一种飞机300M钢起落架活塞杆唇口裂纹激光熔覆修复方法与流程

本发明涉及活塞杆修复领域，具体的说是一种飞机300m钢起落架活塞杆唇口裂纹激光熔覆修复方法。

背景技术：

在飞机起落架外筒、活塞杆、机体零件、接头和轴等结构零件容易产生疲劳裂纹，传统的氩弧焊热影响大，易变形，残余应力大，修复可靠性低，无法满足修理要求。随着飞机服役时间延长起落架零件在长期受到冲击载荷，并处于腐蚀环境下，疲劳损伤概率越来越大，特别是起落架活塞杆价值极高，单件报废会导致全套起落架装置报废，经济损失极大。开展损伤再制造修复，并对其疲劳性能进行评估表征，以确保修复可行性和可靠性，可解决生产备件问题、节约大量修理成本，同时保证飞机寿命期内安全使用要求。

针对传统氩弧焊修复力学性能差，可靠性低的问题，利用激光熔覆技术尺寸精度高、热影响区小、工件变形量非常小，组织均匀、力学性能稳定等特点，提出一种起落架活塞杆裂纹的激光熔覆修复工艺方法。

如申请号cn201710785371.9超高强度钢起落架构件的电磁搅拌激光熔覆修复方法，包括以下步骤：(1)制备激光熔覆修复材料，(2)修复前表面清理，(3)电磁搅拌辅助激光熔覆修复，(4)机械加工，(5)无损检测，(6)去应力退火完成修复，该专利在修复前未对起落架进行模拟性能试验，无法确保该工艺的可靠性。

技术实现要素：

现为了解决上述技术问题，本发明提出了一种飞机300m钢起落架活塞杆唇口裂纹激光熔覆修复方法。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300m钢起落架活塞杆唇口裂纹激光熔覆修复方法，包括以下步骤：

第一步：通过模拟活塞杆的拉伸、冲击及疲劳性能实验确定激光修复工艺参数，同时确定激光熔覆修复的坡口形式为v型；

第二步：在修复前，选取模拟件，进行模拟件疲劳试验，评估试验结果，确定最终激光熔覆修复工艺；

第三步：对活塞杆裂纹进行激光修复；

第四步：修复完成后，对活塞杆修复区域进行检测，要求无裂纹和未熔合缺陷；

第五步：加工修复区域，恢复尺寸，满足图纸或装配要求。

所述模拟件疲劳试验步骤如下：

第一步：将模拟件固定在试验台夹具上，并施加垂直与模拟件轴线的集中力；

第二步：前100次试验将裂纹处于载荷谱集中力的作用区域；

第三步：后100次试验将模拟件旋转90度在施加集中力；

第四步：收集试验数据，评估试验结果。

所述第一步中激光修复工艺参数试验包括以下步骤：

第一步：按照hb5143-96进行室温拉伸试样的加工和测试；

第二步：按照hb5144-96进行室温冲击试样的加工与测试；

第三步：按照hb5287-96进行疲劳性能试样的加工和测试；

第四步：收集试验数据,评估试验结果确定激光修复工艺参数。

所述激光修复工艺参数如下：

功率：400w～600w；

速度：500mm/min～700mm/min；

送粉转速：3.5r/min～25.0rpm；

枪头保护气：15l/min；

载粉气：5l/min。

所述模拟件在开坡口之前需进行完全热处理及喷丸强化。

所述加工修复前需对活塞杆进行去应力退火。

本发明的有益效果是：本发明将激光熔覆技术应用于飞机起落架活塞杆唇口裂纹修复，修复后满足飞机寿命期内安全使用要求，能够解决飞机关键零件裂纹故障，具有很高的经济效益；本发明对活塞杆模拟件进行疲劳试验，确定最终的修复工艺，保证活塞杆在长时间使用过程中不会出现裂纹，以确保飞机在寿命期内安全使用要求。

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为本发明工作流程示意图。

具体实施方式

为了使本领域的技术人员更好的理解本发明的技术方案，下面将结合实施例中的附图，对本发明进行更清楚、更完整的阐述，当然所描述的实施例只是本发明的一部分而非全部，基于本实施例，本领域技术人员在不付出创造性劳动性的前提下所获得的其他的实施例，均在本发明的保护范围内。

如图1所示，一种飞机300m钢起落架活塞杆唇口裂纹激光熔覆修复方法，包括以下步骤：

第一步：通过模拟活塞杆的拉伸、冲击及疲劳性能实验确定激光修复工艺参数，同时确定激光熔覆修复的坡口形式为v型；；在确定激光修复工艺参数前，采用目视和无损检测方法，对裂纹位置的尺寸、分布和表现形式进行检查和分类统计；

第二步：在修复前，选取模拟件，进行模拟件疲劳试验，评估试验结果，确定最终激光熔覆修复工艺；

第三步：对活塞杆裂纹进行激光修复；采用6kw光纤激光三维加工系统作为激光熔覆修复设备和xf-g01金属粉末作为激光熔覆材料；

第四步：修复完成后，对活塞杆修复区域进行检测，要求无裂纹和未熔合缺陷；利用荧光和x射线检测技术对激光修复区域进行检测，同时利用游标卡尺测量修复区及上轴套配合处唇口凸缘内径尺寸，记录测量数据；

第五步：加工修复区域，恢复尺寸，满足图纸或装配要求；采用机床或手工抛修等加工手段加工修复区域。

在活塞杆模拟件疲劳试验前，对模拟件进行开坡口，进行激光熔覆，随后对激光熔覆后的模拟件进行机械加工，使模拟件恢复图纸尺寸。

所述模拟件疲劳试验步骤如下：

第一步：将模拟件固定在试验台夹具上，并施加垂直与模拟件轴线的集中力；

第二步：前100次试验将裂纹处于载荷谱集中力的作用区域；

第三步：后100次试验将模拟件旋转90度在施加集中力；

第四步：收集试验数据，评估试验结果。

所述第一步中激光修复工艺参数试验包括以下步骤：

第一步：按照hb5143-96进行室温拉伸试样的加工和测试；

第二步：按照hb5144-96进行室温冲击试样的加工与测试；

第三步：按照hb5287-96进行疲劳性能试样的加工和测试；

第四步：收集试验数据,评估试验结果确定激光修复工艺参数。

所述激光修复工艺参数如下：

功率：400w～600w；

速度：500mm/min～700mm/min；

送粉转速：3.5r/min～25.0rpm；

枪头保护气：15l/min；

载粉气：5l/min；通过室温拉伸、室温冲击和疲劳试验验证，表明室温冲击韧性平均81.2j/cm²，超过了母材的56.3j/cm²；室温抗拉强度平均1601mpa，为母材的81.7％(母材抗拉强度为1960mpa)，300m钢激光焊接接头疲劳寿命约为母材的61％，以上试验数据表面300m钢起落架活塞杆裂纹激光熔覆修复后满足飞机寿命期内安全使用要求。

所述模拟件在开坡口之前需进行完全热处理及喷丸强化。

所述加工修复前需对活塞杆进行去应力退火；通过陶瓷加热带进行加热同时选用温度控制仪测控温度。

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。