CN114438488A - 一种飞机发电机壳体增材防变形协同修复方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及激光熔覆增材修复技术领域,具体为一种飞机发电机壳体增材防变形协同修复方法,包括以下步骤:根据工艺参数‑散热‑变形关系,设计防变形装置,对目前的修复用粉末进行成分优化设计并制备出修复用的粉末;对零件进行缺陷去除,再对待修复区域进行打磨、清洗;对待修复区域进行磁粉探伤检测,用铝箔对待修复区域外进行防护;将待修复零件固定在防变形装置上,使用激光熔覆设备将制备的修复粉末喷涂到待修复零件上进行修复。本发明一是焊缝成形质量好、工件变形小;二是激光熔覆接由于激光能量密度高,热输入量小,结晶速度快,焊缝晶粒细小,焊接接头机械性能较好;三是激光熔覆HAZ小;四是修理周期大大减少,周期大大缩短。
Description
技术领域
本发明涉及激光熔覆增材修复技术领域,具体为一种飞机发电机壳体增材防变形协同修复方法。
背景技术
12Cr2Ni4A属合金钢,该钢经渗碳淬火回火后,表面有很高的强度、硬度,而且心部强度和韧塑性配合得很好,因此该钢广泛应用于飞机上截面较大、负荷较高而要求良好韧性的重要薄壁零件。某型号飞机12Cr2Ni4A钢制壳体主要作用是传递载荷,使用频率高,在使用过程中由于摩擦作用导致该壳体严重磨损,通常修理采用焊接修理,该壳体壁薄,修复过程中容易焊透,无法保证该航空零部件的正常工作性能。出现该情况的壳体目前采用换新的方式予以处理,成本较高,且常因备件供应困难造成修理进度受阻。因此,寻找该壳体增材防变形协同修复工艺以达到提高修复质量,节约成本,缩短修理周期的目的,是非常有必要的。
发明内容
针对上述技术问题,本发明提出了一种飞机发电机壳体增材防变形协同修复方法。利用激光增材防变形协同再制造方法,在结构件损伤部位采用激光束加热熔覆材料和基体表面,使所需特殊材料熔焊于零件损伤表面。该技术与基体呈牢固的冶金结合,结合强度高,超高的加热和冷却速度使熔覆层晶粒细化,具有热影响小、变形小,适用性强等系列优点。
本发明所要解决的技术问题采用以下技术方案来实现:
一种飞机发电机壳体增材防变形协同修复方法,包括以下步骤:
(一)根据工艺参数-散热-变形关系,设计防变形装置,对目前的修复用粉末进行成分优化设计并制备出修复用的粉末;
(二)对零件进行缺陷去除,再对待修复区域进行打磨、清洗;
(三)对待修复区域进行磁粉探伤检测,若检测不合格,则返工至步骤(二),直至合格为止,用铝箔对待修复区域外进行防护;
(四)将待修复零件固定在防变形装置上,根据修复要求设定工艺参数,使用激光熔覆设备将步骤(一)中制备的修复粉末喷涂到待修复零件上进行修复;
(五)对修复后的零件表面进行机械加工处理,并在处理后进行磁力探伤检测是否有裂纹,若有裂纹,则重复步骤(二)至(五),直至无裂纹为止;
(六)通过采用与零件材料相同的试样进行相同的修复过程,并进行力学拉伸试验,验证零件的力学性能效果。
优选地,步骤(一)中防变形装置包括基座(1)、设置在基座(1)顶部的中心定位圆环(2)、对称分布在中心定位圆环(2)两边的定位块(3)。
优选地,步骤(一)中防变形装置为紫铜材料。
优选地,步骤(一)中成分优化设计后的粉末组成成分具体为:C:0.25%~0.28%;Mn:0.7%~0.8%;Cr:0.8%~0.9%;Si:0.8%~0.9%;稀土0.008%~0.009%;S:≤0.03%,P:≤0.03%;Fe:余量。
优选地,步骤(一)中优化设计后的修复用粉末的制备具体过程为:配料、熔炼、雾化、筛粉收集、性能分析和测试。
优选地,步骤(二)中打磨、清洗具体为:采用钢丝刷或机械打磨工具清理,去除氧化层,漏出金属光泽,使用丙酮清洗。
优选地,步骤(四)中工艺参数为:
载气:99.999%的高纯氩气;
激光功率:500~800W;
扫描速度:8~10mm/s;
载粉气:380~400L/h;
搭接率:50~60%;
光斑直径:1.5~2.5mm。
优选地,步骤(四)中激光熔覆一层后清理表面氧化物,并待温度冷却至室温后再熔覆下一层。
优选地,步骤(五)中机械加工处理具体为电磨头或气动打磨。
本发明的有益效果是:
与传统氩弧焊接修复方法相比,本发明一是焊缝成形质量好、工件变形小;二是激光熔覆接由于激光能量密度高,热输入量小,结晶速度快,焊缝晶粒细小,焊接接头机械性能较好;三是激光熔覆HAZ小;四是修理周期大大减少,周期大大缩短。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明:
图1为待修飞机发电机壳体零件的结构示意图;
图2为本发明中防变形装置的结构示意图;
图3为壳体组件与防变形装置的装配示意图;
图4为本发明中增材防变形协同修复的流程图;
图5为试样的结构示意图。
图中:1、基座;2、中心定位圆环;3、定位块。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解,下面结合附图以及实施例对本发明进一步阐述。
某飞机部附件材料为12Cr2Ni4A渗碳钢,该部附件在使用过程中与壳体组件摩擦引起严重磨损,影响装配间隙并且导致该壳体强度下降,无法保证该航空部附件的正常工作性能。出现该情况的壳体目前采用换新的方式予以处理,修理成本较高,且常因备件供应困难造成修理进度受阻。本发明创新使用激光增材再制造技术替代换新,采用激光束加热熔覆材料和基体表面,使所需特殊材料熔焊于零件表面,实现损伤件修复,延长飞机壳体使用寿命。
如图4所示,一种飞机发电机壳体增材防变形协同修复方法,包括以下步骤:
(一)根据工艺参数-散热-变形关系,设计防变形装置,对目前的修复用粉末进行成分优化设计并制备出修复用的粉末。
如图1所示,为待修的飞机发电机壳体零件,该零件为空心结构,激光熔覆容易焊透咬边,因此,必须设计激光增材防变形协同修复工艺以保证修复质量。
如图2所示,所述防变形装置由基座1、设置在基座1上的中心定位圆环2、分布在中心定位圆环2两边的两个定位块3所组成。所述中心定位圆环2的外径尺寸与机发电机壳体零件的空心内径尺寸相适配,两个定位块2与飞机发电机壳体零件上的两个凸边结构相适配。为了便于散热,所述防变形装置采用紫铜材料制成。
工艺参数-散热-变形关系为:工艺参数主要影响整个热累积过程,其主要指激光功率、扫描速度、光斑直径以及激光修复间隔时间,每次熔覆间隔越短,热累积就大,由热胀冷缩可知,热累积越大,热胀变形大;其整个修复过程采用紫铜制作的防变形工装,由于紫铜热传导快,便于散热,同时防变形工装通过定位反变形阻止变形,有利于提高修复质量。
目前的修复用粉末进行成分优化设计:
目前修复用合金粉体成分为C:0.25%~0.30%,Mn:0.7%~1.0%,Cr:0.8%~1.0%,Si:0.8%~1.0%;;S:≤0.03%,P:≤0.03%;Fe:余量。
针对各元素对合金性能影响,对目前12Cr2Ni4A钢合金粉体进行成分优化设计为:C:0.25%~0.30%,Mn:0.7%~0.9%,Cr:0.8%~0.9%,Si:0.8%~0.9%;稀土0.007%~0.010%;S:≤0.03%,P:≤0.03%;Fe:余量。
再根据各元素对合金性能影响的作用,修复用粉体最终成分优化设计为:C:0.25%~0.28%,Mn:0.7%~0.8%,Cr:0.8%~0.9%,Si:0.8%~0.9%;稀土0.008%~0.009%;S:≤0.03%,P:≤0.03%;Fe:余量。其中稀土元素为Se、Lu、Yb中至少一种,最终优选为Se。
根据修复需求,制备的修复用粉体应满足:
(a)具有良好的流动性:≤25S/50g、高球形度≥0.99,以及低氧含量≤500ppm。
(b)粉末材料的热膨胀系数在(8-9)10-6K-1、导热性在(90-120)Wm—1K-1、熔点在1400-1500℃,应尽可能与被修复部件材料相近,以降低合金层的残余应力。
(c)具有良好的润湿性,润湿性与表面张力有关,表面张力越小,润湿角越小,液体流动性越好,粉末熔融状态润湿角≤70°。
修复用粉末的制备:包括:配料、熔炼、雾化、筛粉收集、性能分析和测试。
(A)配料的具体过程为:先进行配料,按照优选合金粉体成分的要求进行预制合金母材的预处理,包括除油、除锈等。取样品对化学成分、气体含量及杂质含量进行分析,若满足步骤(一)中确定的化学成分要求后,方可进行下一步;如若不满足要求,需重新配置原料,直至满足要求。
(B)熔炼的具体过程为:调整电源熔炼功率以及熔炼频率,熔炼功率:35-45KW,熔炼频率:3-4KHz;对配料好后的母材进行熔炼,得到合金溶液。
(C)雾化的具体过程为:在雾化过程中,通过控制雾化温度、雾化压力、气体流量及合金量流量等工艺参数控制粉末质量,其中,雾化温度为1400-1500℃,雾化压力为4-6MPa,气体流程为18-25L/min,合金量流量为0.6-1.2L/min。雾化完成后,制备的合金粉体通过旋风器收集于集粉罐中,集粉罐在密封状态下直接转入手套箱。
(D)筛粉收集的具体过程为:用60目的标准筛进行筛分,-60目的粉末装入不锈钢容器中保存,整个过程均处于氩气保护环境中,这样就保证了所制备粉末的洁净度。之后对粉末进行收集与筛分,采用270目和100目筛网筛分得到53-150μm段粒度的粉末。
(E)性能分析和测试的具体过程为:对筛分好的粉末进行成分分析、微观组织分析及粉末的性能测试(包括流动性、松装密度等),最终得到满足成分设计要求的粉末。
(二)对零件进行缺陷去除,再对零件的待修复区域周围20mm的范围内用钢丝刷或机械打磨工具清理,去除氧化层,确保露出金属光泽、表面洁净并用丙酮清洗。
(三)对待修复区域进行磁粉探伤检测,若检测不合格,则返工至步骤(二),直至合格为止,用铝箔等保护零件除修复区域以外激光可能照射到的其他部分,防止修复过程中受激光辐照损伤其他零件基体。
(四)将待修复零件固定在防变形装置上,如图3所示,根据修复要求设定工艺参数,使用激光熔覆设备将步骤(一)中制备的修复粉末喷涂到待修复零件上进行修复。修复过程中,激光熔覆一层后清理表面氧化物,并待温度冷却至室温后再熔覆下一层。
工艺参数如下:
激光熔覆设备:激光熔覆成套设备(2KWIPG激光器、库卡机器人等);
载气:99.999%的高纯氩气;
激光功率:500~800W;
扫描速度:8~10mm/s;
载粉气:380~400L/h;
搭接率:50~60%;
光斑直径:1.5~2.5mm。
(五)对修复后的零件表面进行电磨头或气动打磨、车削后磨削(研磨)等机械方法进行表面加工处理,并在处理后进行磁力探伤检测是否有裂纹,若有裂纹,则重复步骤(二)至(五),直至无裂纹为止。
(六)通过采用与零件材料相同的试样进行相同的修复过程,并进行力学拉伸试验,验证零件的力学性能效果。
具体的,采用与飞机部附件相同的12Cr2Ni4A材料加工拉力试棒,试棒上预制槽型缺口,其试样形式如图5所示,利用激光熔覆将试样上槽坑填平,并制作棒状拉伸试样后进行X射线探伤,检测熔覆区域内部缺陷情况。焊缝位于试样的中心。拉伸试验在拉伸机上进行。检测激光熔覆试验件力学性能如下表。
试验结果表明,在12Cr2Ni4A渗碳钢基体上激光增材优选设计的合金粉末,可以获得90%以上的抗拉强度效果,保证了飞机安全,延长了飞机使用寿命,具有很高的经济效益。
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解,本发明不受上述实施例的限制,上述实施例和说明书中描述的只是本发明的原理,在不脱离本发明精神和范围的前提下,本发明还会有各种变化和改进,这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。
Claims (9)
1.一种飞机发电机壳体增材防变形协同修复方法,其特征在于:包括以下步骤:
(一)根据工艺参数-散热-变形关系,设计防变形装置,对目前的修复用粉末进行成分优化设计并制备出修复用的粉末;
(二)对零件进行缺陷去除,再对待修复区域进行打磨、清洗;
(三)对待修复区域进行磁粉探伤检测,若检测不合格,则返工至步骤(二),直至合格为止,用铝箔对待修复区域外进行防护;
(四)将待修复零件固定在防变形装置上,根据修复要求设定工艺参数,使用激光熔覆设备将步骤(一)中制备的修复粉末喷涂到待修复零件上进行修复;
(五)对修复后的零件表面进行机械加工处理,并在处理后进行磁力探伤检测是否有裂纹,若有裂纹,则重复步骤(二)至(五),直至无裂纹为止;
(六)通过采用与零件材料相同的试样进行相同的修复过程,并进行力学拉伸试验,验证零件的力学性能效果。
2.根据权利要求1所述的一种飞机发电机壳体增材防变形协同修复方法,其特征在于:步骤(一)中防变形装置包括基座(1)、设置在基座(1)顶部的中心定位圆环(2)、对称分布在中心定位圆环(2)两边的定位块(3)。
3.根据权利要求2所述的一种飞机发电机壳体增材防变形协同修复方法,其特征在于:步骤(一)中防变形装置为紫铜材料。
4.根据权利要求1所述的一种飞机发电机壳体增材防变形协同修复方法,其特征在于:步骤(一)中成分优化设计后的粉末组成成分具体为:C:0.25%~0.28%;Mn:0.7%~0.8%;Cr:0.8%~0.9%;Si:0.8%~0.9%;稀土0.008%~0.009%;S:≤0.03%,P:≤0.03%;Fe:余量。
5.根据权利要求1所述的一种飞机发电机壳体增材防变形协同修复方法,其特征在于:步骤(一)中优化设计后的修复用粉末的制备具体过程为:配料、熔炼、雾化、筛粉收集、性能分析和测试。
6.根据权利要求1所述的一种飞机发电机壳体增材防变形协同修复方法,其特征在于:步骤(二)中打磨、清洗具体为:采用钢丝刷或机械打磨工具清理,去除氧化层,漏出金属光泽,使用丙酮清洗。
7.根据权利要求1所述的一种飞机发电机壳体增材防变形协同修复方法,其特征在于:步骤(四)中工艺参数为:
载气:99.999%的高纯氩气;
激光功率:500~800W;
扫描速度:8~10mm/s;
载粉气:380~400L/h;
搭接率:50~60%;
光斑直径:1.5~2.5mm。
8.根据权利要求1所述的一种飞机发电机壳体增材防变形协同修复方法,其特征在于:步骤(四)中激光熔覆一层后清理表面氧化物,并待温度冷却至室温后再熔覆下一层。
9.根据权利要求1所述的一种飞机发电机壳体增材防变形协同修复方法,其特征在于:步骤(五)中机械加工处理具体为电磨头或气动打磨。
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PB01 | Publication | ||
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GR01 | Patent grant | ||
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