚度过大，后续进行搭接时极易出现空隙。
[0070] 步骤S2中，所需墙体的形貌为墙体表面平整，即各角度观测时墙体不出现波浪形，整体为直线形，平整无缺陷。
[0071] 步骤S3，期望的块体的表面形貌和内部组织的标准为：块体的表面形貌平整，内部组织无不良缺陷。
[0072] 作为可选的实施方式，相邻打印层之间的打印间隔时间为30s。
[0073] 作为可选的实施方式，所需合金材料为镍基合金，例如IN‑625。
[0074] 为了便于更好的理解，下面结合几个具体实例对本发明进行进一步说明，但制备工艺不限于此，且本发明内容不限于此。
[0075] 如无特别说明，实施例中的材料为根据现有方法制备而得，或直接从市场上购得。
[0076] 实施例1
[0077] (1)单道熔覆实验确定合适单道及形貌
[0078] 采用市售IN‑625合金粉末为原料，对应表1中的参数打印多组单道熔覆层，结果如图7所示，观察打印后的各组单道熔覆层的形貌，结合搭接时所必要的宽高比，满足形貌平整，内部组织无不良缺陷，且宽高比在3:1左右的对应组的参数满足要求。
[0079] 表1
[0080]
[0081]
[0082] 最佳工艺参数为第1‑5组，最终确定工艺参数为：最终确定最佳工艺参数为激光功率430w，扫描速度5mm/s，离焦量‑2mm，粉盘转速3，载粉气流量2，熔道宽度1.25，熔道厚度0.44。
[0083] (2)墙体熔覆实验最终确定熔覆层提升量
[0084] 采用步骤(1)的参数，以0.44为初始熔覆层提升量，设计一组数据，并打印对应的墙体，墙体为连单道续打印20层所得，各组对应数据如表2所示，结果如图8所示，熔覆提升量控制在单道熔覆层的厚度的85％～95％之间，此时，墙体的形貌平整，且离焦量不变，满足要求。
[0085] 表2
[0086]
[0087] 最佳熔覆提升量值为厚度的93％，即熔覆提升量设计在0.41mm为最佳提升量。
[0088] (3)块体熔覆成型实验确定单道与单道直接搭接率
[0089] 采用步骤(1)和(2)的参数，打印块体(长×宽×高＝70×20×10mm)，搭接通过改变相邻单道的最大步距及最小步距得到，设置的实验组别如表3所示，结果如图9所示，搭接率在15％‑26％之间，表面形貌平整，无不良缺陷
[0090] 表3
[0091]
[0092] 选择搭接率为16％时最佳，块体表面形貌平整，无不良缺陷，满足需求。
[0093] (4)使用ug进行初步编程，将步骤(1)、(2)和(3)确定的数据导入ug编程路径软件中，设置路径，如下：
[0094] 以航空发动机叶片叶尖的尖端处为起点，按照叶尖的形状打印外轮廓，直至外轮廓形成闭合，且打印终点与打印起点不形成重叠，将所述外轮廓包围的区域定义为填充区域。
[0095] 以叶尖尖端点为原点设立直角坐标系，相邻打印层中的其中一个打印层被定义为第一打印层，另一个打印层被定义为第二打印层。
[0096] 对第一打印层的填充区域进行打印填充时，单道熔覆层沿Y轴方向打印，并沿X轴方向逐条搭接，当快到叶尖尖端处时，激光头无法沿所设路径进行时，转变方向，沿X轴方向，并采用当前参数打印单道熔覆层直接成形填充；结果如图10所示，修复时不会出现塌陷，表面形貌平整。
[0097] 对第二打印层的填充区域进行打印填充时，单道熔覆层沿X轴方向打印，并沿Y轴方向逐条搭接；结果如图11所示，修复时不会出现塌陷，表面形貌平整。
[0098] 在待修复的航空发动机叶片的叶尖上以第一打印层和第二打印层逐层交叉打印的方式，打印一层结束停留30s再重新打印下一层，打印20层，完成修复。
[0099] 修复结果如图12所示，通过两种路径的交叉打印，保证逐层堆叠时表面形貌平整，内部缺陷较少，且修复时不会出现塌陷，可通过激光熔覆完成叶片叶尖的修复。
[0100] 对比例1
[0101] 采用实施例1中确定的数据，使用ug进行初步编程，将实施例1中(1)、(2)和(3)确定的数据导入ug编程路径软件中，设置路径，如下：
[0102] 以航空发动机叶片叶尖的尖端处为起点，按照叶尖的形状打印外轮廓，直至外轮廓形成闭合，且打印终点与打印起点形成重叠，将所述外轮廓包围的区域定义为填充区域。
[0103] 以叶尖尖端点为原点设立直角坐标系，对填充区域进行打印填充时，采用“弓”字形扫描路径，从远离叶尖尖端处开始往叶尖尖端处打印填充。
[0104] 修复的单层打印如图13所示，从图中可以看出，靠近端点处无法熔覆，从而出现较大缺陷；由于弓字型走刀，内部填充后的厚度高于外轮廓厚度，再逐层堆叠时，外轮廓厚度将远低于内部填充厚度，导致外轮廓塌陷，无法进行激光熔覆修复。
[0105] 综上，本发明的方法，可较为整体化、系统化进行叶片叶尖修复，解决叶片叶尖因热累积导致塌陷的问题，提高修复质量和修复效率，并实现报废叶片的小批量生产。
[0106] 虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然其并非用以限定本发明。本发明所属技术领域中具有通常知识者，在不脱离本发明的精神和范围内，当可作各种的更动与润饰。因此，本发明的保护范围当视权利要求书所界定者为准。
