专利名称：宽带激光熔覆修复航空发动机制件报废模具的方法及应用的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种宽带激光搭接熔覆修复航空发动机制件报废模具的方法及应 用，属于冶金技术领域。
背景技术：
目前，用于航空发动机制件报废模具修复的工艺方法主要有热喷涂和激光修 复。由于热喷涂工艺修复的涂层存在空洞、气孔等冶金缺陷，同时，热喷涂层与基材之间为 机械或半机械结合，结合强度较低，在使用过程中易发生脱落现象，限制了它的应用范围。 而激光熔覆修复的涂层具有组织细小、无孔洞、涂层熔覆厚度可控制、涂层与基材呈冶金结 合、结合强度高等特点。但是窄带激光熔覆修复光斑直径有限，在激光熔覆修复工件过程中 ，常常采用多道激光搭接熔覆修复方式进行。传统激光熔覆搭接方式一般采用按第l道、第2 道、第3道……的顺序进行。缺点是前面的激光熔覆道一旦产生裂纹或应力集中后，后面 的激光熔覆道的结晶就会受到影响，从而使裂纹随着搭接的进行从第一道向后面的激光熔覆 道发展，严重时发展为贯穿整个熔覆层的裂纹。因此，研发专用于激光搭接熔覆修复的搭接 方式和激光熔覆工艺成为航空发动机制件报废模具修复行业中亟待解决的关键问题。
发明内容
本发明的目的在于提供一种宽带激光搭接熔覆修复航空发动机制件报废模具的方法及 应用。本发明结合航空发动机制件报废模具的熔覆特点和应用性能要求，利用宽带激光隔行 扫描搭接熔覆修复航空发动机制件报废模具，熔覆层无裂纹，无夹杂，无气孔，且与基材冶 金结合良好，可有效提高航空发动机制件报废模具的使用性能。
本发明是这样实现的宽带激光搭接熔覆修复航空发动机制件报废模具的方法，其特点 为激光搭接熔覆按第l道、第3道、第5道、……第(2n-l)道、第2道、第4道、第6道、…… 第2n道顺序进行。
航空发动机制件报废模具试样采用钼丝线切割，激光熔覆前用金相砂纸对试样待熔覆表 面进行打磨，除锈去毛刺，并用丙酮清洗备用。
激光熔覆合金粉末采用激光熔覆专用合金粉末HT-1 。
所述激光熔覆专用合金粉末HT-1是由以下重量百分比的合金粉末经研磨混合而成的 80. 0%Fe、 0. 3%C、 1. 5%Si、 2. 0%B、 1. 2。/。Ni和15. 0%Cr。其具体的制备方法为按配方比例称 取粒度为-140 400目的各种合金粉末，在研钵中研磨4 8小时使之充分混合，即得。
合金粉末HT-1采用同步送粉方式。激光修复采用宽带连续C02激光器；优选采用宽带TJ-HL-T5000型连续C02激光器，腔内 选出混合低阶模，铜镜透射聚焦，焦距330mm。
激光熔覆工艺参数为激光输出功率3.0 3.6kW，优选为3. 5KW;扫描速度l 4mm/s， 优选为2mm/s;光斑尺寸15X2mm2。在此工艺条件下可获得良好的激光熔覆效果。这些工艺 参数均是发明人通过正交实验优化、筛选出来的最佳工艺参数。具体地说，先固定激光输出 功率，改变扫描速度，通过对熔覆层进行组织与力学性能的分析，获得最佳的扫描速度；再 固定扫描速度，改变激光输出功率，通过对熔覆层进行组织与力学性能的分析，获得最佳的 激光输出功率；最佳的扫描速度和激光输出功率的组合即为最佳工艺参数。
以上所述宽带激光搭接熔覆修复航空发动机制件报废模具的方法还可用于低、中碳钢或 低、中碳合金钢制件报废模具的修复。
在传统的激光熔覆搭接实验过程中，存在着搭接区域因温度梯度剧烈变化易出现裂纹及 搭接区硬度下降等缺陷，为了避免这些缺陷，本发明人从温度梯度平缓变化的角度出发，大 胆设想进行隔行扫描，即宽带激光搭接熔覆先按第l道、第3道、第5道、……第(2n-l)道进 行，目的是让未熔覆部位得到预热，然后再进行第2道、第4道、第6道、……第2n道的熔覆 ，这样就大大降低了宽带激光熔覆过程中的温度梯度，进而减少了开裂敏感性。发明人经过 一系列的实验研究和探索，最终确定此设想是可以成功实施的，并筛选出实施过程中的各项 工艺条件和参数。通过对隔行扫描的熔覆层进行组织和性能分析，结果表明搭接区组织均匀 、无裂纹、无空洞现象，且硬度变化不大。
采用本发明所述方法用宽带激光搭接熔覆修复航空发动机制件报废模具后，经显微组织 分析和形貌分析显示该熔覆层无裂纹，无夹杂，无气孔，熔覆层与基材之间为冶金结合，结 合强度高；修复层内组织细小、分布均匀；修复层硬度HRC为60以上，修复层耐磨性能比热 喷层高2倍以上。
与现有技术相比，本发明宽带激光搭接熔覆修复按第l道、第3道、第5道、……第 (2n-l)道、第2道、第4道、第6道、……第2n道顺序进行，克服了现行多道搭接熔覆方法采 用按第1道、第2道、第3道……的顺序进行激光熔覆修复的缺点，最大程度地减少了搭接区 的面积，最大程度地降低了搭接区回火对组织和性能造成的不良影响，同时也最大程度地降 低了每道熔覆区域之间的相互影响，较易获得大面积的无裂纹激光熔覆层。搭接熔覆的重叠 区内，由于发生了二次结晶，晶粒进一步均匀细化，也使激光熔覆层残余应力减少，有效提 高了航空发动机制件报废模具的使用性能。
具体实施例方式
本发明的实施例l:宽带激光搭接熔覆修复航空发动机制件报废模具将航空发动机制 件报废模具试样采用钼丝线切割，激光熔覆前用金相砂纸对试样待熔覆表面进行打磨，除锈 去毛刺，并用丙酮清洗备用；激光熔覆合金粉末采用激光熔覆专用合金粉末HT-1 (称取粒度 为-140 400目的合金粉末80.0wt.%Fe、 0. 3wt. %C、 1.5wt.%Si、 2. Owt. %B、 1.2wt.。/。Ni和 15.0wt.%Cr，在研钵中研磨4 8小时使之充分混合，即得)，合金粉末用同步送粉方式；采 用宽带TJ-HL-T5000型连续C02激光器对模具试样进行激光修复，腔内选出混合低阶模，铜镜 透射聚焦，焦距330mm;激光搭接熔覆按第l道、第3道、第5道、……第(2n-l)道、第2道、 第4道、第6道、……第2n道顺序进行；激光熔覆工艺参数为激光输出功率3.5KW，扫描速 度2mm/s，光斑尺寸15X2mm2。
修复后经显微组织分析和形貌分析显示该熔覆层无裂纹，无夹杂，无气孔，熔覆层与 基材之间为冶金结合，结合强度高；修复层内组织细小、分布均匀。修复层硬度HRC为65， 修复层耐磨性能比热喷层高2. 5倍。
本发明的实施例2:宽带激光搭接熔覆修复低、中碳钢制件报废模具将低、中碳钢制 件报废模具试样采用钼丝线切割，激光熔覆前用金相砂纸对试样待熔覆表面进行打磨，除锈 去毛刺，并用丙酮清洗备用；激光熔覆合金粉末采用激光熔覆专用合金粉末HT-1 (由 80.0wt.%Fe、 0. 3wt.%C、 1.5wt.%Si、 2. Owt. %B、 1. 2wt. 。/。Ni和15. Owt. 。/。Cr粉末经研磨混合而 成)，合金粉末用同步送粉方式；采用宽带连续C02激光器对模具试样进行激光修复，腔内 选出混合低阶模，铜镜透射聚焦，焦距330mm;激光搭接熔覆按第l道、第3道、第5道、…… 第(2n-l)道、第2道、第4道、第6道、……第2n道顺序进行；激光熔覆工艺参数为激光输 出功率3. OKW，扫描速度lmm/s，光斑尺寸15X2mm2。
修复后经显微组织分析和形貌分析显示该熔覆层无裂纹，无夹杂，无气孔，熔覆层与 基材之间为冶金结合，结合强度高；修复层内组织细小、分布均匀。修复层硬度HRC为62， 修复层耐磨性能比热喷层高2. 4倍。
本发明的实施例3:宽带激光搭接熔覆修复低、中碳合金钢制件报废模具将低、中碳 合金钢制件报废模具试样采用钼丝线切割，激光熔覆前用金相砂纸对试样待熔覆表面进行打 磨，除锈去毛刺，并用丙酮清洗备用；激光熔覆合金粉末采用激光熔覆专用合金粉末HT-1; 采用宽带连续C02激光器对模具试样进行激光修复，腔内选出混合低阶模，铜镜透射聚焦， 焦距330mm;激光搭接熔覆按第l道、第3道、第5道、……第(2n-l)道、第2道、第4道、第6 道、……第2n道顺序进行；激光熔覆工艺参数为激光输出功率3.6KW，扫描速度4mm/s，光斑尺寸15X2mm 。
修复后经显微组织分析和形貌分析显示该熔覆层无裂纹，无夹杂，无气孔，熔覆层与 基材之间为冶金结合，结合强度高；修复层内组织细小、分布均匀。修复层硬度HRC为63， 修复层耐磨性能比热喷层高2. 2倍。
权利要求
1.宽带激光搭接熔覆修复航空发动机制件报废模具的方法，其特征在于激光搭接熔覆按第1道、第3道、第5道、……第(2n-1)道、第2道、第4道、第6道、……第2n道顺序进行。
10.权利要求IO如权利要求l-9中任一项所述宽带激光搭接熔覆修复航空发动机 制件报废模具的方法在低、中碳钢或低、中碳合金钢制件报废模具修复中的应用。
全文摘要
本发明公开了宽带激光搭接熔覆修复航空发动机制件报废模具的方法及应用，该方法的特点是激光搭接熔覆按第1道、第3道、第5道、……第(2n-1)道、第2道、第4道、第6道、……第2n道顺序进行，可用于低、中碳钢或低、中碳合金钢制件报废模具的修复。本发明克服了现行多道搭接熔覆方法的缺点，最大程度地减少了搭接区的面积，降低了搭接区回火对组织和性能造成的不良影响，也降低了每道熔覆区域之间的相互影响，较易获得大面积的无裂纹激光熔覆层，且熔覆层无夹杂，无气孔，与基材冶金结合良好；搭接熔覆的重叠区内，由于发生了二次结晶，晶粒进一步均匀细化，使激光熔覆层残余应力减少，有效提高了航空发动机制件报废模具的使用性能。
文档编号B23K26/34GK101314850SQ20081030287
公开日2008年12月3日 申请日期2008年7月22日 优先权日2008年7月22日
发明者默 何, 刘其斌, 李宝增, 凯 杜, 温书涛, 运 龙 申请人:贵州大学