卓義民，陳遠(yuǎn)航，楊春利

（哈爾濱工業(yè)大學(xué)先進(jìn)焊接與連接國家重點實驗室，哈爾濱 150001）

在航空發(fā)動機中，渦輪及風(fēng)扇/壓氣機轉(zhuǎn)子葉片由于長期處于離心載荷、熱應(yīng)力及腐蝕等惡劣環(huán)境下，使用性能要求極高，被列為航空發(fā)動機制造中最核心的部件之一，它的制造占據(jù)了整個發(fā)動機制造30%以上的工作量[1–3]。長期處于惡劣復(fù)雜的工作環(huán)境，轉(zhuǎn)子葉片容易出現(xiàn)裂紋、葉尖磨損、斷裂損傷等缺陷，而修復(fù)葉片的成本僅為制造整體葉片的20%，因此開展航空發(fā)動機葉片修復(fù)技術(shù)的研究，有利于延長葉片使用壽命，降低制造成本，具有巨大經(jīng)濟(jì)效益。

航空發(fā)動機葉片修復(fù)及再制造主要包括以下4個步驟[4]：葉片預(yù)處理（包括葉片清理[5]、三維檢測以及幾何重構(gòu)[6–7]等）；材料沉積（包括利用先進(jìn)焊接與連接技術(shù)完成缺失材料的填充堆積[8–10]、恢復(fù)性能熱處理[11–13]等）；葉片整修（包括磨削、拋光等機加工手段[14]）；修復(fù)后處理（包括表面涂層[15–16]及強化處理[17]等），如圖1所示。其中材料沉積是保證葉片修復(fù)后力學(xué)性能的關(guān)鍵。航空發(fā)動機葉片主要構(gòu)成及材料如圖2所示，針對不同材料及不同的缺陷形式，相應(yīng)的修復(fù)方法研究是實現(xiàn)損傷葉片高質(zhì)量修復(fù)及再制造的基礎(chǔ)。本文以鎳基高溫合金渦輪葉片和鈦合金風(fēng)扇/壓氣機葉片為對象，論述、分析了現(xiàn)階段不同航空發(fā)動機葉片損傷類型采用的修復(fù)方法及關(guān)鍵技術(shù)，并對其優(yōu)缺點進(jìn)行闡述。

鎳基高溫合金渦輪葉片修復(fù)方法

鎳基高溫合金渦輪葉片長期工作在高溫燃?xì)夂蛷?fù)雜應(yīng)力的環(huán)境中，葉片常出現(xiàn)疲勞熱裂紋、小面積表面損傷（葉尖磨損及腐蝕損傷）以及疲勞斷裂等缺陷。由于渦輪葉片疲勞斷裂修復(fù)后的安全性較低，出現(xiàn)疲勞斷裂后，一般直接予以更換而不進(jìn)行焊接修復(fù)。渦輪葉片常見兩類缺陷及修復(fù)方法如圖3所示[4]，以下將針對鎳基高溫合金渦輪葉片這兩類缺陷，分別對其修復(fù)方法展開介紹。

1 鎳基高溫合金渦輪葉片裂紋修復(fù)

針對渦輪葉片裂紋缺陷的修復(fù)，一般采用釬焊及固相焊修復(fù)方法，主要包括：真空釬焊、瞬時液相擴(kuò)散連接、活性擴(kuò)散焊以及粉末冶金再制造等修復(fù)方法。

Shan等[18]采用光束真空釬焊的 方 法，分 別 用Ni–Cr–B–Si系 和Ni–Cr–Zr系 釬 料 對ChS88鎳 基 合金葉片裂紋進(jìn)行了修復(fù)試驗，結(jié)果表明，和Ni–Cr–B–Si釬料相比，由于Ni–Cr–Zr釬料中的Zr不易擴(kuò)散，基材沒有明顯侵蝕，其焊接接頭韌性更高，采用Ni–Cr–Zr釬料可以實現(xiàn)Chs88鎳基合金葉片裂紋的修復(fù)。Ojo等[19]研究了間隙尺寸和工藝參數(shù)對Inconel718鎳基合金擴(kuò)散釬焊連接接頭組織及性能的影響，隨著間隙尺寸的增大，以Ni3Al為基的金屬間化合物和富Ni、富Cr硼化物等硬脆相的出現(xiàn)是導(dǎo)致接頭強度和韌性下降的主要原因。

瞬時液相擴(kuò)散焊是在等溫條件下進(jìn)行凝固的，屬于平衡條件下結(jié)晶，有利于成分和組織的均勻化[20]。Pouranvari[21]研究了瞬時液相擴(kuò)散焊連接Inconel718鎳基高溫合金，發(fā)現(xiàn)填料中Cr的含量和基體的分解范圍是影響等溫凝固區(qū)域強度的關(guān)鍵。Lin等[22]研究了瞬時液相擴(kuò)散焊的工藝參數(shù)對于GH99鎳基高溫合金連接接頭組織和性能的影響，結(jié)果表明，隨著連接溫度的升高或時間的延長，沉淀區(qū)的富Ni和富Cr硼化物數(shù)量減小，同時沉淀區(qū)晶粒尺寸較小，室溫和高溫拉剪強度均隨著保溫時間的延長而增加。目前瞬時液相擴(kuò)散連接已經(jīng)被成功用來修復(fù)低應(yīng)力區(qū)域的細(xì)小裂紋以及重建無冠葉片尖端損壞[23–24]，盡管瞬時液相擴(kuò)散焊在多種材料中成功應(yīng)用，但是其僅限于小裂紋（約250μm）的修復(fù)。

圖1 航空發(fā)動機葉片修復(fù)及再制造的主要流程Fig.1 Main procedures of the repairing and remanufacturing of aero-engine blades

圖2 航空發(fā)動機不同部位葉片的常用材料Fig.2 Frequently-used materials of aero-engine blades in different parts

圖3 鎳基高溫合金渦輪葉片缺陷主要修復(fù)方法Fig.3 Main repair methods of turbine blade defects of Ni-based superalloy

當(dāng)裂紋寬度大于0.5mm，毛細(xì)作用不足以填充裂紋時，利用活性擴(kuò)散焊可以達(dá)到葉片修復(fù)的目的[24]。Su等[25]采用活性擴(kuò)散釬焊的方法，利用DF4B釬料對In738鎳基高溫合金葉片進(jìn)行了修復(fù)，獲得了高強度、耐氧化的釬焊接頭，接頭中析出的γ′相具有強化作用，抗拉強度達(dá)到母材的85%，接頭斷裂在富Cr硼化物的位置。Hawk等[26]同樣采用活性擴(kuò)散焊對René 108鎳基高溫合金葉片的寬裂紋進(jìn)行修復(fù)。粉末冶金再制造作為新近發(fā)展起來的先進(jìn)材料表面求原重構(gòu)的方法，被廣泛應(yīng)用于高溫合金葉片修復(fù)中，可對葉片大間隙缺陷（5mm以上）如裂紋、燒蝕、磨損以及孔洞等進(jìn)行三維空間的近等強度的恢復(fù)及重建[27]。加拿大Liburdi公司研制了LPM（Liburdi powder metallurgy）方法用以修復(fù)焊接性能較差的高Al、Ti含量的鎳基合金葉片，工藝過程如圖4所示[28]。近年基于該方法的垂直層壓粉末冶金方法可以對25mm寬的缺陷進(jìn)行一次性釬焊修復(fù)[29]。

2 鎳基高溫合金渦輪葉片表面損傷修復(fù)

鎳基高溫合金葉片表面出現(xiàn)小面積打傷及腐蝕損傷等表面損傷缺陷時，通常可以通過機加工將損傷區(qū)域去除并開槽，利用相適應(yīng)的焊接方法進(jìn)行填充修復(fù)。目前研究主要集中于激光熔化沉積和氬弧焊修復(fù)。

美國特拉華大學(xué)的Kim等[30]對高Al、Ti含量的Rene80鎳基合金葉片進(jìn)行了激光熔覆和手工焊接修復(fù)，并將經(jīng)過焊后熱處理的工件與經(jīng)過焊后熱處理和熱等靜壓處理（HIP）的工件進(jìn)行了對比分析，發(fā)現(xiàn)HIP能夠有效減少較小尺寸氣孔缺陷。華中科技大學(xué)的Liu等[31]采用激光熔覆技術(shù)對718鎳基合金渦輪機組件槽類及孔類缺陷進(jìn)行了修復(fù)研究，探討了激光功率密度、激光掃描速度以及熔覆形式對修復(fù)過程的影響，如圖5所示。

在氬弧焊修復(fù)方面，中國航發(fā)沈陽黎明航空發(fā)動機（集團(tuán)）有限責(zé)任公司曲伸等[32]采用鎢極氬弧焊方法對DZ125高溫合金渦輪葉片葉尖處的磨損和裂紋問題進(jìn)行修復(fù)研究。結(jié)果表明，采用傳統(tǒng)鈷基焊材修復(fù)后，熱影響區(qū)容易產(chǎn)生熱裂紋且焊縫硬度降低，而采用新開發(fā)的MGS–1鎳基焊材，并結(jié)合合適的焊接與熱處理工藝，可有效避免熱影響區(qū)裂紋的產(chǎn)生，1000℃拉伸強度達(dá)到母材的90%。宋文清等[33]對K4104高溫合金渦輪導(dǎo)向葉片的鑄造缺陷進(jìn)行了補焊工藝研究，結(jié)果表明，采用HGH3113和HGH3533焊絲作為填充金屬，焊縫成形優(yōu)良，塑性好且抗裂紋能力強，而采用增加Zr含量的K4104焊絲焊接時液態(tài)金屬流動性差，焊縫表面成形不好，產(chǎn)生了裂紋、未熔合缺陷。由此可以看出，在葉片修復(fù)過程中，填充材料的選取占有至關(guān)重要的地位。

目前鎳基渦輪葉片的修復(fù)研究表明，鎳基高溫合金中由于含有Cr、Mo、Al等固溶強化元素以及P、S、B等微量元素，在修復(fù)過程中具有較大的裂紋敏感性，焊后容易出現(xiàn)組織偏析、生成脆性Laves相等缺陷，因而后續(xù)鎳基高溫合金的修復(fù)研究需要針對此類缺陷進(jìn)行組織及力學(xué)性能的調(diào)控。

圖4 LPM法工藝過程示意圖Fig.4 Schematic diagram of LPM manufacturing process

鈦合金風(fēng)扇/壓氣機葉片修復(fù)方法

鈦合金風(fēng)扇/壓氣機葉片工作過程中主要承受離心力、氣動力以及振動負(fù)荷等作用，使用過程中常出現(xiàn)表面損傷缺陷（裂紋、葉尖磨損等），鈦合金葉片局部折損缺陷，以及大面積損傷（疲勞斷裂、大面積打傷及腐蝕等）需要整體更換葉片的缺陷，不同缺陷類型及常用修復(fù)方法如圖6所示，以下將分別對這3類缺陷修復(fù)的研究現(xiàn)狀進(jìn)行介紹。

圖5 激光熔覆修復(fù)槽類及孔類缺陷Fig.5 Groove and hole defect repaired by laser cladding

1 鈦合金葉片表面損傷缺陷修復(fù)

鈦合金葉片在工作過程中表面常出現(xiàn)表面裂紋、小面積打傷及葉片磨損等缺陷，這類缺陷的修復(fù)與鎳基渦輪葉片相似，采用機加工去除缺陷區(qū)域，利用激光熔化沉積或氬弧焊方法進(jìn)行填充修復(fù)。

在激光熔化沉積方面，西北工業(yè)大學(xué)趙莊等[34]針對TC17鈦合金鍛件小尺寸表面缺陷（表面直徑2mm，深度0.5mm的半球形缺陷）進(jìn)行了激光修復(fù)研究，結(jié)果表明，激光沉積區(qū)內(nèi)β柱狀晶從界面處外延生長、且晶界模糊，熱影響區(qū)內(nèi)原針狀α板條和次生α相長大粗化，激光修復(fù)后的試樣與鍛件試樣相比，具有高強低塑的特點，抗拉強度從1077.7MPa升高到1146.6MPa，延伸率從17.4%下降至11.7%。潘博等[35]采用同軸送粉式激光熔敷技術(shù)對ZTC4鈦合金圓孔型預(yù)制缺陷進(jìn)行多次修復(fù)，結(jié)果表明母材到修復(fù)區(qū)的組織變化過程為片狀α相和晶間β相→網(wǎng)籃組織→馬氏體→魏氏組織，熱影響區(qū)硬度隨著修復(fù)次數(shù)的增加略有增加，而母材及熔敷層硬度變化不大。

在氬弧焊修復(fù)方面，北京航空航天大學(xué)侯慧鵬等[36]采用氬弧焊修復(fù)TC11鈦合金的預(yù)置梯形槽缺陷并進(jìn)行雙重退火熱處理，結(jié)果表明，熱處理前修復(fù)區(qū)和熱影響區(qū)為超細(xì)針狀α相分布在β相基體中，基材區(qū)為較細(xì)的網(wǎng)籃組織。熱處理后各區(qū)域的微觀組織均為板條狀初生α相+β相轉(zhuǎn)變組織，且修復(fù)區(qū)初生α相長度顯著大于其他區(qū)域，修復(fù)件的高周疲勞極限為490MPa，相比母材的疲勞極限下降約7.1%。手工氬弧焊同樣常用于葉片表面裂紋以及葉尖磨損的修復(fù)，其不足之處是熱輸入較大，大面積修復(fù)容易產(chǎn)生較大的熱應(yīng)力和焊接變形[37]。

目前研究表明，無論是采取激光熔化沉積還是氬弧焊修復(fù)，修復(fù)區(qū)域均存在高強低塑的特點，修復(fù)后葉片疲勞性能容易降低，下一步研究應(yīng)該集中于如何通過控制合金成分、調(diào)整焊接工藝參數(shù)以及優(yōu)化過程控制手段，調(diào)控修復(fù)區(qū)微觀組織，實現(xiàn)修復(fù)區(qū)的強塑性匹配，同時保證其優(yōu)異的疲勞性能。

2 鈦合金葉片局部折損修復(fù)

鈦合金轉(zhuǎn)子葉片折損缺陷的修復(fù)和鈦合金三維實體零件的增材制造技術(shù)從工藝過程看并無本質(zhì)區(qū)別，修復(fù)可以看作是以受損零件為基體，在斷裂截面和局部表層進(jìn)行二次沉積增材制造的過程，如圖7所示。根據(jù)熱源不同，主要分為激光增材修復(fù)和電弧增材修復(fù)。值得注意的是，近年來，德國871合作研究中心將電弧增材修復(fù)技術(shù)作為鈦合金整體葉盤修復(fù)的研究重點[38]，并采用添加形核劑等手段提高了修復(fù)性能[39]。

在激光增材修復(fù)方面，宮新勇等[40]采用TC11合金粉末對TC11鈦合金進(jìn)行激光熔化沉積修復(fù)工藝研究，修復(fù)后薄壁樣沉積區(qū)及界面重熔區(qū)具有典型的魏氏組織特征，基體熱影響區(qū)組織由魏氏組織向雙態(tài)組織過渡，沉積區(qū)抗拉強度約為1200MPa，高于界面過渡區(qū)及基體，而塑性稍低于基體，拉伸試樣均斷裂于基體內(nèi)部，最終通過逐點熔化沉積的方法對實際葉輪進(jìn)行修復(fù)，并通過了超轉(zhuǎn)試驗考核，實現(xiàn)了裝機應(yīng)用。卞宏友等[41]利用TA15粉末對TC17鈦合金進(jìn)行激光增材修復(fù)研究，同時探究了不同退火熱處理溫度(610℃、630℃和650℃)對其組織性能的影響，結(jié)果表明，激光沉積修復(fù)TA15/TC17合金沉積態(tài)的抗拉強度可以達(dá)到1029MPa，但塑性較低，僅為4.3%，分別達(dá)到TC17鍛件的90.2%和61.4%，經(jīng)過不同溫度熱處理后，抗拉強度和塑性均有明顯提高，其中當(dāng)退火溫度為650℃時，抗拉強度最高為1102MPa，達(dá)到TC17鍛件的98.4%，斷后伸長率為13.5%，與沉積態(tài)相比明顯提高。

圖6 鈦合金風(fēng)扇/壓氣機葉片缺陷主要修復(fù)方法Fig.6 Main repair methods of fan/compressor blade defects of titanium alloy

圖7 金屬增材制造技術(shù)修復(fù)局部折損缺陷Fig.7 Local damage repaired by metal additive manufacturing

在電弧增材修復(fù)方面，Liu等[42]對缺角的TC4鈦合金葉片模擬試件進(jìn)行修復(fù)研究，沉積層中得到等軸晶和柱狀晶的混合晶粒形貌，最大拉伸強度達(dá)到991MPa，延伸率為10%。Zhuo等[43]利用TC11焊絲對TC17鈦合金進(jìn)行電弧增材修復(fù)研究，分析了沉積層以及熱影響區(qū)的組織演變規(guī)律，未熱處理條件下拉伸強度為1015.9MPa，同時延伸率為14.8%，綜合性能良好。Chen等[44]研究了不同退火溫度對TC11/TC17鈦合金修復(fù)試樣的組織及力學(xué)性能影響，結(jié)果表明較高的退火溫度有利于提高修復(fù)試樣的延伸率。

針對鈦合金葉片局部折損缺陷，利用金屬增材制造技術(shù)修復(fù)的研究剛處于起步階段，修復(fù)后的葉片不僅需要關(guān)注沉積層的力學(xué)性能，同時針對修復(fù)葉片界面處力學(xué)性能的評價也同樣至關(guān)重要。

3 鈦合金葉片大面積損傷葉片更換修復(fù)

為了簡化壓氣機轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，減輕重量，現(xiàn)代航空發(fā)動機葉片常采用整體葉盤結(jié)構(gòu)，它是將工作葉片和葉盤做成整體結(jié)構(gòu)，省去了榫頭和榫槽，達(dá)到減重目的的同時還可以避免常規(guī)結(jié)構(gòu)中榫頭榫槽的磨損以及氣動損失。針對壓氣機整體葉盤表面損傷及局部折損缺陷的修復(fù)，與上述分離式葉片修復(fù)方法類似，而對于整體葉盤葉身斷裂或缺塊的修復(fù)，線性摩擦焊以其獨特的加工方式及優(yōu)點被廣泛應(yīng)用，其工藝過程如圖8所示[45]。

Mateo等[46]采用線性摩擦焊方法對Ti–6246鈦合金進(jìn)行模擬修復(fù)研究，結(jié)果表明，同一處損傷至多3次的修復(fù)都具有較窄的熱影響區(qū)和較細(xì)的焊縫晶粒組織，拉伸強度隨修復(fù)次數(shù)的增加由1048MPa降至1013MPa，但拉伸和疲勞試樣測試均斷在遠(yuǎn)離焊縫區(qū)的母材區(qū)域。

Ma等[47]研究了不同熱處理溫度（530℃+4h空冷，610℃+4h空冷，670℃+4h空冷）對TC17鈦合金線性摩擦焊接頭微觀組織及力學(xué)性能的影響，結(jié)果表明，隨著熱處理溫度的提高，α相和β相的再結(jié)晶程度顯著增加。拉伸和沖擊試樣的斷裂行為由脆性斷裂變?yōu)轫g性斷裂，在670℃熱處理后，拉伸試樣斷裂在母材，抗拉強度為1262MPa，但延伸率僅為母材的81.1%。

目前國內(nèi)外研究表明，線性摩擦焊修復(fù)技術(shù)具有氧化物自清理作用，能夠有效去除結(jié)合面氧化物，無熔化造成的冶金缺陷，同時可實現(xiàn)異質(zhì)材料的連接，得到雙合金/雙性能整體葉盤，可完成不同材料整體葉盤葉身斷裂或缺塊的快速修復(fù)[38]。但是采用線性摩擦焊技術(shù)修復(fù)整體葉盤還存在許多問題有待解決，例如接頭殘余應(yīng)力較大、異質(zhì)材料連接質(zhì)量控制難等，同時針對新材料的線性摩擦焊焊接工藝還需進(jìn)一步探索。

圖8 線性摩擦焊更換整體葉盤的葉片F(xiàn)ig.8 Damaged blisk repaired by linear friction welding

結(jié)論

目前我國航空發(fā)動機葉片修復(fù)技術(shù)與國外相比仍有較大差距，低成本、高可靠性的焊接修復(fù)技術(shù)亟待開展廣泛而深入的系統(tǒng)研究。本文針對目前航空發(fā)動機葉片修復(fù)技術(shù)的研究現(xiàn)狀，進(jìn)行了相關(guān)總結(jié)并提出幾點展望：

（1）鎳基高溫合金葉片缺陷焊接修復(fù)后，易出現(xiàn)脆性共晶相、金屬間化合物，同時接頭具有高的裂紋敏感性。針對這些問題，后續(xù)應(yīng)集中研究鎳基高溫合金葉片修復(fù)過程中共晶相、金屬間化合物的產(chǎn)生機理，從填充材料、焊接修復(fù)工藝過程、焊后熱處理等方面出發(fā)，抑制或消除有害相的產(chǎn)生，減少裂紋敏感性。

（2）針對鈦合金葉片缺陷修復(fù)，修復(fù)后材料的各向異性對塑性和疲勞性能具有不利影響，疲勞性能降低是鈦合金葉片修理的主要問題。后續(xù)研究需要從鈦合金晶粒大小和組織類型出發(fā)調(diào)控葉片修復(fù)后的力學(xué)性能，晶粒大小的控制可具體通過采用變質(zhì)處理、電磁攪拌以及超聲振動等方法在熔池凝固過程中通過增加形核率，枝晶破碎，達(dá)到細(xì)化晶粒的目的。在組織類型調(diào)控方面，需要開展焊前填充材料選擇，焊接過程中熱循環(huán)控制，同時結(jié)合焊后熱處理制度研究，獲得滿足葉片使用性能要求的組織類型。

（3）針對不同材料、不同類型及不同位置缺陷修復(fù)后的性能評價指標(biāo)至關(guān)重要，同時結(jié)合損傷容限思想的相關(guān)性能測試亟待開展廣泛而深入的研究。

（4）現(xiàn)階段先進(jìn)高性能發(fā)動機中單晶葉片、定向凝固葉片以及鈦合金寬弦空心葉片的應(yīng)用愈發(fā)廣泛，需及時開展其相適應(yīng)的修復(fù)方法研究，以應(yīng)對葉片材料及結(jié)構(gòu)的變革。