军用飞机金属零件激光增材修复技术的研究进展(2)

时间：2023-03-01 14:07 来源：航空材料学报作者：admin 阅读：次

3. LAR工艺优化特点以及性能改善措施
     激光能量密度、搭接率、填充材料供给速度、保护气体流量、时间参数和扫描路径等参数设计对激光增材修复效果具有显著影响，需要各参数相互协调。此外，施加外加能场和优化设计专用填充材料能进一步提升修复效果。
3.1 能量密度
     在一定的扫描速度下，提高激光功率增加了热输入量，熔池流动性增强，促使填充材料反应更加充分，可获得良好的冶金结合[29]。Li等[30]的研究结果表明，提高激光功率可降低7075铝合金成形件的孔隙率和裂纹率。随着激光功率增加，熔覆区的柱状晶晶粒尺寸逐渐变大。但是激光功率太大时，会引起填充材料以及基体材料发生严重的烧灼，使样品表面严重氧化、熔化过度以及烧伤等现象[31]。
       激光功率一定时，提高扫描速度易引发填充材料熔化不完全现象，材料处于固-液两相共存状态。该状态下材料流动性变差，易产生孔隙缺陷[29]。与此同时，扫描速度的增加，材料冷却速度过快，使材料温度梯度增大，易导致裂纹的产生。扫描速度过小时，相邻扫描时间间隔短；在激光束移动过程中，熔化材料产生堆叠，使熔覆区铺展不均匀，样品成形质量变差。

实际上，激光功率和扫描速度存在一个相互耦合作用，单纯考虑单一参数对实验结果的影响是不够准确的。只有对激光功率和扫描速度进行有效耦合，才能使成形件获得较好的晶粒组织和材料性能[32]。

为了综合考虑耦合光斑直径、激光功率以及扫描速度的交互作用，用激光能量密度来表述更加全面。任一参数的调整都可以影响输入的能量密度，进而实现对熔池形态、微观组织以及材料性能的调控。

在实验过程中，光斑直径一般为固定值。当采用圆形光斑时，单位面积内激光能量密度（F）的表达式为[14, 18]：

F=4Pπ/DV(1)
式中：D为光斑直径；V为扫描速度；对于连续输出激光，P为激光输出功率；对于脉冲输出激光，P为激光平均输出功率P=Pmax×f×τ；Pmax为脉冲峰值功率；f为脉冲频率；τ为脉冲宽度。

由式（1）可知，在实际运用过程中，可在不引起填充材料以及基体烧伤的前提下，尽可能地提高激光功率并搭配较高的扫描速度，有助于获得性能良好的成形件和较高的工作效率。

3.2 搭接率
相对于二维的面积型成形区域，多道多层立体修复区域由二维转向三维，搭接率是影响成形质量的关键因素。合适的搭接率能使成形件获得较好的平整度，还可以大幅度降低热裂纹和孔隙的形成倾向[33]。当搭接率较小时，搭接区会出现明显的凹陷；当激光能量密度较低时，搭接区的重熔材料较少，易出现氧化物夹杂和气孔等缺陷。当搭接率较大时，搭接区熔覆高度较高甚至出现明显的斜坡状上凸；前一熔道搭接区受到激光能量的二次加热后，重熔材料增多导致成形表面不平整，凝固区域晶粒也易粗化，导致材料性能下降[15, 34]。

假设单层单道样件形貌为圆弧状，W和H分别为单层单道的宽度和高度。根据熔化成形件的几何关系以及面积等效搭接计算模型，即前道熔池搭接区域与后一道熔覆线在搭接区域上堆积结构的横截面面积相等时（S1=S2），可获得趋于理想的成形层。等效搭接成形层横截面示意图如图7所示。在此条件下，可推导出理想搭接率η的计算公式[14-15, 33]：

图 7 等效搭接熔覆层横截面示意图

η=1−SABC/WH(2)
式中：SABC为单层单道圆弧面积。

此外，不同搭接率下，激光增材制造过程中的应力分布也不尽相同。李云峰[33]发现，搭接率较小时，熔覆层应力较小，且道次间相互作用不强；随着搭接率的增加，应力主要集中在搭接区域且应力值逐渐增大。当搭接率超过30%后，最大应力区域向起始熔道转移，主要是因为后续激光热源会对前一道熔覆层的搭接区产生二次重熔，而已形成的熔道会对其产生拘束作用，从而使起始熔道内的应力升高，增加了熔覆层的开裂倾向。

目前，在大量工艺参数与实测搭接率的映射关系基础上建立了相应的搭接率优选经验回归模型[33]，但模型适用性较差、预测精度也不够精确，最佳搭接率的确定还得依靠大量的实验探索。一般搭接率的参考选取范围集中在30% ~ 50%之间[34]。

3.3 填充材料供给速度
在LAR过程中，常用的填充材料主要有合金丝材和粉末，填充材料的供给速度对成形件质量，特别是成形尺寸精度具有重大影响。

当激光能量密度一定时，随着送丝速度的增加，单道次熔覆层深度减小，高度和宽度增大。当送丝速度较小时，熔化材料不足以及熔滴不能均匀铺展在基材上，出现不连续现象。提高送丝速度（1.4 m/min），熔化的材料量增加，不再出现熔覆层不连续现象，且没有发现气孔和裂纹。但送丝速度（1.6 m/min）较大时，更多的热量用于熔化焊丝，只有较少热量到达母材导致熔池较小使大量的金属沉积造成熔覆高度达到一个较高的水平，高深比进一步增加[31]。此外，当送丝速度过大时，金属丝被推入熔体池后不能被充分熔化，易导致气孔和裂纹的产生[21]。

粉末材料与激光的交互作用较丝材更为复杂[24-27,33]。在激光能量密度一定的情况下，单位时间的粉末流量越大，对激光能量反射越多；作用在合金粉末上的能量就越少，则未熔化的粉末越多，造成表面黏粉和内部冶金性气孔缺陷并且容易造成熔覆层高度过高而宽度较小，降低成形质量。岳海涛等[15]发现，在相同激光能量输入量情况下，送粉速率过大会导致熔池体积增大，熔池温度降低，材料黏度上升，阻碍了气泡的释放速度，合金的孔隙率上升。

在一定程度上增加热输入量能提高填充材料的利用率，且延长了金属液态时间，气孔有足够的时间上浮和逸出有利于抑制成形层中气孔的产生[15,24]。因此，在制定LAR工艺参数时，除了激光能量密度外，优化填充材料供给量也有益于获得更高质量的成形效果[16]。

3.4 保护气体流量
除激光能量密度、填充材料供给速度外，保护气体流量在LAR过程也会影成形效果。如果填充材料为丝材，合适的保护气体流量起隔离空气的作用，但过高的保护气体流量会提高熔池冷却速率，增大熔池的不稳定性，成形层产生缺陷以及不规则成形现象风险增加[31]。

填充材料为粉末时，保护气体同时作为输送粉末介质。不同保护气体流量会引起粉末颗粒速度和汇聚点浓度的变化，从而对成形效果造成影响。李云峰等[33]的研究结果表明：载粉气流量较小时，粉末分布发散；提高载粉气流量，粉末的聚集性随之升高。当流量超过600 L/h后，汇聚区粉末浓度趋于稳定，汇聚处粉末浓度的增加说明实际进入熔池并发生熔化的粉末数量增加。但是，当气流量过大时，粉末颗粒的动能增大与基体产生高速碰撞，造成粉末颗粒的无规则运动甚至产生飞溅，反而降低实际有效送粉量[35-36]。载粉气体流量使粉末汇聚点与光斑直径接近时，可获得较好的成形效果[33]。Arbo等[21]的实验结果也说明过大的保护气体流量会造成熔池冷却速率过快，使材料中气孔来不及逸出，导致产品的孔隙度增大。

3.5 扫描路径和时间参数
合理的激光扫描路径不仅可以提高成形效率，还可以有效减小修复区内部残余应力、调控晶粒形态，从而获得更好的成形效果。在立体型待修复区的成形过程中，随着堆积层数的增加，整体热输入量增加，各层受热情况更加复杂[37]。

当堆积层采用同向扫描路径时，相邻层间的热输入与散热状态基本相同，有助于晶粒沿相同方向持续生长[14]。当堆积层间采用垂直交叉扫描方向时，也有利于熔池快速散热，从而减小平均晶粒尺寸。与此同时，交叉扫描路径改变了熔池的温度场，相邻层间的晶粒生长方向也随之发生改变，使晶粒取向呈随机分布且尺寸更小[37]，有利于减弱成形合金的各向异性，提升合金性能。

Guo等[38]对比了堆积层间扫描偏转角度分别为45°和67°时，激光增材制造技术制备的CrMnCoFeNi合金的组织和性能特点。研究结果表明：与扫描偏转67°合金相比，扫描偏转角度为45°更有利于合金柱状枝晶向外延生长，承受了较高的局部应变，从而具有较高的裂纹密度。与单纯的改变堆积层间的扫描角度相比，Li等[28]、Gu等[32]进一步将单层区域进行分区和角度可变的“随机”扫描处理，使成形过程中合金的热量分布更加分散，减弱了热应力集中现象，降低了裂纹率，分别制备了性能良好的Al-Zn-Mg-Cu-Ta合金和铝基纳米复合材料。

在调整扫描路径调控成形合金的组织和性能时，堆积层间的时间间隔也是其中的重要参数。通过适当延长堆积层间停留时间，可以缓解层间和合金边缘处熔池过热问题，应使单层材料完全凝固后再在进行下一层扫描[28,32]。因此，在扫描路径的优化设计时，一方面要有助于成形合金晶粒取向的随机分布；另一方面要尽量避免熔池过热和减小应力。

3.6 外加能场改善性能
在优化工艺参数的基础上，加入超声振动、电磁场等外加能场有助于进一步提升LAR效果。Wang等[39]、Yao等[40]、Cong等[41]分别在SS316L、AISI630不锈钢和Inconel718合金的LAR过程中添加超声振动，结果表明：外加超声振动有利于熔池热量传递能降低修复区域温度梯度，减少材料凝固时间细化柱状枝晶；此外，还能加强内部熔液的流动性使元素分布均匀，也有助于气泡的碎化和逸出，明显降低了修复区的孔隙率和微裂纹，提升了修复零件的力学性能。

施加电磁场则是以洛伦兹力驱动熔融金属粒子均匀运动减小了成分偏析使凝固组织更加均匀、并改变晶粒形态和减少气孔数量。王梁等[42]发现：随着磁感应强度增大，修复区内的孔隙率逐渐降低；当磁感应强度增加至1200 mT时，孔隙率降低至0.006%。通过分析金属熔体与熔池中气泡的受力情况，认为电磁场提供的洛伦兹力有利于金属熔体向下填充，气泡加速逸出。Cheng等[43]发现：随着磁场电流增加，液态金属的运动使材料凝固组织变为细小的等轴晶，并能抑制晶间相的生长，修复后Inconel718高温合金试样强度由487 MPa提高至770 MPa。刘奋成等[44]认为在LAR过程中添加电磁搅拌促进了GH4169高温合金垂直于枝晶生长方向熔池液态金属的流动，能促进溶质元素的均匀分布，使枝晶臂的生长更发达，共晶组织分布也更加均匀。

3.7 优化设计填充材料
除上述工艺参数优化外，设计专用的填充材料有助于提升修复效果[34]。填充材料应遵循与基体材料热膨胀系数相近、熔点相近以及具有良好润湿性的选取原则[8,24,28]。在利用LAR技术修复钛合金、铝合金、铁基合金及镍基合金等飞机金属材料零件时，往往选择与基体材料成分相同或相近的填充材料能获得较好的修复效果[17,20,43,45]。

杨光等[17]采用BT20钛合金球形粉末对BT20钛合金零件进行LAR修复。结果表明：修复区与基体冶金结合效果良好，显微硬度较基体提高约12%。祝弘滨等[20]采用Al-Mg-Sc-Zr合金作为填充材料，对5083合金制件进行LAR处理，修复后试样与基体材料的抗拉强度接近。窦磊等[45]采用与基体材料成分接近的专用填充材料，修复了1Cr17Ni2马氏体不锈钢航空零件，修复区的力学性能与基材相当。

此外，根据修复对象的成分以及特殊的修复要求，在设计填充材料时合理添加一些金属元素（如Zr、Sc以及Ta等）或者陶瓷颗粒（如TiC、WC以及Zr02等），有助于提高修复区力学性能[8,28,30]。

4. LAR技术在飞机零件修复中的应用实例及发展趋势
4.1 飞机零件LAR技术应用现状
美国AeroMet公司率先应用LAR技术对F15战斗机机翼梁进行修复，明显缩短了该构件的检修周期。美国宾州大学以光纤激光器作为激光源结合机器人操作系统，对海军舰载机零部件进行了现场原位的激光直接沉积修复。美国Optomec Design公司使用LAR技术对T700舰载机发动机叶片和涡轮整体叶盘进行了快速修复。修复后的整体叶盘通过了力学拉伸、低周疲劳以及腐蚀性能等多项测试，符合修理标准要求[6, 46]。

瑞士洛桑联邦理工学院Gäumann等[47]利用LAR技术成功修复了具有复杂形状的CMSX-4单晶叶片，修复后的叶片具有与原始组织完全一致的晶体取向，为该发动机装机试车提供合格零件。目前，美国Optomec、PHENIX、韩国InssTek、法国Beam、日本的Matsuur、Sodick、Mazak以及德国的DMG、TRUMPF、EOS、MCP等公司均已研制出工业化LAR设备。

国内近年来LAR技术也获得较多成功运用的案例。秦仁耀等[48]采用激光3D熔覆技术对飞机上固定发动机用的端轴颈损伤区域进行了修复，维修区与基体结合良好、组织致密且力学性能优于母材，能够满足端轴颈的维修要求。杨光等[17]采用LAR技术对飞机垂尾梁进行修复，修复效果良好、修复区抗拉强度也高于锻件基材。北京航空材料研究院对多种型号飞机中的关键承力构件开展了LAR技术研究，突破了修复专用填充材料制备以及超高强度钢修复工艺-组织-性能的调控技术，并建立了相应的标准及规范，部分修复零件已通过装机评审或装机使用[49]。如对伊尔76飞机超高强度钢起落架进行LAR处理，修复后的起落架作动筒经过900 h的起落飞行测试，服役状态良好[3]。

LAR技术在发动机构件的修复中也已获得成功运用。窦磊等[45]针对某型发动机涡轮支承轴承座内孔磨损缺陷，通过研发修复专用合金粉末以及优化LAR技术工艺，使修复区域组织特征和力学性能与基材相当，经修复后的涡轮支承轴承座能满足一个使用寿命周期要求。刘江红等[50]采用LAR技术对氢氧发动机二级叶轮进行修复，修复后的叶轮先后通过了常温超转、疲劳实验、水力实验以及热试车考核，满足再次使用性能要求。Ci等[51]通过预热打印基板等方式优化激光增材修复工艺，对DD432单晶涡轮叶片的叶尖进行了接长修复，修复区拉伸性能接近单晶基板性能。近年来，华中科技大学、武汉光电国家实验室、西安铂力特、浙江工业大学、南京煜宸、航天科技集团八院149厂等已成功研制出了工业化LAR设备。

4.2 发展趋势
为更好地适应新型飞机金属零件修复要求，进一步推动该技术应用的广度和深度，以下4个方面可能是未来的研究重点和趋势：

（1）复杂结构件的修复区域由规则的平面向非规则的曲面发展，成形轨迹也由二维直线转向空间曲线。研发出集成高精度测量定位、增减材制造路径自动规划以及工艺模拟仿真软件于一体的辅助系统，是保证修复质量稳定性以及提升一次修复合格率的现实保障。

（2）在修复过程中结合外加能场，有助于减少冶金缺陷、实现修复区域组织均匀以及缓解修复堆积层各向异性等难题。多能场融合式LAR技术如何进行工艺参数的优化管理、在线实时监测以及反馈闭环控制将会是该技术的重点研究方向。

（3）对于修复零件必须做到“修形”与“控性”并行，特别是补修后需重新投入使用的关键重要承载零件。根据对标样的组织特征、材料性能以及损伤容限等演化关系，借助有限元软件和相应的模拟测试监控方法，建立系统、可靠的修复评价标准和完整性考核规范是亟须突破的难题。

（4）未来战争必然是快节奏的高技术战争，战场抢修有助于战时快速反应、快速部署以及快速维修目标的实现。因此，适用于战场条件下超大尺寸构件进行现场修复、先进智能以及可移动的“飞机零部件激光增减材修复医院”的研发，势在必行。

5. 结论
LAR技术具有响应速度快、成形精度高以及无需模具即可实现定制式修复等特点，已在军用飞机金属零件维修中取得了较为成功的运用。在成形过程中，仍然存在塌边、表面球化、气孔以及裂纹等不同尺度缺陷，通过优化成形工艺参数可有效避免缺陷的形成。理清缺陷形成理论原理，突破控形-控性的关键技术难题，建立合理的成形工艺库，对获得高质量的激光增材修复效果具有重要意义。

LAR技术的发展方向应该是智能化、轻量化以及多学科交叉融合的多元化。进一步研发低成本可通用的填充材料、优化工艺技术标准、研制工业化装备以及规范“修行修性”的质检要求等环节，能更有效地助力军用飞机维修保障。

(责任编辑：admin)

上一篇：创想三维向土耳其地震灾区捐赠应急物资
下一篇：3D建模“量体裁衣”肿瘤患者“脱胎换骨”

\|3D打印新闻\|	\|3D打印报价\|	\|3D打印程序\|	\|3D打印材料\|	\| 3D打印机 \|	\|3D打印创业\|	\|3D建模教程\|
\|3D打印资讯\|	\|3D扫描仪\|	\|3D打印方案\|	\|3D打印测评\|	\|3D打印服务\|	\|3D打印模型\|	\|3D打印百科\|