激光熔覆技术在飞机修理中的应用

曹 强，程宗辉，张志强

(中国人民解放军第5720工厂，安徽 芜湖 241007)

激光熔覆技术在飞机修理中的应用

曹 强，程宗辉，张志强

(中国人民解放军第5720工厂，安徽 芜湖 241007)

概述了激光熔覆技术的工艺特点、熔覆材料和工艺方法等。针对飞机主起落架活塞杆零件材料及承力特点，开展了疲劳裂纹修复相关试验研究。结果表明，在无任何热处理条件下，采用激光熔覆技术修复飞机零件疲劳裂纹，可以获得符合零件设计要求的规定疲劳寿命。该方法也为进一步提高飞机零部件的使用寿命提供了一个有效的途径。

激光熔覆；抗拉强度；裂纹；修理

激光熔覆亦称为激光熔敷，是指在激光束作用下将合金粉末或陶瓷粉末与基体表面迅速加热并熔化,光束移开后自动冷却形成稀释率极低，与基体材料呈冶金结合的表面涂层,从而显著改善基体表面耐磨、耐蚀、耐热、抗氧化及电气特性等的一种表面强化方法。其工作场景如图1所示。

进入20世纪80年代以来, 激光熔覆技术得到了迅速发展, 目前已成为国内外激光表面改性研究的热点，广泛应用于机械制造与维修、汽车制造、纺织机械、航海与航天和石油化工等领域。

图1 激光熔覆工作场景示例

作为目前工业领域广泛应用的激光熔覆技术，其主要功能是针对表面磨损、腐蚀、划伤、缺损等金属零部件损伤及尺寸恢复，同时还可有效提高零部件服役性能。它可以在廉价金属基材上制备出高性能的合金表面而不影响基体的性质，是一种经济效益很高的新技术，因此，世界上各工业先进国家对激光熔覆技术的研究及应用都非常重视。

1 激光熔覆技术

1.1 激光熔覆原理

激光熔覆工艺依据材料添加方式不同，分为预置涂层法和同步送料法。预置涂层法即先用某种方式在基材表面预制一层金属或合金，然后用激光使其熔化，获得与基体材料冶金结合的熔覆层；同步送料法是在激光束照射基材的同时，将待熔的材料送入激光熔池，经熔融、冷却后形成熔覆层的工艺过程[1]。激光熔覆材料包括金属、陶瓷或者金属陶瓷等，材料的形式可以是丝材、粉末和板材。

1.2 激光熔覆技术分类

目前应用于激光熔覆的激光器主要有输出功率为1～10 kW的CO2激光器(连续激光熔覆技术)和500W左右的YAG激光器(脉冲激光熔覆技术)。近年来，脉冲激光熔覆技术主要用于有色合金表面改性，YAG激光器输出波长为1.06 μm,较CO2激光波长小1个数量级,因而更适合此类金属的激光熔覆。连续激光熔覆技术进行铝合金激光熔覆,铝合金基体在CO2激光辐照条件下容易变形,甚至塌陷。

1.3 激光熔覆工艺特点

(1)冷却速度快(高达106 K/s), 属于快速凝固过程,容易得到细晶组织或产生平衡态所无法得到的新相,如非稳相、非晶态等[2]。

(2)激光束能量密度高，作用时间短，可将基材热影响区大小及热变形降低到最小程度。

(3)激光熔覆层组织致密，微观缺陷少，结合强度高，性能更优。

(4)激光熔覆层的尺寸和位置可以精确控制。

(5)激光熔覆对环境无污染，无辐射，低噪音，劳动条件得到较大改善。

(6)熔覆层稀释率低(一般小于5%),与基体呈牢固的冶金结合或界面扩散结合，通过对激光工艺参数的调整,可以获得低稀释率的良好涂层,并且熔覆成分和稀释度可控。

(7)热输入和畸变较小。

(8)粉末选择几乎没有任何限制,特别是在低熔点金属表面熔敷高熔点合金。

2 激光熔覆技术在飞机修理中的应用

2.1 激光熔覆技术在发动机叶片和飞机一般零件修理上的应用

利用激光填料焊接和激光熔覆技术对材料裂纹缺陷进行修复的研究始于20世纪80年代，主要是为了解决传统裂纹修复工艺方法中工作量大、耗时以及修复质量不高的缺点。

在我国航空修理领域，上世纪90年代起，激光熔覆技术开始应用于航空发动机修理，当时主要解决某航空发动机涡轮转子叶片叶尖磨短接长问题以及叶身损伤修复[3]，见图2。经过近二十年的发展，激光熔覆技术虽已在各种航空发动机叶片与部件的强化与修复上获得大量成功应用，但总体来说仍处于起步发展阶段，其主要原因是既缺乏规范的工艺标准，又缺乏明确的验收标准。

图2 航空发动机钛合金叶片激光修复

近年来，针对铝合金、钛合金、镁合金等航空常用金属材料制成的飞机结构零件表面损伤的激光修复技术，如各种摇臂、支架等一些非重要承力零件的裂纹、腐蚀等，已经积累了一定的试验数据和修理经验，取得了显著的经济效益和军事效益，如图3所示。

图3 激光修复飞机钛合金支臂

2.2 激光熔覆技术在飞机重要零件修理上的应用

为进一步扩大激光熔敷新工艺在飞机修理上的应用范围，自2009年以来，对于飞机上拉伸强度达到甚至超过1240 MPa的超高强度结构钢重要承力零件的表面损伤，已开始探索采用激光熔敷技术结合微弧火花工艺进行修复的可行性应用研究，并且取得了较好的效果。如采用激光熔覆辅以微弧火花沉积综合工艺技术成功修复了某型三代战机起落架活塞杆法兰盘表面裂纹，见图4。

图4 某型三代战机起落架活塞杆法兰盘表面裂纹形貌

该零件为长杆类构件，法兰盘厚度为8 mm，其上分布了9个Φ12螺栓孔，其作用是固定飞机刹车装置，承受刹车载荷，一旦失效，必将导致严重飞行事故。

活塞杆材质为30CrMnSiNi2А，抗拉强度σb=1570MPa～1810MPa。由于此类钢的碳含量较高(0.27～0.34%)，淬硬倾向大，熔焊性差，有较高的热敏感性，在熔焊过程中极易产生冷裂纹、硬化区和软化区，裂纹敏感指数Pcm大于0.445。通常只是在退火状态下焊接，且焊后需立即进行250℃回火，若在调质状态下焊接，易产生热影响脆化与软化区。

按照常规的裂纹修复方法，首先采用机械打磨方法排除裂纹，然后采用传统氩弧焊进行焊接，但氩弧焊热影响区大(约为5 mm)、而且焊接热应力大，基体材料强度会显著下降，即退火软化现象。鉴于该零件的特殊技术要求以及几何尺寸已定型等特点，修复后如通过后热处理方法来消除焊接应力和恢复强度，极易导致零件变形而报废。

针对传统焊接方法存在的不足，为实现裂纹焊修过程活塞杆无变形，基材无损伤，只有在原先的淬火-回火调质状态，且不能进行任何焊前预热、焊后退火等辅助处理前提条件下开展，并确保焊补区性能应满足力学性能要求。根据激光熔覆工艺特点，结合该起落架材料及承力特点，主要开展了以下试验研究：

2.2.1 试验内容设计及试验

(1)30CrMnSiNi2A激光熔焊行为试验

为了解30CrMnSiNi2A钢的组织和激光熔焊情况，科研人员从相同材质和热处理状态的其它报废零件上切下一环形块进行试验。采用功率为400 WYAG脉冲激光对环形块的某一区域表面进行脉冲熔化凝固处理，氩气保护。通过线切割和金相制样，以及通过扫描电镜表明，30CrMnSiNi2A钢在合适的激光熔覆工艺参数下辐照下，未产生任何形态的气孔、裂纹、夹渣等缺陷。

(2)填补材料的选择

对于填充材料，应当满足工件工况和激光熔覆工艺要求，熔覆材料的选择是否适当，将直接影响到激光熔覆层的使用性能及激光熔覆工艺[4]。一是填充材料应具有良好的激光脉冲熔覆性能。二是要求填充材料应与基材有好的冶金相容性，能够形成均匀的结合界面。三是填充材料在经过激光熔覆后，不经任何热处理即具有高的力学性能。一般来说，激光熔覆铁基合金粉末适用于要求局部耐磨而且容易变形的零件；镍基合金粉末适用于要求局部耐磨、耐热腐蚀及抗热疲劳的构件；钴基合金粉末适用于要求耐磨、耐蚀及抗热疲劳的零件。

在飞机重要承力零件激光修复试验中，填充材料的选择尤为重要，它要求必须具有较好的激光熔焊性能，无裂纹和组织均匀，其次是在经过激光熔焊后，不经过任何后热处理条件下具有良好的力学性能，且疲劳强度能够满足零件承载要求。

通过对试验件沿着激光熔凝层中心测量其显微硬度分布表明，表面熔凝区硬度略低于基材，其次产生了二个软化区。因此，对于30CrMnSiNi2A钢，不能采用自身作为填充材料来进行激光补焊。通过一系列反复试验，最终选择的沉积层材料为NH-800合金。

(3)30CrMnSiNi2A钢与填充材料相容性试验

选择的填充材料与30CrMnSiNi2A钢应发生液相互熔，且通过金相检查和无损检测X射线检查无任何缺陷。

(4)模拟补焊试验

裂纹排除形成的半圆形沟槽的激光模拟补焊试验。

(5)力学性能试样的制备

依据试验设计方案制备静载荷拉伸试样以及谱载荷疲劳等试样。

(6)强度试验

依据试验设计方案进行强度试验，应符合设计要求。

2.2.2 试验结果验证

通过一系列模拟试片及激光熔覆、静力、疲劳试验结果证明，对于30CrMnSiNi2A钢超高强度结构钢损伤区域，采用激光熔覆辅以微弧火花和消除应力处理等工艺方法，是可以在无任何热处理条件下，获得技术规定的抗拉强度和所设定的载荷谱规定的疲劳寿命。

2.2.3激光熔覆工艺实施

激光熔覆工艺简易流程如下：

损伤区域裂纹排除和清洗→微弧火花沉积→激光熔覆→表面机械修整→X射线/渗透检查→超声冲击。

按照以上工艺步骤，经激光熔覆修理后的某零件，其各项性能指标均达到试验技术要求，已装机出厂安全飞行百余起落，见图5。

激光修复过程中 激光修复完成后

3 结论

自上世纪激光熔覆技术发展成为一种新的表面改性技术以来，经过数十年的发展，在飞机修理领域已经从最初应用于军用飞机发动机叶片损伤修复逐步发展应用于飞机摇臂、支架、起落架活塞杆等多种金属材料零件常见腐蚀、裂纹等表面缺陷及损伤修复，可有效恢复零件使用性能。激光熔覆技术解决了传统电焊、氩弧焊等热加工过程中不可避免的热变形、热疲劳损伤等一系列技术难题，同时也解决了传统电镀、喷涂等冷加工过程中覆层与基体结合强度差的矛盾，这就为表面修复提供了一个很好的途径[5]。特别是对于有特殊要求的航空重要承力构件的损伤修复，可以在无任何热处理条件下获得符合设计要求的规定疲劳寿命。

通过激光熔覆有关试验，得出如下结论：

采用激光熔覆修复技术，用NH800镍基合金成功地修复了30CrMnSiNi2A基体上的“U”形缺口；

对激光熔覆修复试件的拉伸试验表明，采用NH800镍基合金修复30CrMnSiNi2A基体，修复后零件的强度可以达到原基体强度的80%；

激光熔覆形成的修复区强度满足飞机起落架设计规定的疲劳寿命技术要求。

[1] 汪定江，夏成宝.航空维修表面工程学[M]. 北京：航空工业出版社, 2006.

[2] 李亚江，李嘉宁, 等. 激光焊接/切割/熔覆技术[M]. 北京：化学工业出版社，2012.

[3] 程改青，穆亚辉，李宝增. 激光熔覆修复技术研究进展[J]. 热加工工艺，2010，(18).

[4] 王东生,田宗军,沈理达, 等. 激光熔覆技术研究现状及其发展[J]. 应用激光，2012，(6).

[5] 李嘉宁, 陈传忠. 激光熔覆技术在航空领域中的研究现状 [J]. 航空制造技术,2010, (5).

[编校：杨 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

曹强(1962- ), 男，安徽芜湖人，工程师，研究方向为航空维修表面工程及飞机修理无损检测技术。

TG174.4

A

1671-9654(2015)01-039-04