摘要：波音和空客飛機發(fā)動機起動機上的核心部件渦輪葉輪均為鈦合金TC4材質(zhì)，在使用過程中其軸承位會出現(xiàn)磨損超標情況，廠家推薦使用金屬熱噴涂鉬的方法來修復(fù)。本文對渦輪葉輪進行熱噴涂修復(fù)后的使用現(xiàn)狀進行了分析，并提出用激光熔融沉積法來修復(fù)此類鈦合金渦輪葉輪的可行性。

關(guān)鍵詞：渦輪葉輪；熱噴涂；激光熔融沉積法

Keywords：turbine wheel；thermal spraying；laser fusion deposition

1 渦輪葉輪簡介

為便于說明，以波音737NG飛機使用的3505945系列起動機的渦輪葉輪為例，簡要介紹其基本工作原理（見圖1）。預(yù)載螺母將渦輪葉輪、密封動環(huán)、徑向軸承、軸承襯套、中心齒輪等軸向固定在一起，預(yù)載彈簧給徑向軸承施加預(yù)載力，整個組件固定在支撐殼體上，渦輪葉輪的材質(zhì)為鈦合金TC4，工作轉(zhuǎn)速可達到50000rpm。渦輪葉輪將氣體壓力能轉(zhuǎn)換為機械動能，常見的磨損處在與兩個徑向軸承內(nèi)環(huán)過盈接觸的位置（見圖2）。

2 金屬熱噴涂修復(fù)后的渦輪葉輪的使用現(xiàn)狀

對于渦輪葉輪軸承位磨損的情況，廠家推薦使用金屬熱噴涂鉬的方法進行修復(fù)。實際生產(chǎn)過程中發(fā)現(xiàn)，使用金屬熱噴涂鉬方法修復(fù)后的渦輪葉輪有一部分比較耐磨，單次可以使用較長時間，而另一部分則不耐磨，單次使用時間很短，無法滿足生產(chǎn)需要。為此，對耐磨涂層和不耐磨涂層進行以下對比分析。

1）使用后的涂層情況對比分析

在相同載荷條件下，兩種涂層使用后的磨損情況不盡相同（見圖3），且兩者修復(fù)后的在翼使用時間相差很多。從圖3可以看出，耐磨涂層表面僅有局部的輕微磨損痕跡，其磨損處局部放大后也僅有比較輕微的接觸腐蝕跡象，而不耐磨涂層整個軸承接觸面幾乎均出現(xiàn)了嚴重的磨損，甚至有剝落的跡象。

2）涂層斷口的對比分析（見圖4）

將兩種涂層在低倍鏡下觀察，耐磨涂層整體較均勻、致密，孔洞比較小，分布很均勻；不耐磨涂層整體明顯較疏松且材料不均勻，孔洞大小不一，分布很雜亂。將兩種涂層在高倍鏡下觀察，耐磨涂層質(zhì)地相對較為緊密，單位面積上分布的孔洞較少；不耐磨涂層質(zhì)地明顯疏松，單位面積上分布的孔洞相對較多。

3）金屬熱噴涂修復(fù)渦輪葉輪方法小結(jié)

金屬熱噴涂修復(fù)渦輪葉輪的方法較為安全便捷但技術(shù)難度較大、噴涂質(zhì)量不好把控和檢測，易造成涂層質(zhì)量不一，直接影響產(chǎn)品的正常使用。同時，實踐表明，金屬熱噴涂修復(fù)后的渦輪葉輪在每次拆裝其過盈配合的徑向軸承過程中，均會對涂層產(chǎn)生嚴重磨損。因此，修理后的不耐磨涂層幾乎只能進行一次安裝使用，甚至會在短時間內(nèi)磨損，容易造成非計劃性拆機，且熱噴涂的鉬與鈦合金是兩種不同的金屬，使用過程中容易出現(xiàn)剝落的情況。為此，提出用激光熔融沉積法修復(fù)鈦合金渦輪葉輪的探討。

3 激光熔融沉積法修復(fù)鈦合金渦輪葉輪的探討

3.1 激光熔融沉積法應(yīng)用于鈦合金渦輪葉輪修復(fù)的可行性評估

1）修理方法的理論依據(jù)

波音公司標準操作程序手冊SOPM20-10-27中詳細給出了用激光熔融沉積法修復(fù)鈦合金Ti-6Al-4V（即鈦合金TC4）零件的通用操作程序，包括激光發(fā)生器的選型、操作環(huán)境控制、耗材選用、樣件參數(shù)調(diào)試、產(chǎn)品正式修理程序等。

波音公司標準操作程序手冊SOPM20-10-07中也詳細給出了鈦合金的通用加工操作程序，包括加工方式和切削速度的選取、加工環(huán)境的控制、冷卻液的選用、防火安全等。

本文提到的修復(fù)鈦合金TC4渦輪葉輪的激光熔融沉積法，是指以波音公司標準操作程序手冊SOPM20-10-27為指導(dǎo)，對鈦合金TC4渦輪葉輪磨損處進行增材處理，然后依據(jù)波音公司的標準操作程序手冊SOPM20-10-07，將增材處理后的渦輪葉輪加工到所需尺寸。整個修理過程均以波音公司認可的標準操作程序手冊為理論依據(jù)修理波音飛機上的零部件。

2）產(chǎn)品修理后的適航性

部件維修手冊CMM80-11-79中要求，對于需修理軸承位的渦輪葉輪，首先用機加工方法去除軸承位的損壞層，并要求去除損壞層后軸承位的剩余直徑d不得小于16.51mm（見圖5），然后再采用熱噴涂鉬增材處理、后期加工等工序進行修復(fù)，軸承位修復(fù)后的最大直徑為17.005mm。因此，由圖5可計算得出修復(fù)層的最大厚度為（17.005-16.51）/2=0.2475mm。

根據(jù)部件維修手冊CMM80-11-79進行熱噴涂鉬后得到的修復(fù)層的脆性很大，無法傳遞渦輪葉片產(chǎn)生的扭矩，而手冊規(guī)定剩余直徑d在不小于16.51mm的情況下就可以采用熱噴涂鉬方法來修復(fù)，由此可知，渦輪葉輪用于傳遞扭矩的強度取決于剩余直徑d，與修復(fù)層無關(guān)，修復(fù)層主要用于承受徑向載荷。由于修復(fù)層的最大厚度僅為0.2475mm，因此無論修復(fù)層為何種材料，對渦輪葉輪的整體重量都影響甚微。

修復(fù)鈦合金TC4渦輪葉輪的方法是在保證其剩余直徑d和符合部件維修手冊CMM80-11-79要求范圍的條件下進行的，因此認為修復(fù)后的渦輪葉輪傳遞扭矩的強度可以滿足要求。由于修復(fù)層很薄，不同材料對渦輪葉輪的整體重量影響幾乎可以忽略。而將TC4粉末用激光熔融沉積法得到的材料幾乎與渦輪葉輪原始材料一致，且該修復(fù)方法是依據(jù)波音公司標準操作程序手冊SOPM20-10-27、SOPM20-10-07和部件維修手冊CMM80-11-79進行的，因此這種方法修復(fù)后的渦輪葉輪軸承位承受徑向載荷的能力可以滿足要求。

綜上分析認為，激光熔融沉積法滿足中國民用航空規(guī)章第25部運輸類飛機適航標準CCAR-25-R4中D分部設(shè)計與制造的第25.601條、第25.603條和第25.605條對設(shè)計可靠性、材料適用性和耐久性、制造方法可行性的要求，采用該方法修理后的產(chǎn)品符合適航標準。

3）行業(yè)研究和工程應(yīng)用

激光熔融沉積法很早被提出，許多機構(gòu)均對此方法進行了研究。例如，文獻 [7] 中某機構(gòu)采用激光沉積修復(fù)方法對TC4槽損傷和面損傷試樣進行了修復(fù)，并觀察了修復(fù)后試樣的組織和拉伸性能特點。另外，該方法也用在了對鈦合金零部件的修復(fù)上，如文獻 [8] 中某公司用激光熔覆的方法修復(fù)了航空發(fā)動機風扇機匣TC4鈦合金靜子葉片且驗收合格，修復(fù)后的風扇機匣重新得到使用。國內(nèi)外對激光熔融沉積法用于修復(fù)鈦合金零件開展了大量理論研究和工程實際應(yīng)用，這為本文提出的用激光熔融沉積法修復(fù)鈦合金TC4渦輪葉輪奠定了基礎(chǔ)。

3.2 激光熔融沉積法修復(fù)鈦合金TC4渦輪葉輪的基本方法

激光熔融沉積法修復(fù)鈦合金TC4渦輪葉輪的系統(tǒng)主要包括激光器、送粉機、數(shù)控中心、工作終端、惰性氣體發(fā)生器、氧氣濃度檢測儀、密閉室、葉輪支架工作臺以及待修葉輪（見圖6），修理的基本方法如下。

1）用渦輪葉輪樣件進行預(yù)操作來驗證相關(guān)參數(shù)。按照波音公司標準操作程序手冊SOPM20-10-27對渦輪葉輪樣件進行預(yù)處理，用氬氣流填充操作腔體，保證氧氣濃度小于1200PPM。選擇合適的激光功率、鈦合金粉末流量、氬氣填充流量等參數(shù)，使沉積后的材料無棕褐色或藍色、無孔洞或氣孔，然后按需調(diào)整參數(shù)直至獲得合格的結(jié)果，記錄相關(guān)參數(shù)。

2）對產(chǎn)品渦輪葉輪進行修復(fù)。按照波音公司標準操作程序手冊SOPM20-10-27對渦輪葉輪產(chǎn)品進行預(yù)處理，并將預(yù)操作得到的參數(shù)輸入數(shù)控中心及相關(guān)輔助設(shè)備，用氬氣流填充操作腔體，保證氧氣濃度小于1200PPM。用激光熔融沉積法在渦輪葉輪產(chǎn)品上沉積所需的厚度，得到合格的材料沉積結(jié)果后，依據(jù)波音公司標準操作程序手冊SOPM20-10-07和部件維修手冊CMM80-11-79的相關(guān)信息，將渦輪葉輪產(chǎn)品的軸承位加工至所需尺寸。

4 結(jié)束語

用金屬熱噴涂鉬來修復(fù)鈦合金渦輪葉輪的方法比較常見，但存在噴涂質(zhì)量不好把控、修復(fù)后不耐磨、易剝落、重復(fù)使用性較差等問題，不利于實際生產(chǎn)。采用激光熔融沉積法修復(fù)此類鈦合金渦輪葉輪可以實現(xiàn)自動化操作，有利于過程控制和質(zhì)量控制，理論上能使渦輪葉輪的磨損處在修復(fù)后達到原始設(shè)計要求并像新的渦輪葉輪一樣耐磨和重復(fù)安裝使用。建議航空附件修理廠家關(guān)注激光熔融沉積法修復(fù)鈦合金渦輪葉輪的新方法，不斷滿足航空類產(chǎn)品持續(xù)適航性的要求。

參考文獻

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作者簡介

馮志偉，工程師，研究方向為機械設(shè)計制造及其自動化。