本發(fā)明涉及航空發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)向葉片修復(fù)，具體的說(shuō)是一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪導(dǎo)向葉片拼焊修復(fù)方法。
背景技術(shù)：
1、過(guò)渡液相擴(kuò)散連接(tlp，transient?liquid?phase?bonding)技術(shù)綜合了固相擴(kuò)散連接和高溫釬焊的優(yōu)點(diǎn)，可以獲得組織與母材相同、無(wú)晶界的高強(qiáng)度接頭。其工藝過(guò)程如下：連接溫度下，中間層合金熔化并填充間隙，形成中間液相層。中間液相層和母材金屬中的合金元素迅速擴(kuò)散，在較短時(shí)間內(nèi)溶解一定寬度的母材，合金元素的持續(xù)擴(kuò)散引起固/液相界面區(qū)域的成分變化從而導(dǎo)致液相區(qū)發(fā)生等溫凝固，接頭區(qū)域成分均勻化并最終得到成分和組織與基體一致的接頭。
2、與傳統(tǒng)的真空釬焊相比，其工藝上主要有兩個(gè)方面的差異，一是焊料成分，二是實(shí)施過(guò)程。焊料成分方面中國(guó)專利201810770280.2（公開(kāi)日為2020.08.14）公開(kāi)了一種tlp擴(kuò)散焊用的中間粉末和焊接方法，用于ic10高溫合金焊接作業(yè)。2020年出版的《材料導(dǎo)報(bào)》第34卷第18期第18131-18134頁(yè)公開(kāi)了鎳基非晶箔帶kni3a對(duì)ic9單晶高溫合金進(jìn)行過(guò)渡液相tlp擴(kuò)散焊接，研究了焊接參數(shù)對(duì)接頭凝固動(dòng)力學(xué)的影響機(jī)制。上述專利、論文更多的是集中與tlp焊接材料、焊接參數(shù)的研究與創(chuàng)新，然而對(duì)于工業(yè)應(yīng)用層面并沒(méi)有過(guò)多的涉及，尤其是在航空發(fā)動(dòng)機(jī)維修領(lǐng)域的零部件修理的批量應(yīng)用探索方面稍顯薄弱。
3、現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)制造的導(dǎo)向器葉片等具有復(fù)雜內(nèi)部空心結(jié)構(gòu)的零件，制造過(guò)程復(fù)雜、制造成本極高，導(dǎo)向器葉片通常采用整體鑄造方式制備，有2聯(lián)、3聯(lián)甚至更多，苛刻（高溫、高壓）的服役環(huán)境，一段時(shí)間后在某些特定部位（如：葉片進(jìn)、排氣邊）會(huì)出現(xiàn)裂紋、燒蝕故障，通常需要更換新品處理，局部故障導(dǎo)致整個(gè)零件報(bào)廢，導(dǎo)致大量的財(cái)產(chǎn)損失，利用tlp工藝特點(diǎn)針對(duì)導(dǎo)向器葉片開(kāi)發(fā)全新的拼接修復(fù)方法具有重要的現(xiàn)實(shí)意義。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
1、本發(fā)明的目的在于提供一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪導(dǎo)向葉片拼焊修復(fù)方法，以實(shí)現(xiàn)對(duì)受損的導(dǎo)向葉片進(jìn)行局部修復(fù)，避免因局部損壞而整體更換的目的。
2、為了實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用以下技術(shù)手段：
3、一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪導(dǎo)向葉片拼焊修復(fù)方法，包括以下步驟：
4、s1.將多聯(lián)葉片切割為單聯(lián)葉片；
5、s2.切除單聯(lián)葉片損壞部位，并對(duì)切割面進(jìn)行處理；
6、s3.與端口前處理后的補(bǔ)片進(jìn)行拼接，并在拼接面覆蓋中間層焊料；
7、s4.進(jìn)行真空釬焊處理，釬焊完成后進(jìn)行時(shí)效熱處理；
8、在進(jìn)行真空釬焊處理時(shí)，利用配重塊對(duì)拼接后的單聯(lián)葉片進(jìn)行配重施壓；
9、所述中間層焊料由cr、ni、w、b、co組成。
10、進(jìn)一步的，所述中間層焊料由cr?21~23%、ni?9~11%、w?7~9%、b2~4%，其余為co組成。
11、其中，中間層采用co基焊料，一方面利用co基焊料來(lái)減少釬焊過(guò)程中形成的脆硬相，從而避免因?yàn)閏r的加入，導(dǎo)致釬焊過(guò)程中形成大量脆硬相，焊接斷面脆性過(guò)大，難以適應(yīng)導(dǎo)向葉片在修復(fù)后的應(yīng)用環(huán)境。
12、同時(shí)，cr的添加不僅能夠增加焊料的耐蝕性，還能夠促進(jìn)整個(gè)中間層焊料與鈷基高溫合金之間的界面擴(kuò)散，使得焊料與鈷基高溫合金具備穩(wěn)定的界面結(jié)構(gòu)。
13、作為優(yōu)選的，所述中間層焊料為非晶態(tài)薄帶，所述中間層焊料的厚度為0.02~0.05mm。
14、其中，焊料的厚度對(duì)于焊接性能有很大的影響。如果焊料的厚度過(guò)厚，在焊層中容易產(chǎn)生微裂紋，從而降低焊層的可靠性。而如果焊層過(guò)薄，則又容易出現(xiàn)虛焊以及界面結(jié)合穩(wěn)定性下降的問(wèn)題。因而本申請(qǐng)采用由cr?21~23%、ni?9~11%、w7~9%、b?2~4%，其余為co組成的非晶態(tài)薄帶，以0.02~0.05mm作為焊料厚度，進(jìn)行釬焊。使其應(yīng)用在導(dǎo)向葉片的焊接修補(bǔ)中，能夠兼顧焊接可靠性，和使用穩(wěn)定性。讓焊料在完成焊接后，能夠滿足導(dǎo)向葉片使用環(huán)境的要求。
15、更進(jìn)一步的，在步驟s1中，對(duì)多聯(lián)葉片的切割采用線切割、激光切割或水刀切割中的一種。
16、更進(jìn)一步的，在步驟s2中，切割面采用銑削加工，切割面平行度小于0.03mm，銑削加工后單戀葉片的厚度減少原厚度的1/2。
17、更進(jìn)一步的，在完成步驟s3后，進(jìn)行步驟s4之間，還設(shè)置有中間層焊料定位電焊，電焊的電壓為200v。
18、更進(jìn)一步的，在步驟s4中，真空釬焊的釬焊溫度為1100~1300℃，釬焊時(shí)間20~30h。
19、通過(guò)設(shè)置特定的溫度，避免焊料在熔融流動(dòng)的過(guò)程中，在焊層中出現(xiàn)空洞的情況。
20、更進(jìn)一步的，在步驟s4中，時(shí)效處理的時(shí)效溫度為800~900℃，時(shí)間為30~50h。
21、利用時(shí)效處理來(lái)避免釬焊過(guò)程中造成焊料內(nèi)部產(chǎn)生裂紋。
22、本發(fā)明在使用的過(guò)程中，具有以下有益效果：
23、利用切割方式將多聯(lián)（≥2）的導(dǎo)向器葉片進(jìn)行拆分，去除故障部位，將合格部位重新利用，零件利用率提高50%以上；利用tlp擴(kuò)散連接方式獲得優(yōu)異的接頭性能；利用配重施壓方式，將tlp擴(kuò)散焊所需的焊縫壓力轉(zhuǎn)移至配重塊，降低了對(duì)釬焊爐以及復(fù)雜工裝的需求。
1.一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪導(dǎo)向葉片拼焊修復(fù)方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪導(dǎo)向葉片拼焊修復(fù)方法，其特征在于，所述中間層焊料由cr?21~23%、ni?9~11%、w?7~9%、b?2~4%，其余為co組成。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪導(dǎo)向葉片拼焊修復(fù)方法，其特征在于，所述中間層焊料為非晶態(tài)薄帶，所述中間層焊料的厚度為0.02~0.05mm。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪導(dǎo)向葉片拼焊修復(fù)方法，其特征在于，在步驟s1中，對(duì)多聯(lián)葉片的切割采用線切割、激光切割或水刀切割中的一種。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪導(dǎo)向葉片拼焊修復(fù)方法，其特征在于，在步驟s2中，切割面采用銑削加工，切割面平行度小于0.03mm，銑削加工后單戀葉片的厚度減少原厚度的1/2。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪導(dǎo)向葉片拼焊修復(fù)方法，其特征在于，在完成步驟s3后，進(jìn)行步驟s4之間，還設(shè)置有中間層焊料定位電焊，電焊的電壓為200v。
7.根據(jù)權(quán)利要求1或6所述的一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪導(dǎo)向葉片拼焊修復(fù)方法，其特征在于，在步驟s4中，真空釬焊的釬焊溫度為1100~1300℃，釬焊時(shí)間20~30h。
8.根據(jù)權(quán)利要求1或7所述的一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓渦輪導(dǎo)向葉片拼焊修復(fù)方法，其特征在于，在步驟s4中，時(shí)效處理的時(shí)效溫度為800~900℃，時(shí)間為30~50h。