王征 唐毅 鄭楠 彭晟堯 蔡開龍

摘 要：本文首先分析了表面完整性理論的內(nèi)涵，然后介紹了航空發(fā)動機(jī)再制造的關(guān)鍵技術(shù)和航空發(fā)動機(jī)再制造系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)及工藝流程，最后介紹了再制造技術(shù)的應(yīng)用實(shí)例，一起為再制造技術(shù)的應(yīng)用和發(fā)展提供借鑒。

關(guān)鍵詞：表面完整性;航空發(fā)動機(jī);再制造

中圖分類號：V263.3文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A文章編號：1003-5168（2020）28-0069-05

Key Technology and Application of Aeroengine Remanufacturing

Based on Surface Integrity Theory

WANG Zheng1 TANG Yi2 ZHENG Nan1 PENG Shengyao1 CAI Kailong3

（1.AECC Shenyang Liming Aeroengine Co.， Ltd.，Shenyang Liaoning 110043;2.Changsha Aeronautical Vocational and Technical College，Changsha Hunan 410001;3. School of Navigation， Nanchang Hangkong University，Nanchang Jiangxi 330063）

Abstract： This paper first analyzed the connotation of surface integrity theory， then introduced the key technology of aeroengine remanufacturing and the structure and process flow of aeroengine remanufacturing system. Finally， it introduced the application examples of remanufacturing technology， which can provide reference for the application and development of remanufacturing technology.

Keywords： surface integrity;aero-engine;remanufacturing

1 研究背景

表面完整性（Surface Integrity，SI）的概念最初是由Field博士和Kahles博士在1964年美國金屬切削研究協(xié)會的三方技術(shù)協(xié)調(diào)研討會上引入的[1]。表面完整性的內(nèi)涵是零部件加工后表面幾何特征和表面物理特征的總稱。其中，表面幾何特征包括表面的粗糙度、波紋度、紋理、擦痕、幾何形狀和尺寸偏差等;表面物理特征包括表面層的微觀組織變化、殘余應(yīng)力、微觀裂紋、塑性變形、再結(jié)晶、顯微硬度、熱損傷區(qū)、合金元素貧化和材質(zhì)不均勻等[2]。表面完整性示意圖如圖1所示[3]。

表面完整性是影響零部件服役性能、壽命和可靠性的重要因素，而提高表面完整性是航空航天制造行業(yè)的重要研究課題之一[4]。作為工業(yè)皇冠上的明珠——航空發(fā)動機(jī)的工作條件非常惡劣，易受到高溫氧化和熱腐蝕

的損害。對大量航空發(fā)動機(jī)部件的故障進(jìn)行分析可知，由疲勞、蠕變、應(yīng)力、磨損和腐蝕開裂產(chǎn)生的嚴(yán)重故障主要發(fā)生在部件表面[5]。因?yàn)楹娇瞻l(fā)動機(jī)部件的成本普遍較高，從經(jīng)濟(jì)性角度來看，通常更希望對這些損壞的部件進(jìn)行維修，以循環(huán)使用，而不是直接更換。再制造是回收磨損零件最有效的方法之一，因?yàn)樗幌闹圃煨铝慵璧哪茉础⒊杀竞筒牧系囊恍〔糠諿6]。通過使用再制造技術(shù)可以恢復(fù)部件性能或改善航空發(fā)動機(jī)組件的表面完整性[7]。

2 航空發(fā)動機(jī)再制造的關(guān)鍵技術(shù)

20世紀(jì)70年代末，歐洲共同體開展了一項(xiàng)為期五年的合作研究項(xiàng)目，即開展了荷蘭航空發(fā)動機(jī)部件維修的焊接、擴(kuò)散釬焊和涂層技術(shù)的基礎(chǔ)研究。與此同時(shí)，美國、瑞典、德國和英國在航空發(fā)動機(jī)熱端部件的維修技術(shù)開發(fā)方面投入了大量資金，以表面完整性與疲勞壽命為主要研究對象，取得了一系列有價(jià)值的實(shí)用維修技術(shù)成果，主要技術(shù)包括真空釬焊、寬間隙釬焊、激光焊接和電子束焊接[8-11]，這些修復(fù)技術(shù)可被視為以提高表面完整性為目標(biāo)的再制造技術(shù)的起源。經(jīng)過幾十年的發(fā)展，表面改性、激光熔覆、微等離子焊接、粉末冶金以及再生熱處理和熱噴涂等許多新技術(shù)陸續(xù)問世，所有這些技術(shù)都旨在解決影響表面完整性的常見問題，如裂縫、磨損、腐蝕和變形[12]。

2.1 表面強(qiáng)化

表面強(qiáng)化技術(shù)是一種用來提高金屬件疲勞性能的表面改性技術(shù)，已在工業(yè)領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用。表面強(qiáng)化的原理是利用沖擊力或擠壓力等形式的機(jī)械作用使金屬材料近表面區(qū)域產(chǎn)生局部的彈塑性變形，導(dǎo)致在材料表面或是亞表層產(chǎn)生了殘余壓應(yīng)力，并使材料顯微結(jié)構(gòu)發(fā)生改變，增強(qiáng)了其抵抗疲勞裂紋萌生和擴(kuò)展的能力[13]。常見的表面強(qiáng)化工藝包括噴丸強(qiáng)化、深滾壓、冷擠壓技術(shù)。噴丸強(qiáng)化是改善航空關(guān)鍵金屬結(jié)構(gòu)件疲勞性能的重要技術(shù)手段之一，對機(jī)加工件表面完整性有重要影響。該工藝可提高金屬材料室溫和高溫下的疲勞性能，其提高的幅度取決于噴丸強(qiáng)化的工藝參數(shù)。相較于傳統(tǒng)的噴丸強(qiáng)化技術(shù)，目前采用的新型噴丸強(qiáng)化技術(shù)包括微粒子噴丸、激光噴丸、超聲波/高能噴丸或沖擊、高壓水射流噴丸[14]。其中，超聲波噴丸強(qiáng)化技術(shù)是目前最具有前景的金屬材料冷加工表面強(qiáng)化處理工藝之一，它不但克服了傳統(tǒng)噴丸的不足，且強(qiáng)化效果優(yōu)于傳統(tǒng)噴丸，有更好的工藝可控性，其工作原理如圖2所示[15-16]。

2.2 焊接和釬焊

2.2.1 焊接。焊接廣泛用于修復(fù)部件的開裂、劃痕和腐蝕。再制造技術(shù)中越來越多地使用了鎢極電弧焊（GTAW）、激光束焊（LBW）、電子束焊（EBW）和等離子轉(zhuǎn)移電弧焊（PTAW）等焊接工藝。研究發(fā)現(xiàn)，焊接修復(fù)在修復(fù)高強(qiáng)度、高溫合金方面存在局限性，特別是那些含有較高[γ']底漆（Al+Ti）的高溫合金，因其在焊縫金屬和熱影響區(qū)（HAZ）極易受到熱裂紋的影響，并且應(yīng)變時(shí)效開裂在HAZ中（或焊后熱處理）;同時(shí)，大多數(shù)高強(qiáng)度沉淀硬化鎳基高溫合金的可焊性差，需要預(yù)加熱和后加熱，或使用比母體金屬更低強(qiáng)度、更柔順的焊接填充材料。焊接修復(fù)的典型實(shí)例是具有尖端裂紋的高壓渦輪葉片的葉尖修復(fù)，具有磨損的護(hù)罩部件互鎖的低壓渦輪葉片和具有尖端侵蝕和異物損壞的壓氣機(jī)葉片修復(fù)，以及對有裂縫的燃燒室進(jìn)行補(bǔ)片修復(fù)。實(shí)際上需要在一定程度微裂紋的情況下于高強(qiáng)度沉淀硬化合金中進(jìn)行焊接，因此，除了限制焊接位置之外，還限制了可接受缺陷的尺寸、形狀和方向。焊接合金的大多數(shù)問題涉及以下兩個(gè)影響因素：一是由于焊接加熱源的強(qiáng)烈局部加熱，在焊接過程中局部設(shè)置了高內(nèi)應(yīng)力（接近屈服強(qiáng)度）;二是冶金轉(zhuǎn)換需要放置在鄰近焊縫（HAZ）的基底金屬中，導(dǎo)致產(chǎn)生不希望的機(jī)械性能。被廣泛應(yīng)用于航空、輪船、汽車以及管道等領(lǐng)域的激光熔覆屬于沉積焊接工藝，指在基體上添加不同成分的材料，利用高能激光束輻照基體，熔覆粉末和基體形成一薄層，這一薄層快速熔化并凝固成形，且基體對熔覆層稀釋度極低，因此熔覆層與基體冶金結(jié)合良好，可以制備耐熱、耐蝕、耐磨、抗氧化、抗疲勞或具有光、電、磁特性的表面保護(hù)涂層[17]。

2.2.2 釬焊。釬焊涂層是一種新型的WC耐磨涂層制備工藝。與傳統(tǒng)制備WC涂層方法（如熱噴涂、激光熔覆等）相比，釬焊涂層工藝簡單、涂層致密均勻、結(jié)合強(qiáng)度高、耐磨耐蝕性能優(yōu)異[18]。

根據(jù)待修復(fù)的間隙寬度，可將釬焊分為兩大類：常規(guī)（窄間隙）釬焊和寬間隙釬焊。常規(guī)釬焊一般使用熔點(diǎn)低于被修復(fù)部件的材料，將待修復(fù)的部件在爐中加熱至高于釬焊合金熔化溫度的溫度，并通過毛細(xì)作用力流入接頭或缺陷，此類修復(fù)的關(guān)鍵是接合間隙必須足夠小，以產(chǎn)生潤濕所需的毛細(xì)作用力和表面清潔度;寬間隙釬焊（WGB）利用擴(kuò)散釬焊的特質(zhì)，其中釬焊合金和賤金屬之間的強(qiáng)烈反應(yīng)通過熔化、溶解和擴(kuò)散實(shí)現(xiàn)，以橋接更大的間隙。在過去的幾十年中，寬間隙釬焊的使用大大增加了航空發(fā)動機(jī)部件的修理難度，其原因是這些部件復(fù)雜的設(shè)計(jì)和使用較少的可焊接材料。雖然大多數(shù)寬間隙釬焊修復(fù)是在非臨界固定部件上進(jìn)行的，但是在旋轉(zhuǎn)部件的低應(yīng)力區(qū)域上使用釬焊正在增加。

2.3 熱處理

2.3.1 再生熱處理。針對部件服役后高溫合金的組織損傷，國外廣泛采用再生熱處理進(jìn)行修復(fù)。該工藝是通過向材料中輸入適當(dāng)?shù)臒崮芎螅勾只摩?相和碳化物溶解并重新析出，修復(fù)部件的微觀結(jié)構(gòu)，隨后應(yīng)力疲勞壽命再次達(dá)到符合繼續(xù)使用的條件，最終實(shí)現(xiàn)合金組織結(jié)構(gòu)和性能的恢復(fù)[19-21]。

2.3.2 矯直熱處理。在高溫部件和材料降解等應(yīng)力條件下工作的熱部件會發(fā)生變形，變形部件的尺寸有時(shí)需要調(diào)節(jié)（例如，渦輪導(dǎo)向葉片和壓氣機(jī)盤的后緣），這可以通過矯直熱處理（即使材料塑性變形）來實(shí)現(xiàn)。為完成最大延展度，矯直修復(fù)在溶液中處理?xiàng)l件下效果更好。除了開裂之外，通過矯直引入的應(yīng)變可導(dǎo)致蠕變空隙的形成，并且在退火期間降低蠕變性質(zhì)，因此，在制定矯直熱處理方案時(shí)應(yīng)考慮變形機(jī)理、熱處理方式、材料性能和預(yù)防措施。

2.4 涂層與鍍層

涂層包含陶瓷涂層和金屬氧化物涂層，而金屬鍍層是在材料表面由電鍍工藝獲得。隨著先進(jìn)熱障涂層技術(shù)的發(fā)展，對陶瓷涂層組織結(jié)構(gòu)調(diào)控要求促進(jìn)了等離子噴涂技術(shù)不斷提高，并由此導(dǎo)致了超高真空等離子噴涂技術(shù)和等離子噴涂物理氣相沉積技術(shù)的出現(xiàn);同時(shí)，伴隨納米材料與納米結(jié)構(gòu)涂層制備技術(shù)的改進(jìn)，可制備納米結(jié)構(gòu)涂層的液料熱噴涂方法得到發(fā)展[22]。

環(huán)境誘導(dǎo)的涂層或電鍍失效模式包括高溫氧化、熱腐蝕、機(jī)械損壞、固態(tài)擴(kuò)散、散裂和熱—機(jī)械疲勞開裂。涂層或電鍍部件的再制造要求從部件上除去舊的涂層或鍍層，并且在修復(fù)基板的缺陷之后準(zhǔn)備新的涂層或鍍層。工程上一般將涂層在高溫高強(qiáng)度的無機(jī)酸（HCl，HNO3等）混合物中進(jìn)行剝離，因該混合物與涂層或鍍層發(fā)生反應(yīng)，需要設(shè)計(jì)和控制酸組合物，以選擇性地除去涂層或鍍層而不侵蝕基底合金。除了化學(xué)清洗，水噴射清潔、氟離子清潔和鹽浴清潔也用于去除涂層或鍍層。

3 航空發(fā)動機(jī)再制造系統(tǒng)

從技術(shù)角度分析，航空發(fā)動機(jī)再制造系統(tǒng)是一個(gè)復(fù)雜的技術(shù)集群，其框架為“失效分析+預(yù)處理+再制造+壽命評估與預(yù)測+技術(shù)鑒定與驗(yàn)證+質(zhì)量控制與測試”，其主要元素和子元素如圖3所示。

航空發(fā)動機(jī)再制造系統(tǒng)的構(gòu)成元素的功能如下。

失效分析是再制造的基礎(chǔ)，其任務(wù)是調(diào)查失效的根本原因，徹底了解失效機(jī)理，制定可行、可靠和經(jīng)濟(jì)的再制造計(jì)劃。

預(yù)處理是指清除污垢、積碳、氧化物和腐蝕，去除舊的廢涂層和電鍍，并為后續(xù)的再制造做好準(zhǔn)備。

再制造工序包括兩個(gè)方面：表面完整性制造和設(shè)計(jì)及性能改進(jìn)。表面完整性制造是指通過使用焊接、釬焊和熱噴涂等再制造技術(shù)，修復(fù)表面損傷，改善表面完整性。設(shè)計(jì)及性能改進(jìn)是指采取一定的措施來提高組件的可靠性及其他性能。

壽命評估與預(yù)測的目的是通過開發(fā)、使用壽命評估方法和翻新技術(shù)，以恢復(fù)材料性能，最大限度地延長航空發(fā)動機(jī)部件的安全使用壽命。

技術(shù)鑒定與驗(yàn)證指進(jìn)行掛片測試（測試微觀結(jié)構(gòu)）、組件裝配測試（評估振動、熱疲勞特性以及進(jìn)行超溫、超速測試）和整機(jī)測試（進(jìn)行加速發(fā)動機(jī)測試），從而確保技術(shù)和組件的安全性和可靠性。

質(zhì)量控制和測試工序是采取先進(jìn)的檢測技術(shù)和質(zhì)量控制措施，以確保表面質(zhì)量、表面完整性和工作性能。

航空發(fā)動機(jī)再制造系統(tǒng)的工藝流程如圖4所示。從圖4可知，其工藝流程具體包括無損拆卸、分類清洗、堅(jiān)定、再制造加工或更換新件、組裝、整機(jī)測試、檢測等[23]。

4 應(yīng)用實(shí)例

航空發(fā)動機(jī)部件在使用過程中，不可避免地會出現(xiàn)裂紋、氧化、腐蝕、磨損、變形和材料退化等表面損傷。為了提高表面完整性，可采用航空發(fā)動機(jī)再制造系統(tǒng)。研究者借助航空發(fā)動機(jī)關(guān)鍵部件的修復(fù)實(shí)例，簡要說明航空發(fā)動機(jī)再制造技術(shù)的使用。

4.1 示例1：壓氣機(jī)葉片/風(fēng)扇的葉尖修理

尖端腐蝕和異物損壞（FOD）是壓氣機(jī)葉片/風(fēng)扇較為常見的損傷方式。國外航空發(fā)動機(jī)制造和維修企業(yè)如MTU、Chromalloy等已經(jīng)掌握葉片部件修復(fù)的相關(guān)技術(shù)，大都采用激光熔覆和自適應(yīng)磨削加工相結(jié)合的修復(fù)方法，葉片修復(fù)后的精度和性能良好[24]。

4.2 示例2：渦輪導(dǎo)向葉片的邊緣修復(fù)

渦輪導(dǎo)向葉片一般處于高溫環(huán)境，采用的材料為熔點(diǎn)較高的金屬。釬焊具有加熱溫度低、修復(fù)后部件變形較小、接頭殘余應(yīng)力小等優(yōu)點(diǎn)，適合焊接難熔化的金屬，因而在受損的航空發(fā)動機(jī)和燃?xì)廨啓C(jī)渦輪導(dǎo)向葉片的維修中被廣泛應(yīng)用[25]。

4.3 示例3：燃燒室內(nèi)襯的補(bǔ)丁修復(fù)

由于高溫氣體對熱端部件的氧化，燃燒室內(nèi)襯的常見破壞方式是熱腐蝕、熱疲勞和局部熱點(diǎn)、開裂和材料缺失。貼片焊接修復(fù)用于修復(fù)大面積燃燒襯墊的表面損傷。

4.4 示例4：燃油噴嘴導(dǎo)葉的裂紋修復(fù)

燃油噴嘴導(dǎo)葉的熱疲勞和裂紋通過寬間隙釬焊、固溶熱處理、TBC應(yīng)用加工進(jìn)行原始輪廓的加工再制造。

4.5 示例5：高壓渦輪葉片的尖端修復(fù)

熱-機(jī)械疲勞裂紋和葉尖腐蝕是高壓渦輪葉片的常見損傷方式。航空發(fā)動機(jī)的高渦損傷葉片可采用激光熔覆、再生熱處理、TBC應(yīng)用、放電加工等方式，基于原始輪廓的長度來進(jìn)行再制造[26]。

5 結(jié)語

提高表面完整性是再制造技術(shù)的主要研究方向，而再制造技術(shù)是綠色制造技術(shù)發(fā)展的新方向。隨著當(dāng)代科學(xué)技術(shù)的迅速發(fā)展，越來越多的新材料（如單晶高溫合金和復(fù)合材料）、結(jié)構(gòu)（如整體葉盤或環(huán)）和工藝（如線性摩擦焊和激光噴丸）被用于先進(jìn)的高性能航空發(fā)動機(jī)，未來隨著航空航天工業(yè)的大發(fā)展，大量的報(bào)廢產(chǎn)品為再制造技術(shù)的發(fā)展提供了巨大的機(jī)遇。

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