专利名称：燃气轮机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复工艺方法
技术领域：
本发明属于金属表面裂纹修复方法，具体为一种燃气轮机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复方法。
背景技术：
现代燃气轮机广泛应用于航空发动机和地面电力燃机上，随着发动机效率的提高，发动机的燃气温度越来越高，同时发动机燃烧产生的高温燃气还具有很强的腐蚀性和氧化性。高压涡轮叶片处于燃气轮机的涡轮部位，燃烧室排出的温度最高的燃气直接作用于涡轮叶片叶尖附近，由于发动机的起停或突然状态改变，叶尖会产生很高的热应力，同时叶片高温蠕变伸长叶片尖端与外机匣发生磨损，在加上高温燃气的腐蚀和氧化作用，燃气轮机，特别是航空发动机高压涡轮叶片叶尖会出现早期开裂现象，随着工作时间的延长，叶尖裂纹呈增长趋势，很多叶片因裂纹超差而提前报废。由于叶片制造费用昂贵，对尚未达到设计寿命的叶片进行修复再用，是一件很有意义的事。
另一方面，由于高压涡轮叶片属Al、Ti含量很高的镍基高温合金，在焊接和焊后热处理过程中具有很高的热裂纹敏感性，通常属不可焊材料，这就给高压涡轮叶片的修复带来了很大的困难。
高压涡轮叶片叶尖的早期故障主要是磨损和裂纹，就故障形式看，服役时间越长磨损越突出，工作温度越高裂纹越突出。针对高压涡轮叶片叶尖磨损的修复，一般采用氩弧焊、激光焊等熔焊方法和钎焊、扩散焊等非熔焊方法进行，这方面国内外均有文献和专利报道，但高压涡轮叶尖裂纹的修复国内外很少有公开文献报道。
发明内容
本发明针对以上问题，提出一种燃气轮机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复工艺方法，可以对高Al、Ti高温合金涡轮叶片尖端裂纹进行修复，使原叶片达到能够正常再使用的水平。
本发明的技术方案是这样实现的一种燃气轮机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复工艺方法，根据燃气轮机高压涡轮叶片尖部裂纹情况采用相应显微打磨机械开口彻底去除裂纹；然后在气体保护下采用低热输入焊接工艺在叶尖打磨开口区进行堆焊；再对修复后的叶片进行恢复性能热处理。
所述开口大小为深度不超过叶身高度的15％，宽度以完全清除裂纹而基材损失最小为宜。
本发明修复材料采用国内或国外与基体材料成分相近、热膨胀系数相当、焊接性好的固溶强化或时效硬化的高温合金，性能优于被修复材料或同被修复材料相近。
所述修复材料为电极和粉末之一或两种形式同时使用，电极成分和粉末成分相同或不同。
所述低热输入焊接工艺包括激光焊接或高能微弧火花沉积或激光焊接/高能微弧火花沉积复合工艺。
本发明材料放置方式为在气体保护下，采用激光直接幅照粉末或高能微弧火花沉积电极；或者二者复合在补焊区堆焊，先采用高能微弧火花沉积电极预置底层，然后激光焊接在补焊区层层堆焊直至填满整个补焊区。
本发明保护气体为氮气、氦气、氩气或其混合气体。
所述热处理为900℃～1300℃，保温0～100小时，空冷。
本发明优点1、本发明根据燃气轮机高压涡轮叶片尖部裂纹情况打磨开口彻底去除裂纹，然后采用低热输入焊接工艺在补焊区进行堆焊，对修复后的叶片进行热处理。其工艺方法简单，不需真空和预热，对叶片基材损伤小，实现了高压涡轮叶片叶尖裂纹的无损修复，降低了修理成本。
2、本发明通过采用高温合金填料，在室温下使用高能微弧火花(也叫电火花)和激光束，在气体保护下对燃气轮机的高压涡轮叶片尖部裂纹进行补焊并通过热处理等成套工艺方法进行修复，工艺方法简单，操作容易。
3、本发明对高温合金热损伤小，热影响区窄或无热影响区，有效避免了补焊材料与基材界面裂纹的产生，使不可焊的高温合金材料变得可焊，而且该方法无需预热。
4、本发明方法不但可用于修复燃气轮机高压涡轮叶片叶尖裂纹，还可以用来修复汽轮机、烟气轮机及其它涡轮机构高压及低压叶片叶尖裂纹。用该工艺方法修复的某航空发动机高压涡轮叶片已通过368小时长期台架试车考核。
图1为高压涡轮叶片及其尖部裂纹示意图；图中，1-高压涡轮叶片；2-尖部裂纹。
图2为裂纹补焊主要工艺示意图，工艺过程包括裂纹→打磨开口→填料焊→热处理。
图3(a)-(b)为实际裂纹修复组织结构，补焊区由高能微弧火花沉积和激光焊接复合堆焊完成；图3(a)为填料焊组织，图3(b)为热处理后组织。
具体实施例方式
航空发动机、地面电力燃机裂纹超差形式多种多样，有单个裂纹也有密集裂纹，本发明的特征在于可对高压涡轮叶片尖部长度不大于叶身高度15％的裂纹进行修复，裂纹通过开口打磨去除，打磨开口区填补由激光焊接、高能微弧火花或二者复合工艺堆焊完成，修复区与基体为冶金结合无裂纹，修复区所用材料为与基体相容且有良好的高温力学性能的高温合金，对补焊后的叶片要进行恢复组织热处理。其工艺方法为1、根据高压涡轮叶片叶尖裂纹长度和密集程度采用开口形式打磨清除裂纹，开口深度不超过叶身高度的15％，宽度以完全清除裂纹而基材损失最小为宜。
2、修复材料修复材料采用国内或国外与基体材料成分相近、热膨胀系数相当、焊接性好的固溶强化或时效硬化的高温合金，性能优于被修复材料或同被修复材料相近。
3、在气体保护下，采用激光直接幅照粉末或高能微弧火花沉积电极或二者复合在补焊区层层堆焊直至填满整个补焊区并留有打磨余量。
4、对高压涡轮叶片的补焊区进行修形、抛磨、喷丸处理。
5、对叶片进行恢复组织热处理，温度900℃～1300℃，保温0～100小时，空冷。
6、叶片修复前不需要进行预热。
7、修复用金属电极材料需要去氧化皮，机械加工至适合补焊区大小。修复用金属粉末材料需要进行干燥，过筛，粒度不大于200目。对修复区域需要进行清洁处理，去氧化皮，使其表面光亮。
实施例1某航空发动机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复，材料为K465合金，具体步骤如下1、根据高压涡轮叶片叶尖裂纹长度和密集程度采用开口形式打磨清除裂纹，开口深度最大5mm，宽度以完全清除裂纹而基材损失最小为宜。
2、在氩气保护下，采用中国科学院金属研究所研制的3H-ES-6金属表面强化修复机进行高能微弧火花(电火花)沉积，电极直径Φ1mm，电极在补焊区层层堆焊直至填满整个补焊区并留有打磨余量。
3、高能微弧火花沉积材料为GH44。
4、对高压涡轮叶片的补焊区进行修形、抛磨、喷丸处理。
5、对叶片进行热处理，温度900℃，保温2小时，空冷。
6、叶片修复前不需要进行预热。
7、修复用金属电极材料需要去氧化皮，机械加工至适合补焊区大小。
用该工艺方法修复的高压涡轮叶片通过X光、荧光检测符合修复技术标准。
实施例2与实施例1不同之处是某航空发动机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复，叶片材料为Rene80，采用开口填料焊进行修复，开口深度最大7mm，修复材料为IN625粉末，平均粒度为270目左右。在氦气保护下，采用激光焊接工艺在补焊区层层堆焊直至填满整个补焊区并留有打磨余量。之后进行磨修、检测、抛光、喷丸处理，最后叶片在1050℃、保温80小时，进行恢复性能热处理。
用该工艺方法修复的高压涡轮叶片通过X光、荧光检测符合修复技术标准。
实施例3与实施例1不同之处是某航空发动机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复，叶片材料为K24，采用开口填料焊进行修复，开口深度最大5mm。在氦气保护下，先采用中国科学院金属研究所研制的3H-ES-6金属表面强化修复机进行高能微弧火花沉积预置底层(电极直径为Φ3mm，底层高度为100um)，然后采用金属粉末进行激光焊接，在补焊区层层堆焊直至填满整个补焊区并留有打磨余量，电极和粉末均为Haynes 230。之后进行磨修、检测、抛光、喷丸处理，最后叶片在1180℃、保温10小时，进行恢复性能热处理。
本实施例先采用高能微弧火花沉积电极预置底层，然后激光焊接在补焊区层层堆焊直至填满整个补焊区，可以尽量减少基材的热损伤。
用该工艺方法修复的高压涡轮叶片通过X光、荧光检测符合修复技术标准。
实施例4与实施例1不同之处是
某地面电力燃机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复，叶片材料为IN738，采用开口填料焊进行修复，修复材料为IN625粉末，平均粒度为320目左右，开口深度最大10mm。在氦气和氩气混合气体保护下，采用激光幅照IN625粉末层层堆焊直至填满整个补焊区的90％，然后采用中国科学院金属研究所研制的3H-ES-D3000金属表面强化修复机在IN625沉积层表面进行高能微弧火花沉积NiCrAlY并留有打磨余量。之后进行磨修、检测、抛光、喷丸处理，最后叶片在1210℃、保温24小时，进行恢复性能热处理。
本实施例先采用高能微弧火花和激光焊接结合的方式，是由于NiCrAlY热裂纹敏感性高，需要高能微弧火花沉积来提高表面抗氧化性。
如图3(a)-(b)所示为一实际裂纹修复后的组织结构，补焊区由高能微弧火花沉积和激光焊接复合堆焊完成。修复层无裂纹及明显冶金缺陷，与基体为很好的冶金结合，用该工艺方法修复的燃机叶片通过X光、荧光检测修复区质量符合修复技术标准。
实施例5与实施例1不同之处是某地面电力燃机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复，叶片材料为K24，采用开口填料焊进行修复，开口深度最大12mm，修复材料为K24电极，电极直径Φ5mm。在氦气保护下，采用中国科学院金属研究所研制的3H-ES-D3000金属表面强化修复机进行高能微弧火花沉积，在补焊区层层堆焊直至填满整个补焊区并留有打磨余量。之后进行磨修、检测、抛光、喷丸处理，最后叶片在1210℃、保温50小时，进行恢复性能热处理。
用该工艺方法修复的燃机叶片通过X光、荧光检测符合修复技术标准。
权利要求
1.一种燃气轮机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复工艺方法，其特征在于，根据燃气轮机高压涡轮叶片尖部裂纹情况采用相应显微打磨机械开口彻底去除裂纹；然后在气体保护下采用低热输入焊接工艺在叶尖打磨开口区进行堆焊；再对修复后的叶片进行恢复性能热处理。
2.按照权利要求1所述的燃气轮机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复工艺方法，其特征在于，所述开口大小为深度不超过叶身高度的15％，宽度以完全清除裂纹而基材损失最小为宜。
3.按照权利要求1所述的燃气轮机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复工艺方法，其特征在于，修复材料采用国内或国外与基体材料成分相近、热膨胀系数相当、焊接性好的固溶强化或时效硬化的高温合金，性能优于被修复材料或同被修复材料相近。
4.按照权利要求3所述的燃气轮机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复工艺方法，其特征在于，所述修复材料为电极和粉末之一或两种形式同时使用，电极成分和粉末成分相同或不同。
5.按照权利要求1所述的燃气轮机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复工艺方法，其特征在于，所述低热输入焊接工艺包括激光焊接或高能微弧火花沉积或激光焊接/高能微弧火花沉积复合工艺。
6.按照权利要求1、3、4或5所述的燃气轮机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复工艺方法，其特征在于，材料放置方式为在气体保护下，采用激光直接幅照粉末或高能微弧火花沉积电极；或者二者复合在补焊区堆焊，先采用高能微弧火花沉积电极预置底层，然后激光焊接在补焊区层层堆焊直至填满整个补焊区。
7.按照权利要求1所述的燃气轮机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复工艺方法，其特征在于，保护气体为氮气、氦气、氩气或其混合气体。
8.按照权利要求1所述的燃气轮机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复工艺方法，其特征在于，所述热处理为900℃～1300℃，保温0～100小时，空冷。
全文摘要
本发明属于金属表面裂纹修复方法，具体为一种燃气轮机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复方法。其具体方法为先根据燃气轮机高压涡轮叶片尖部裂纹情况打磨开口彻底去除裂纹，然后采用低热输入焊接工艺在补焊区进行堆焊，对修复后的叶片进行热处理。该发明的优点工艺方法简单，不需真空和预热，对叶片基材损伤小，实现了高压涡轮叶片叶尖裂纹的无损修复，降低了修理成本。本发明方法不但可用于修复燃气轮机高压涡轮叶片叶尖裂纹，还可以用来修复汽轮机、烟气轮机及其它涡轮机构高压及低压叶片叶尖裂纹。用该工艺方法修复的航空发动机高压涡轮叶片已通过368小时长期台架试车考核。
文档编号B23P6/00GK1883872SQ200510046729
公开日2006年12月27日 申请日期2005年6月22日 优先权日2005年6月22日
发明者王茂才, 谢玉江, 王东生, 王晓微 申请人:中国科学院金属研究所