激光熔覆技術在飛機修理中的應用

曹 強，程宗輝，張志強

(中國人民解放軍第5720工廠，安徽 蕪湖 241007)

激光熔覆技術在飛機修理中的應用

曹 強，程宗輝，張志強

(中國人民解放軍第5720工廠，安徽 蕪湖 241007)

概述了激光熔覆技術的工藝特點、熔覆材料和工藝方法等。針對飛機主起落架活塞桿零件材料及承力特點，開展了疲勞裂紋修復相關試驗研究。結果表明，在無任何熱處理條件下，采用激光熔覆技術修復飛機零件疲勞裂紋，可以獲得符合零件設計要求的規定疲勞壽命。該方法也為進一步提高飛機零部件的使用壽命提供了一個有效的途徑。

激光熔覆；抗拉強度；裂紋；修理

激光熔覆亦稱為激光熔敷，是指在激光束作用下將合金粉末或陶瓷粉末與基體表面迅速加熱并熔化,光束移開后自動冷卻形成稀釋率極低，與基體材料呈冶金結合的表面涂層,從而顯著改善基體表面耐磨、耐蝕、耐熱、抗氧化及電氣特性等的一種表面強化方法。其工作場景如圖1所示。

進入20世紀80年代以來, 激光熔覆技術得到了迅速發展, 目前已成為國內外激光表面改性研究的熱點，廣泛應用于機械制造與維修、汽車制造、紡織機械、航海與航天和石油化工等領域。

圖1 激光熔覆工作場景示例

作為目前工業領域廣泛應用的激光熔覆技術，其主要功能是針對表面磨損、腐蝕、劃傷、缺損等金屬零部件損傷及尺寸恢復，同時還可有效提高零部件服役性能。它可以在廉價金屬基材上制備出高性能的合金表面而不影響基體的性質，是一種經濟效益很高的新技術，因此，世界上各工業先進國家對激光熔覆技術的研究及應用都非常重視。

1 激光熔覆技術

1.1 激光熔覆原理

激光熔覆工藝依據材料添加方式不同，分為預置涂層法和同步送料法。預置涂層法即先用某種方式在基材表面預制一層金屬或合金，然后用激光使其熔化，獲得與基體材料冶金結合的熔覆層；同步送料法是在激光束照射基材的同時，將待熔的材料送入激光熔池，經熔融、冷卻后形成熔覆層的工藝過程[1]。激光熔覆材料包括金屬、陶瓷或者金屬陶瓷等，材料的形式可以是絲材、粉末和板材。

1.2 激光熔覆技術分類

目前應用于激光熔覆的激光器主要有輸出功率為1～10 kW的CO2激光器(連續激光熔覆技術)和500W左右的YAG激光器(脈沖激光熔覆技術)。近年來，脈沖激光熔覆技術主要用于有色合金表面改性，YAG激光器輸出波長為1.06 μm,較CO2激光波長小1個數量級,因而更適合此類金屬的激光熔覆。連續激光熔覆技術進行鋁合金激光熔覆,鋁合金基體在CO2激光輻照條件下容易變形,甚至塌陷。

1.3 激光熔覆工藝特點

(1)冷卻速度快(高達106 K/s), 屬于快速凝固過程,容易得到細晶組織或產生平衡態所無法得到的新相,如非穩相、非晶態等[2]。

(2)激光束能量密度高，作用時間短，可將基材熱影響區大小及熱變形降低到最小程度。

(3)激光熔覆層組織致密，微觀缺陷少，結合強度高，性能更優。

(4)激光熔覆層的尺寸和位置可以精確控制。

(5)激光熔覆對環境無污染，無輻射，低噪音，勞動條件得到較大改善。

(6)熔覆層稀釋率低(一般小于5%),與基體呈牢固的冶金結合或界面擴散結合，通過對激光工藝參數的調整,可以獲得低稀釋率的良好涂層,并且熔覆成分和稀釋度可控。

(7)熱輸入和畸變較小。

(8)粉末選擇幾乎沒有任何限制,特別是在低熔點金屬表面熔敷高熔點合金。

2 激光熔覆技術在飛機修理中的應用

2.1 激光熔覆技術在發動機葉片和飛機一般零件修理上的應用

利用激光填料焊接和激光熔覆技術對材料裂紋缺陷進行修復的研究始于20世紀80年代，主要是為了解決傳統裂紋修復工藝方法中工作量大、耗時以及修復質量不高的缺點。

在我國航空修理領域，上世紀90年代起，激光熔覆技術開始應用于航空發動機修理，當時主要解決某航空發動機渦輪轉子葉片葉尖磨短接長問題以及葉身損傷修復[3]，見圖2。經過近二十年的發展，激光熔覆技術雖已在各種航空發動機葉片與部件的強化與修復上獲得大量成功應用，但總體來說仍處于起步發展階段，其主要原因是既缺乏規范的工藝標準，又缺乏明確的驗收標準。

圖2 航空發動機鈦合金葉片激光修復

近年來，針對鋁合金、鈦合金、鎂合金等航空常用金屬材料制成的飛機結構零件表面損傷的激光修復技術，如各種搖臂、支架等一些非重要承力零件的裂紋、腐蝕等，已經積累了一定的試驗數據和修理經驗，取得了顯著的經濟效益和軍事效益，如圖3所示。

圖3 激光修復飛機鈦合金支臂

2.2 激光熔覆技術在飛機重要零件修理上的應用

為進一步擴大激光熔敷新工藝在飛機修理上的應用范圍，自2009年以來，對于飛機上拉伸強度達到甚至超過1240 MPa的超高強度結構鋼重要承力零件的表面損傷，已開始探索采用激光熔敷技術結合微弧火花工藝進行修復的可行性應用研究，并且取得了較好的效果。如采用激光熔覆輔以微弧火花沉積綜合工藝技術成功修復了某型三代戰機起落架活塞桿法蘭盤表面裂紋，見圖4。

圖4 某型三代戰機起落架活塞桿法蘭盤表面裂紋形貌

該零件為長桿類構件，法蘭盤厚度為8 mm，其上分布了9個Φ12螺栓孔，其作用是固定飛機剎車裝置，承受剎車載荷，一旦失效，必將導致嚴重飛行事故。

活塞桿材質為30CrMnSiNi2А，抗拉強度σb=1570MPa～1810MPa。由于此類鋼的碳含量較高(0.27～0.34%)，淬硬傾向大，熔焊性差，有較高的熱敏感性，在熔焊過程中極易產生冷裂紋、硬化區和軟化區，裂紋敏感指數Pcm大于0.445。通常只是在退火狀態下焊接，且焊后需立即進行250℃回火，若在調質狀態下焊接，易產生熱影響脆化與軟化區。

按照常規的裂紋修復方法，首先采用機械打磨方法排除裂紋，然后采用傳統氬弧焊進行焊接，但氬弧焊熱影響區大(約為5 mm)、而且焊接熱應力大，基體材料強度會顯著下降，即退火軟化現象。鑒于該零件的特殊技術要求以及幾何尺寸已定型等特點，修復后如通過后熱處理方法來消除焊接應力和恢復強度，極易導致零件變形而報廢。

針對傳統焊接方法存在的不足，為實現裂紋焊修過程活塞桿無變形，基材無損傷，只有在原先的淬火-回火調質狀態，且不能進行任何焊前預熱、焊后退火等輔助處理前提條件下開展，并確保焊補區性能應滿足力學性能要求。根據激光熔覆工藝特點，結合該起落架材料及承力特點，主要開展了以下試驗研究：

2.2.1 試驗內容設計及試驗

(1)30CrMnSiNi2A激光熔焊行為試驗

為了解30CrMnSiNi2A鋼的組織和激光熔焊情況，科研人員從相同材質和熱處理狀態的其它報廢零件上切下一環形塊進行試驗。采用功率為400 WYAG脈沖激光對環形塊的某一區域表面進行脈沖熔化凝固處理，氬氣保護。通過線切割和金相制樣，以及通過掃描電鏡表明，30CrMnSiNi2A鋼在合適的激光熔覆工藝參數下輻照下，未產生任何形態的氣孔、裂紋、夾渣等缺陷。

(2)填補材料的選擇

對于填充材料，應當滿足工件工況和激光熔覆工藝要求，熔覆材料的選擇是否適當，將直接影響到激光熔覆層的使用性能及激光熔覆工藝[4]。一是填充材料應具有良好的激光脈沖熔覆性能。二是要求填充材料應與基材有好的冶金相容性，能夠形成均勻的結合界面。三是填充材料在經過激光熔覆后，不經任何熱處理即具有高的力學性能。一般來說，激光熔覆鐵基合金粉末適用于要求局部耐磨而且容易變形的零件；鎳基合金粉末適用于要求局部耐磨、耐熱腐蝕及抗熱疲勞的構件；鈷基合金粉末適用于要求耐磨、耐蝕及抗熱疲勞的零件。

在飛機重要承力零件激光修復試驗中，填充材料的選擇尤為重要，它要求必須具有較好的激光熔焊性能，無裂紋和組織均勻，其次是在經過激光熔焊后，不經過任何后熱處理條件下具有良好的力學性能，且疲勞強度能夠滿足零件承載要求。

通過對試驗件沿著激光熔凝層中心測量其顯微硬度分布表明，表面熔凝區硬度略低于基材，其次產生了二個軟化區。因此，對于30CrMnSiNi2A鋼，不能采用自身作為填充材料來進行激光補焊。通過一系列反復試驗，最終選擇的沉積層材料為NH-800合金。

(3)30CrMnSiNi2A鋼與填充材料相容性試驗

選擇的填充材料與30CrMnSiNi2A鋼應發生液相互熔，且通過金相檢查和無損檢測X射線檢查無任何缺陷。

(4)模擬補焊試驗

裂紋排除形成的半圓形溝槽的激光模擬補焊試驗。

(5)力學性能試樣的制備

依據試驗設計方案制備靜載荷拉伸試樣以及譜載荷疲勞等試樣。

(6)強度試驗

依據試驗設計方案進行強度試驗，應符合設計要求。

2.2.2 試驗結果驗證

通過一系列模擬試片及激光熔覆、靜力、疲勞試驗結果證明，對于30CrMnSiNi2A鋼超高強度結構鋼損傷區域，采用激光熔覆輔以微弧火花和消除應力處理等工藝方法，是可以在無任何熱處理條件下，獲得技術規定的抗拉強度和所設定的載荷譜規定的疲勞壽命。

2.2.3激光熔覆工藝實施

激光熔覆工藝簡易流程如下：

損傷區域裂紋排除和清洗→微弧火花沉積→激光熔覆→表面機械修整→X射線/滲透檢查→超聲沖擊。

按照以上工藝步驟，經激光熔覆修理后的某零件，其各項性能指標均達到試驗技術要求，已裝機出廠安全飛行百余起落，見圖5。

激光修復過程中 激光修復完成后

3 結論

自上世紀激光熔覆技術發展成為一種新的表面改性技術以來，經過數十年的發展，在飛機修理領域已經從最初應用于軍用飛機發動機葉片損傷修復逐步發展應用于飛機搖臂、支架、起落架活塞桿等多種金屬材料零件常見腐蝕、裂紋等表面缺陷及損傷修復，可有效恢復零件使用性能。激光熔覆技術解決了傳統電焊、氬弧焊等熱加工過程中不可避免的熱變形、熱疲勞損傷等一系列技術難題，同時也解決了傳統電鍍、噴涂等冷加工過程中覆層與基體結合強度差的矛盾，這就為表面修復提供了一個很好的途徑[5]。特別是對于有特殊要求的航空重要承力構件的損傷修復，可以在無任何熱處理條件下獲得符合設計要求的規定疲勞壽命。

通過激光熔覆有關試驗，得出如下結論：

采用激光熔覆修復技術，用NH800鎳基合金成功地修復了30CrMnSiNi2A基體上的“U”形缺口；

對激光熔覆修復試件的拉伸試驗表明，采用NH800鎳基合金修復30CrMnSiNi2A基體，修復后零件的強度可以達到原基體強度的80%；

激光熔覆形成的修復區強度滿足飛機起落架設計規定的疲勞壽命技術要求。

[1] 汪定江，夏成寶.航空維修表面工程學[M]. 北京：航空工業出版社, 2006.

[2] 李亞江，李嘉寧, 等. 激光焊接/切割/熔覆技術[M]. 北京：化學工業出版社，2012.

[3] 程改青，穆亞輝，李寶增. 激光熔覆修復技術研究進展[J]. 熱加工工藝，2010，(18).

[4] 王東生,田宗軍,沈理達, 等. 激光熔覆技術研究現狀及其發展[J]. 應用激光，2012，(6).

[5] 李嘉寧, 陳傳忠. 激光熔覆技術在航空領域中的研究現狀 [J]. 航空制造技術,2010, (5).

[編校：楊 琴]

The Application of Laser Cladding on Aircraft Repair

CAO Qiang, CHENG Zonghui, ZHANG Zhiqiang

(Thepeople'sLiberationArmyofChinaNo.5720Factory,WuhuAnhui241007)

This paper formulates features of laser cladding, cladding material and technological method, etc. Aiming at characteristics of part materials and load of piston rod in main undercarriage of aircraft, experiments and research related to repair of fatigue crack were carried out. The results show that fatigue lifetime of part design can be gained by technology of laser cladding for repair of fatigue crack of aircraft parts with no heat treatment. This technology provides a very effective way to enhance service life of aircraft parts.

laser cladding; tensile strength; crack; repair

2015-01-14

曹強(1962- ), 男，安徽蕪湖人，工程師，研究方向為航空維修表面工程及飛機修理無損檢測技術。

TG174.4

A

1671-9654(2015)01-039-04