基于熱-力耦合的航空發動機葉片堆焊修復數值模擬

摘 要：壓氣機葉片極易出現各類損傷缺陷，因此研究其修復技術有十分重大的意義。利用某有限元軟件，使用順序熱-力耦合模型對受損葉片氬弧焊堆焊修復過程進行了數值模擬，同時使用Inconel 718合金進行單道堆焊試驗。結果表明，數值仿真結果與試驗結果吻合良好，所用有限元模型能有效模擬氬弧焊堆焊修復過程。分析不同堆焊層數、不同堆焊方案下葉片溫度場、熱變形和殘余應力情況，模擬過程中熔池形狀與實際熔池形狀較為吻合，熱源中心溫度達到堆焊要求；通過對比不同層數下熱變形量和殘余應力值發現，變形量和殘余應力值會隨著堆焊層數的增加而增大；順序堆焊在冷卻后的變形和殘余應力均大于往復堆焊；為了減小葉身殘余應力，應該在保證修復質量的前提下，盡量減少葉尖修復的長度和堆焊層數，并采用往復堆焊。最后對比修復后葉片和完好葉片的固有頻率，分析發現二者頻率幾乎相等，表明使用堆焊對損傷葉片進行修復具有較高的修復質量。

關鍵詞：航空發動機葉片； 堆焊修復； 溫度場； 殘余應力與變形； 振型分析

中圖分類號：TG404 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2024.07.008

基金項目： 國家自然科學基金（52172360）；先進航空動力創新工作站項目（HFY-KZ-2022-J09023）

作為航空發動機制造的核心部件之一，發動機葉片的制造工作量占整個發動機制造過程的30%，由于它的工作環境惡劣，長期處于離心載荷、熱應力和腐蝕的作用之下，轉子葉片極易出現葉尖磨損、裂紋和疲勞斷裂等缺陷，因此對其的使用性能有極高的要求[1]。據統計，對葉片進行修復只需要制造全新葉片成本的20%。所以為了延長葉片的使用壽命，降低制造成本，國內外許多學者著力于研究航空發動機葉片的再制造修復技術[2]。

對于葉尖受損（局部折斷、掉角）的航空發動機壓氣機轉子葉片，目前主要的修復技術有氬弧焊堆焊、激光增材技術和電子束堆焊技術等方法[3-4]。某型航空發動機手冊中指定的葉尖受損壓氣機轉子葉片的修復方法為氬弧焊堆焊，目前普遍認為，為了保證壓氣機的效率，修復后葉片應盡可能接近新葉片的狀態，但是由于氬弧焊焊接速度較慢，焊接熱輸入較大，在焊縫區與熱影響區有較大的殘余應力，易導致被修復葉片的力學性能發生較大衰退[5-6]。侯慧鵬等[7]采用氬弧焊對沉積態激光成形TC11鈦合金進行修復并進行雙重退火熱處理，測試了高周疲勞極限并進行分析。González等[8]對預熱處理后的IN939高溫合金進行惰性氣體保護電弧焊（TIG）熱影響區的開裂行為進行了研究。史吉鵬等[9]采用鎢極氬弧焊方法對DZ125高溫合金渦輪葉片葉尖處的磨損和裂紋問題進行修復研究。當前國內外學者的研究主要集中于焊縫、熱影響區的組織性能分析以及對修復過程進行仿真，針對基材和焊縫的整體力學性能研究仍然較少，且鮮見以葉片為研究對象。

因此，本文對某型發動機高壓壓氣機（HPC）第九級轉子葉片進行建模，采用順序熱-力耦合有限元模型，運用ANSYS Workbench對受損葉片氬弧焊堆焊修復過程進行數值模擬，同時使用Inconel 718合金進行單道堆焊試驗進行熱源驗證。研究修復后葉片的殘余應力分布特點以及不同修復長度和堆焊方案對葉片性能的影響，進一步對比修復后葉片與完好葉片的固有頻率，為評估氬弧焊堆焊修復后葉片的性能提供一定的理論依據。

1 數值模擬

1.1 順序熱-力耦合模型

1.2 建立葉片模型

HPC第9級轉子葉片由Inconel 718合金鑄造而成，其尺寸較小，整體高度約為33mm，葉身最厚處為2mm，在對其進行堆焊修復之前需要經過目視檢查以及裂紋檢查，檢查通過后根據原有葉身的長度確定堆焊高度，該修復高度≤1.5mm。

綜合考慮熱源施加的難度，模型形狀對應力以及變形的影響，得到某型發動機HPC第九級轉子葉片簡化模型。葉高為26mm，葉寬為20mm。為探究不同修復高度對葉片性能的影響，在葉尖處分別設置1～3層厚度為0.5mm、寬度與葉片相同的堆焊層，定義平行堆焊層方向為x方向，垂直葉盆方向為y方向，沿葉尖堆疊方向為z方向，如圖1所示。同時，為了探究焊接順序對堆焊質量的影響，分別設置了順序堆焊與往復堆焊兩種方案。順序堆焊時，熱源的軌跡是朝著一個相同的方向；往復堆焊時，每一層熱源軌跡的起點是上一層的終點。

葉尖的堆焊修復實際上是焊絲材料層層堆積的增材過程，因此本文使用生死單元法，將每層堆焊層劃分為10個生死單元，通過修改剛度矩陣來實現仿真分析過程中任意時刻單元的“殺死”與“激活”。焊接未開始時，堆焊層所有單元處于未激活狀態（即“殺死”狀態），但它并沒有被從模型中刪除，而是將其剛度矩陣和其他一些分析特性矩陣乘以一個很小的因子（缺省值為10-6），當熱源移動到該單元上時，將該單元溫度設置為熱源溫度，此時單元被激活，從而實現了對堆焊修復過程的模擬[13]。

在堆焊修復的模擬過程中，熱源對葉尖進行局部多次堆焊，熱源工藝參數根據熱源驗證試驗確定，見表1。葉尖一層堆焊層對應熱源掃過一次，所用時間為10s。

為了研究葉身上各部位的溫度和殘余應力分布規律，分別在葉片的前后緣，葉盆、葉背取4條特征路徑，以及6個特征點，如圖2所示。

1.3 材料參數設定

HPC第9級轉子葉片與堆焊所用焊絲的材料為Inconel 718合金，Inconel 718合金的化學成分見表2，其熱、力材料屬性分別如圖3、圖4所示[14]。

2 熱源驗證試驗

熱源在數值仿真的過程中扮演了十分重要的角色，因此為了對本文所用高斯面熱源模型的準確性進行驗證，確保其能夠對葉片堆焊修復過程進行模擬，需要進行熱源有效性的驗證試驗。

采用六軸機器人進行單道堆焊試驗，如圖5所示。堆焊工藝參數與數值模擬相同，見表1，試驗基材和焊絲材料均為Inconel 718合金，基材尺寸為20mm×20mm×5mm，焊縫區域寬度為2mm，使用ANSYS軟件建立的三維模型如圖6所示，尺寸與試驗基板一致。將試驗結果與數值模擬結果進行對比分析。同時參考文獻[15]的特征點與路徑位置，在焊縫中點處取一截面A，在截面A上選定特征點G和特征路徑5，分別繪制溫度歷史曲線圖和縱向殘余應力曲線圖。

3 結果與分析

3.1 熱源驗證

熔池形貌是否擬合決定了熱源模型的準確性，因此將試驗焊縫截面顯微照片圖與數值仿真的熔池形貌圖進行對比，如圖7所示。左側為試驗焊縫截面顯微照片圖，右側為在相同位置截取的熔池形貌數值計算溫度云圖。可以看出熔池形貌的模擬結果與試驗結果有較好的擬合度，驗證了熱源模型的有效性。

圖8為特征點G的溫度歷史與文獻中結果的對比曲線圖。由圖中數據可知，數值模擬結果與文獻結果之間存在較好的擬合關系，驗證了該熱源模型對溫度預測的準確性。

圖9為路徑5的數值模擬縱向殘余應力結果與文獻結果的對比曲線圖，分析曲線圖發現二者吻合較好，在圖8對溫度場準確模擬的基礎上，進一步驗證該熱源模型對縱向殘余應力模擬的準確性。因此，可以認為該熱源模型可以如實反映實際堆焊過程中的情況。

3.2 溫度場

圖10為順序堆焊時，分別對應于t=5s、t=15s、t=25s的葉片溫度場云圖。在堆焊過程中，熱源在堆焊路徑上沿x軸正向移動，堆焊層的溫度隨焊接過程中熱源位置的改變而發生變化。當t=25s時，熔池中心溫度約為2816℃，熔池與熱影響區的云圖形狀與實際溫度分布情況相似，即熱源所在區域附近存在明顯的溫度梯度，在遠離熱源作用區域，溫度較低且分布平緩。

圖11（a）為順序堆焊時，各節點溫度循環曲線，第一層中心節點B率先達到溫度峰值，在整個堆焊修復過程中，熱源先后在x方向上的不同高度經過B點，并且由于熱源在y方向上與B點的距離越來越遠，導致其對B點的熱流輻射逐漸降低，因此B點的溫度循環曲線上共出現三個溫度循環，且每次循環的峰值呈現降低的趨勢，這與熱源的熱傳導規律相符。與B點相似，位于第二層堆焊層中心的特征點D則出現了兩個溫度循環，且每次循環的峰值呈現降低的趨勢。由于選取的參考點B、D、E、F在同一條y方向的直線上，因此他們的時域變化規律相似。

圖11（b）為往復堆焊時的節點溫度循環曲線，相較于順序堆焊，位于堆焊層中間的參考點B、D、E、F的溫度趨勢沒有變化，原因是熱源經過它們的時間并未改變，只是改變了方向。而對于位于前緣的A點和后緣的C點來說，往復堆焊中熱源是不間斷地從它們的x方向經過，因此相比于順序堆焊來說溫度梯度更小，且只出現了兩次波峰。

圖12為不同堆焊層數下的溫度變化曲線，由圖12可知，三種情況下的時域變化規律相似，各情況出現峰值的次數與其堆焊次數相對應，且每次峰值呈升高趨勢，這是由熱量的累積效應導致的，符合溫度場的變化規律。

3.3 熱變形場

堆焊過程中，不同堆焊策略的葉片變形值曲線如圖13所示。在堆焊過程中，往復焊接的變形略高于順序焊接，但是在堆焊結束后，往復焊接的變形值則略低于順序焊接，順序堆焊約為0.0053mm，往復堆焊約為0.0046mm。在熱源移動過程中，堆焊層的溫度急劇上升，且變形量峰值位置隨著熱源的移動而發生移動，變形位置主要集中于堆焊層，原葉身幾乎不發生形變。變形量的峰值隨著堆焊層數的增加而增加，以順序堆焊為例，一層堆焊時約為0.0022mm，兩層堆焊時約為0.005mm，三層堆焊時約為0.0088mm。

3.4 應力場

將溫度場計算結果作為初始載荷，計算應力分布。不同時刻葉身整體等效應力分布云圖如圖14所示，在整個堆焊過程中，葉身上的應力值隨熱源的移動而發生變化。堆焊初始時刻，熱源剛剛被施加于葉尖，使得堆焊層溫度迅速升高，但是由于熱輻射的傳遞并不是瞬間的，稍遠離堆焊層和熱影響區的葉身溫度不會隨之馬上升高，導致此時在堆焊層附近產生較大的等效應力。而與此同時距離堆焊層更遠的、未受熱源直接影響的葉身區域則幾乎沒有應力產生。隨著堆焊過程的進行，等效應力峰值位置也隨著熱源的移動而變化，葉身各位置應力值逐漸升高。等效應力云圖整體分布趨勢與變形云圖分布趨勢類似，殘余應力最大值同樣出現在靠近葉尖位置的堆焊層。

以順序堆焊為例進行應力分析，如圖14（a）所示，可以看出氬弧焊堆焊過程中應力主要出現在堆焊層區域，中間區域應力分布較均勻，約為500～600MPa，遠離堆焊層區域應力幾乎為零，在原葉身的葉尖熱影響區位置有應力集中現象出現。分別對x方向（縱向）和y、z兩方向的應力進行對比分析，發現在x方向上的縱向應力值要遠大于y、z兩方向上的應力。沿x方向，堆焊層和熱影響區多數分布的是拉應力，而距離熱影響區更遠的葉身則主要分布壓應力，其值相對拉應力更小但是在葉身上存在范圍更大；沿y方向，即在葉尖堆焊層熱源移動方向垂直，堆焊層和熱影響區多數分布的是拉應力，距離熱影響區更遠的葉身則主要分布壓應力，其值相對拉應力更大；沿z方向，殘余應力大部分是壓應力，在堆焊層和熱影響區附近有小面積的拉應力分布。由于沿x方向的縱向應力遠大于y、z方向，為主應力，因此接下來將對該方向的應力變化進行分析。

特征點B、D、E、F分別位于各堆焊層中心位置，圖15為各點的縱向應力曲線，觀察曲線圖發現它們存在相似的時域特征，因此以位于原葉尖中心的B點為例進行分析。在熱源經過該點的時刻，初始狀態其應力表現為壓應力，繼而發展為拉應力。在堆焊結束后，隨著葉身整體逐步冷卻到室溫，B點殘余應力逐步降低并趨于穩定，不再發生變化。分析其原因，主要是由于在熱源移動時，會使得周圍的堆焊層溫度快速上升，從而出現熱膨脹現象，導致堆焊層體積增大，但是這種膨脹僅限于熱影響區以內，當超過這個范圍后，其余部分的葉身受熱源影響極小，體積并不發生變化，使得膨脹區域和周圍區域相互擠壓，從而形成壓應力。當熱源遠離后，原膨脹區域迅速冷卻，受到周圍區域的牽制作用，使得該區域產生拉應力。在整個堆焊修復過程中，熱源在x方向上共經過B點三次，所以其應力曲線存在三個波峰，而隨著堆焊層數的增加，熱源對該點的影響逐步減弱，因此每次峰值也隨之降低。

為說明堆焊層數的影響，繪制不同堆焊層數下葉身最大等效應力曲線，如圖16所示，通過對比發現，三種情況下的應力時域特征相似，在堆焊結束前的應力變化曲線大致重合，但是冷卻后的最大殘余應力隨堆焊高度變化，一層堆焊約為750MPa，兩層堆焊約為900MPa，三層堆焊約為1113MPa。產生這種現象的原因是在堆焊過程中，當熱源移動到某一位置時，由于熱傳導效應，熱源不僅會對當前堆焊層釋放熱輻射，同樣會對位于下方已凝固的堆焊層再次加熱，使其溫度升高發生膨脹，產生熱應力，同時還會降低它的屈服應力，當產生的熱應力超過屈服極限時，這層堆焊層就會發生塑性變形，從而使得之前存在于其中的殘余應力被部分消除，這個過程類似于一次熱處理，這就是在堆焊結束前應力會有一個急速下降過程的原因。但是由于高斯面熱源為局部熱源，熱影響區有一定的范圍，當堆焊層數增大，熱源的熱輻射無法擴散到完整的葉身，導致距離熱影響區較遠的葉身區域不存在上述的熱處理效應，導致葉身上的最大殘余應力會隨著堆焊層數的增加，即葉尖修復高度的升高而呈現逐漸上升的趨勢，最后在完全冷卻后趨于平穩。

圖17為各特征路徑上最大殘余應力曲線圖。圖17（a）對應順序堆焊，通過觀察發現，殘余應力主要分布在葉尖以及葉根的前后緣附近，最大值約為250MPa，而位于葉身中部的殘余應力很小，這與模型中尖端的應力集中現象有關，文獻[16]也對這一現象進行說明，但是對于環形零件，最大殘余應力分布在初始加工位置附近外壁上。圖17（b）對應往復堆焊，由圖可知往復和順序堆焊的應力分布規律總體相似，呈現浴盆狀分布，距離葉尖堆焊區域越遠，應力越小。

圖18為順序堆焊和往復堆焊的最大殘余應力曲線對比圖。由圖18中可知，在堆焊過程中（t=0～30s），往復堆焊的應力整體小于順序堆焊。從堆焊結束到葉身完全冷卻（t=30～ 60s），順序堆焊的殘余應力大于往復堆焊，其中順序堆焊約為1113MPa，往復堆焊約為1002MPa。出現這種現象的原因是在往復堆焊過程中，由于每一層堆焊熱源軌跡的起點是上一層的終點，使得葉身的溫度梯度相較于順序堆焊更小，因此使得整體應力也相對更小。

3.5 葉片振型分析

為了進一步分析堆焊對葉片質量產生的影響，以往復堆焊葉片為例，將修復后葉身上的殘余應力作為預應力導入模態分析模塊中，同時與完好葉片進行固有頻率對比分析，所得到的固有頻率代表結構的一種固有屬性，可以表征其力學特性。

完好葉片與修復葉片前20階固有頻率見表3。從表3中可以看出，修復后葉片的固有頻率略高于完整葉片，二者的差值在6%以下，最大差值是第1階，為5.63%，最小差值是第8階，為0.06%。因此可以認為完好葉片與修復后葉片具有相似的性能，使用堆焊方式對葉片進行修復能得到修復質量較好的葉片。

在前6階的頻率對比中，修復葉片的固有頻率均有所增加，1階固有頻率的增幅要高于后5階，因此修復后的殘余應力對1階固有頻率有較大的影響。

由于完整葉片與修復葉片的振型圖十分相似，因此在這里以熱源速度為2mm/s的往復修復葉片前6階振型為例，對其進行分析，如圖19所示。

第1階模態葉身上出現一條橫截線，位于葉根，是1階彎曲振動，最大振動頻率約為1337.2Hz，出現在葉尖。1階彎曲振動頻率為所有彎曲振動頻率中最低者，發動機葉片極容易出現1階彎曲振動，最為危險。許多葉片振動疲勞故障為1階彎曲振動所造成。對于第2階模態，在葉片上出現一條縱向節線和一條靠近葉根的橫向節線，是一階扭轉振動，最大頻率約為4417.8Hz，出現在葉尖兩端。第3階模態葉身出現兩條橫節線振型，在葉身上部和葉根，為一階彎曲振動，最大頻率約為7730.8Hz，出現在葉尖和葉身中部兩端。第4階模態出現一條縱線和兩條橫向節線組合振型，為二階扭轉振動，最大頻率約為13434Hz，出現在葉尖和葉身中部兩端。第5階模態在葉根出現一條節線，為弦向彎曲振動，最大頻率為14371Hz。第6階模態出現三條橫節線，為三階彎曲振動，最大頻率約為19328Hz。

4 結論

通過研究，可以得出以下結論：

（1）根據氬弧焊堆焊修復的熱流分布與焊縫特點，選用符合其特點的熱源模型建立了相應的有限元模型，并進行了單道堆焊試驗。數值模擬結果與試驗結果吻合良好，證明了數值模擬氬弧焊堆焊修復受損葉片過程的可靠性。

（2）對氬弧焊堆焊修復葉尖溫度場的分析表明，葉片的溫度分布受熱源位置的影響，是一個瞬態變化的過程。由于熱量的累積效應，導致試驗葉身上峰值溫度隨堆焊層數的增加而上升。

（3）變形量峰值位置隨著熱源的移動而發生移動，變形位置主要集中于堆焊層，原葉身基本不發生形變。堆焊層數與堆焊順序對葉片變形值的影響較大。冷卻后的變形方面，順序堆焊為0.0053mm，往復堆焊為0.0046mm。

（4）堆焊過程中殘余應力主要出現在焊縫區域，葉身上應力較小。縱向殘余應力主要分布在葉尖以及葉根的前后緣附近，最大等效應力與堆焊層數呈正相關。不同堆焊層數下的等效殘余應力值表明堆焊層數，即葉尖修復高度對殘余應力有較大影響。冷卻后的最大殘余應力方面，順序堆焊約為1113MPa，往復堆焊約為1002MPa。因此未來受損葉片葉尖堆焊修復的研究方向應是在保證修復質量的前提下，減少葉尖的修復高度。

（5）將堆焊后殘余應力作為預應力，對往復修復葉片進行固有頻率分析，同時與完好葉片進行對比，發現二者固有頻率差別不大，完好葉片略低于修復后葉片，表明使用堆焊對損傷葉片進行修復具有較高的修復質量。

參考文獻

[1]王浩，王立文，王濤，等.航空發動機損傷葉片再制造修復方法與實現[J].航空學報，2016，37（3）：1036-1048. Wang Hao， Wang Liwen， Wang Tao， et al. Method and implementation of remanufacturing and repair of aircraft engine damaged blade[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2016，37（3）：1036-1048.（in Chinese）

[2]卓義民， 陳遠航， 楊春利.航空發動機葉片焊接修復技術的研究現狀及展望[J].航空制造技術，2021，64（8）：22-28. Zhuo Yimin， Chen Yuanhang， Yang Chunli. Research status and prospect of welding repair technology for aero-engine blades[J]. Aeronautical Manufacturing Technology， 2021，64（8）： 22-28. （in Chinese）

[3]楊洗陳， 李會山， 劉運武， 等.激光再制造技術及其工業應用[J].中國表面工程， 2003（4）： 43-46. Yang Xichen， Li Huishan， Liu Yunwu， et al. Laser remanufac‐turing technology and its industrial application[J]. Surface En‐gineer of China， 2003（4）： 43-46. （in Chinese）

[4]武永， 吳汝波， 鄧威， 等.電弧熔絲增材及局部塑性變形復合制造技術研究進展[J].航空科學技術， 2022， 33（9）：109-126. Wu Yong， Wu Rubo， Deng Wei， et al. Progress of hybrid manu‐facturing for wire arc additive manufacturing and partial plastic forming technology[J]. Aeronautical Science & Technology， 2022， 33（9）： 109-126. （in Chinese）

[5]薛蕾， 陳靜， 張鳳英， 等.飛機用鈦合金零件的激光快速修復[J].稀有金屬材料與工程，2006（11）：1817-1821. Xue Lei， Chen Jing， Zhang Fengying， et al. Laser rapid repair of the aircraft components of titanium alloy[J]. Rare Metal Materials and Engineering， 2006（11）：1817-1821. （in Chinese）

[6]王志剛， 朱小軍， 劉棟.氬弧焊修復對激光增材制造TC18鈦合金力學性能影響研究[J].航空科學技術， 2022， 33（9）： 51-57. Wang Zhigang， Zhu Xiaojun， Liu Dong. Effect of TIG welding restorations on the mechanical properties of laser-formed TC18 titanium alloy[J]. Aeronautical Science & Technology， 2022， 33（9）： 51-57. （in Chinese）

[7]侯慧鵬， 田象軍， 劉棟， 等.氬弧焊修復激光成形TC11鈦合金組織及高周疲勞性能[J].焊接學報， 2016， 37（8）： 9-12. Hou Huipeng， Tian Xiangjun， Liu Dong， et al. Microstructure and high-cycle fatigue properties of laser melting deposited TC11 titanium alloy repaired by tungsten argon arc welding[J]. Transactions of the China Welding Institution， 2016，37（8）：9-12. （in Chinese）

[8]González M， Martínez D， Pérez A， et al. Microstructural response to heat affected zone cracking of pre-welding heattreated Inconel 939 superalloy[J]. Materials Characterization， 2011， 62（12）：1116-1123.

[9]史吉鵬， 王紅陽， 楊林波， 等.鈦合金激光-TIG復合焊接保護狀態對焊縫成形及性能影響[J].焊接學報， 2017， 38（2）： 61-65. Shi Jipeng， Wang Hongyang， Yang Linbo， et al. Effect of protection condition on forming and performance of weld in titanium alloy laser-TIG hybrid welding[J]. Transactions of the China Welding Institution， 2017， 38（2）：61-65. （in Chinese）

[10]戴德平， 蔣小華， 蔡建鵬， 等.激光熔覆Inconel718鎳基合金溫度場與應力場模擬[J].中國激光， 2015， 42（9）： 121-128. Dai Deping， Jiang Xiaohua， Cai Jianpeng， et al. Numerical simulation of temperature field and stress distribution in Inconel718 Ni base alloy induced by laser cladding[J]. Chinese Journal of Lasers， 2015，42（9）：121-128. （in Chinese）

[11]Eager T W， Tsai N S. Temperature fields produced by traveling distribute heat source[J]. Welding Jounal， 1983， 62（12）： 346-355.

[12]Cao J， Gharghouri M A， Nash P.Finite-element analysis and experimental validation of thermal residual stress and distortion in electron beam additive manufactured Ti-6Al-4V build plates[J]. Journal of Materials Processing Technology， 2016， 237： 409-419.

[13]張國智， 胡仁喜， 陳繼剛， 等.ANSYS10.0熱力學限元分析實例指導教程[M].北京： 機械工業出版社， 2007. Zhang Guozhi， Hu Renxi， Chen Jigang， et al. ANSYS10.0 thermodynamics limit element analysis example guide tutorial[M]. Beijing： China Machine Press， 2007. （in Chinese）

[14]李智鋒， 汪東紅， 吳文云， 等.熔模鑄造鎳基高溫合金件熱應力場的數值模擬研究[J].熱加工工藝， 2020， 49（7）： 63-67. Li Zhifeng， Wang Donghong， Wu Wenyun， et al. Numerical simulation study of thermal stress field of Ni-base superalloy partsin investment casting[J]. Hot Working Technology， 2020， 49（7）：63-67. （in Chinese）

[15]Deng D， Kiyoshina S. FEM prediction of welding residual stress and distortion in carbon steel considering phase transformation effects[J]. Materials & Design， 2009，30（2）： 359-366.

[16]張嘉， 龍連春， 吳奇. Inconel718微環形零件激光增材制造殘余應力數值分析[J].機械工程學報， 2021， 57（18）： 172-181. Zhang Jia， Long Lianchun， Wu Qi. Simulation of residual stress of slm additive manufactured micro-annular inconel718 components[J]. Journal of Mechanical Engineering， 2021， 57（18）： 172-181. （in Chinese）

Numerical Simulation of Aero-engine Blade Surfacing Repair Based on Thermal-Mechanical Coupling

Zhang Ying1， Luo Ruimin1，2，Liang Shuai1

1. Civil Aviation University of China， Tianjin 300300，China

2. Flight Test Center， Commercial Aircraft Corporation of China， Shanghai 200232， China

Abstract： Compressor blades are very prone to various types of damage defects， so the study of its repair technology is of great significance. The process of repairing damaged blade by argon arc welding was numerically simulated by using the sequential thermo-force coupling model with a finite element software， and the single pass welding experiment was carried out by using Inconel 718 alloy. The results show that the numerical simulation results are in good agreement with the experimental results， and the finite element model can effectively simulate the repair process of argon arc surfacing welding. The temperature field， thermal deformation and residual stress of the blade under different surfacing layers and different surfacing schemes were analyzed. The shape of the molten pool in the simulation process was consistent with the actual shape of the molten pool， and the central temperature of the heat source met the requirements of surfacing welding. By comparing the thermal deformation and residual stress under different layers， it is found that the deformation and residual stress will increase with the increase of the number of surfacing layers. The deformation and residual stress of sequential surfacing welding after cooling are greater than reciprocating surfacing welding. In order to reduce the residual stress of the blade body， the length of blade tip repair and the number of surfacing layers should be reduced as far as possible under the premise of ensuring the repair quality， and reciprocating surfacing should be used. Finally， the natural frequency of repaired blades and intact blades were compared， and the two frequencies were almost equal， indicating that surfacing repair had no significant effect on blade performance.

Key Words： aero engine blade； surfacing repair； temperature field； residual stress and deformation； vibration modal analysis