一種針對飛機端軸頸零件表面的激光熔覆修復方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于激光熔覆技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種針對飛機端軸頸零件表面的激光熔覆修復方法，尤其涉及一種采用激光熔融沉積技術(shù)對飛機端軸頸零件在長期服役后出現(xiàn)的機械磨損和劃傷故障進行修復。
【背景技術(shù)】
[0002]飛機端軸頸零件是用于某飛機上固定發(fā)動機的重要承力件，其材料通常為lCrl5Ni4Mo3N半奧氏體沉淀硬化不銹鋼，該材料具有高的強度、低的缺口敏感性、優(yōu)良的橫向力學性能和耐腐蝕性能。然而飛機到一個翻修周期后，發(fā)現(xiàn)部分端軸頸的表面出現(xiàn)了不同程度的軸向或周向的劃傷或磨損，導致零件的表面粗糙且出現(xiàn)尺寸超差現(xiàn)象。端軸頸零件表面的劃傷和磨損深度通常為0.5?2.0mm，但對零件修復區(qū)域的強度、結(jié)合力、韌性有較高要求，故需采用能夠?qū)崿F(xiàn)冶金結(jié)合的熔焊方法進行修復。
[0003]根據(jù)端軸頸零件的維修要求，在維修過程中需解決的主要問題有:一是填充金屬與母材的線膨脹系數(shù)應相近；二是零件母材與填充材料應有良好的冶金相容性；三是熔化接頭區(qū)應具有優(yōu)良的力學性能和組織均勻性，為了滿足飛機一個大修周期的要求，修復區(qū)域的抗拉強度和沖擊韌性應不低于母材的90% ;四是修復過程中需嚴格控制零件的變形量、熱影響區(qū)深度和熱輸入量。顯然，常用的熔化焊修復方法(如手工電弧焊、氬弧焊等)的熱輸入量(多0.5KJ/mm)相對較大，容易引起端軸頸零件在修復過程中出現(xiàn)較大變形，修復后熱影響區(qū)深度也相對較大，難以滿足工廠或大修手冊的要求。因此，有必要根據(jù)飛機端軸頸的修復要求，選擇并研制新的修復技術(shù)和修復工藝。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明正是針對上述現(xiàn)有技術(shù)中存在的問題而設計提供了一種針對飛機端軸頸零件表面的激光熔覆修復方法，其目的是使零件修復區(qū)域無氣孔、未熔合、裂紋等缺陷，并具有良好的力學性能；此外，修復后端軸頸的尺寸應符合零件圖紙標準中的尺寸要求。
[0005]本發(fā)明的技術(shù)解決方案的具體內(nèi)容是:
[0006]1.所述端軸頸的材料為lCrl5Ni4Mo3N沉淀硬化不銹鋼，所述飛機端軸頸零件缺陷是指在零件表面局部區(qū)域內(nèi)的機械磨損或劃傷，缺陷深度為0.5?2.0mm，該激光熔覆修復方法是采用激光三維熔覆成形工藝及設備來完成的，其特征在于:針對飛機端軸頸零件激光熔覆修復方法的步驟包括:
[0007]1)對待修復飛機端軸頸零件表面的損傷區(qū)域進行磨削，去除表面雜質(zhì)和氧化層，磨削深度大于損傷區(qū)域的最大深度；
[0008]2)采用激光三維熔覆成形修復的工藝參數(shù)為:激光功率為500?1250W、激光掃描速度為400?1200mm/min、送粉方式為同軸的高純度氬氣送粉、送粉速度為3?15g/min、道次間的搭接率為30?70%、氣體保護方式為同軸雙通道的高純度氬氣保護、內(nèi)保護氬氣流量為5?40L/min、外保護氬氣流量為10?40L/min ；
[0009]3)填充材料是顆粒尺寸為Φ35?Φ 300 μ m的不銹鋼金屬粉末，該不銹鋼的化學成分及質(zhì)量百分比是:C..( 0.16%、S1..( 0.70%、Μη:0.5 ?1.0%、S 0.015%、Ρ:彡 0.020%、S+P:彡 0.030%、Cr:13.0 ?17.5%、N1:4.5 ?7.5%、Μο:1.0 ?3.5%、Nb:(1.0%、Ti 0.75%, N:0.05 ?0.10%，余量為 Fe，且 0、N、H 雜質(zhì)元素總量彡 0.5% ；
[0010]4)修復完成后，采用150?500°C的溫度對修復后的飛機端軸頸零件進行1?2小時的等溫熱處理以去除恪覆金屬中的殘余應力。
[0011 ] 當采用設備為Arnold 6KW三維激光焊接、制備系統(tǒng)時，所用的激光熔覆成形修復工藝參數(shù)為:激光功率為700?1000W、激光掃描速度為600?1000mm/min、送粉方式為同軸的高純度氬氣送粉、送粉速度為4?8g/min、道次間的搭接率為35?50%、氣體保護方式為同軸雙通道的高純度氬氣保護、內(nèi)保護氬氣流量為15?30L/min、外保護氬氣流量為15 ?30L/mino
[0012]當采用設備為Arnold 6KW三維激光焊接、制備系統(tǒng)時，所述的填充材料是顆粒尺寸為Φ45?Φ 150 μ m球形的不銹鋼金屬粉末。
[0013]本發(fā)明技術(shù)方案的優(yōu)點是:
[0014]本發(fā)明采用的激光熔覆修復方法修復飛機端軸頸表面的機械磨損和劃傷缺陷，具有熱輸入量小、精度高、可實現(xiàn)多維度轉(zhuǎn)動、自動化程度高和降低飛機維修時間與成本等特點，從而在修復端軸頸零件過程中能夠防止零件變形、修復的尺寸精度高，使得后續(xù)機械加工工作量大幅減少，提高修復效率。本發(fā)明采用的填充材料與母材具有相近的化學成分和膨脹系數(shù)，不僅與母材有著很好的冶金相容性，也使得激光熔覆修復過程中可以有效降低殘余應力、減小熔覆裂紋等缺陷的傾向；本發(fā)明采用的熔覆后等溫熱處理可以進一步有效消除熔覆殘余應力，也能夠提高熔覆層與母材有著很好的結(jié)合力與力學性能，從而保證修復后的端軸頸零件能夠適應服役中出現(xiàn)的各種苛刻環(huán)境。
[0015]采用本發(fā)明的方法對端軸頸零件表面進行的激光熔覆修復試驗，并對熔覆修復試樣的組織、室溫拉伸、室溫沖擊、硬度等力學性能進行了測試和分析，結(jié)果表明，激光熔覆層與零件基體實現(xiàn)了很好的冶金結(jié)合，組織致密、無裂紋、夾渣和氣孔等缺陷；激光熔覆態(tài)下熔覆層的抗拉強度、延伸率和沖擊韌性都略高于零件母材，而且熔覆層與母材的結(jié)合力也達到了母材強度的90%以上；而熔覆層的硬度則是達到了母材的94%以上。顯然，端軸頸經(jīng)激光熔覆后的修復層具備優(yōu)于母材的室溫拉伸強度、塑性和沖擊韌性，同時硬度性能和結(jié)合力性能與母材相當。
[0016]采用本發(fā)明對飛機端軸頸的磨損或劃傷部位進行了修復，修復后的零件變形量近乎為零，熱影響區(qū)深度能夠控制在0.5mm以下；修復區(qū)域無裂紋、夾渣等缺陷；修復后零件能夠恢復使用性能。
[0017]本發(fā)明可直接用于飛機端軸頸等軸類零件磨損、劃傷等表面缺陷的修復，解決當前一旦出現(xiàn)該類缺陷端軸頸零件就需報廢的問題，為飛機翻修節(jié)約成本和材料，也為其它飛機零件出現(xiàn)類似問題提供技術(shù)參考。
【附圖說明】
[0018]圖1待修飛機端軸頸零件表面的劃傷效果圖；
[0019]圖2修復后的飛機端軸頸零件效果圖。
【具體實施方式】
[0020]下面結(jié)合實施例對本發(fā)明的修復方法和工藝作詳細說明。
[0021]該種針對飛機端軸頸零件表面的激光熔覆修復方法，所述端軸頸的材料為lCrl5Ni4Mo3N半奧氏體沉淀硬化不銹鋼，所述飛機端軸頸零件表面缺陷是指在零件局部表面上的機械磨損和劃傷，磨削深度大于損傷區(qū)域的最大深度；磨削深度范圍約1.0?2.5mm,該激光熔覆修復方法是采用激光三維熔覆成形工藝及設備來完成的，該激光熔覆修復方法的步驟包括:
[0022]1)對待修復飛機端軸頸零件表面的損傷區(qū)域進行磨削，去除表面雜質(zhì)和氧化層，磨削深度約為1.0?2.5mm ；
[0023]2)采用激光三維熔覆成形修復的工藝參數(shù)為:激光功率為500?1250W、激光掃描速度為400?1200mm/min、送粉方式為同軸的高純度氬氣送粉、送粉速度為3?15g/min、道次間的搭接率為30?70%、氣體保護方式為同軸雙通道的高純度氬氣保護、內(nèi)保護氬氣流量為5?40L/min、外保護氬氣流量為1