李文輝, 溫學(xué)杰, 李秀紅, 楊勝強(qiáng)

(1. 太原理工大學(xué) 航空航天學(xué)院， 山西 晉中 030600)(2. 精密加工山西省重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 太原 030024)(3. 山西省高端裝備典型零件表面成性聯(lián)合實(shí)驗(yàn)室， 太原 030024)(4. 太原理工大學(xué) 機(jī)械與運(yùn)載工程學(xué)院， 太原 030024)

航空制造業(yè)是戰(zhàn)略性高科技產(chǎn)業(yè)，其發(fā)展水平是一個(gè)國家綜合國力的象征，是國家安全和大國地位的重要保障之一[1-2]。航空發(fā)動(dòng)機(jī)作為飛機(jī)的“心臟”，其可靠性對(duì)飛機(jī)的正常運(yùn)行至關(guān)重要[3]。葉片作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)的核心部件，其型面精度和表面完整性限制了飛機(jī)的服役性能和使用壽命[4]。葉片長期服役于高溫、高壓、高速的“三高”工況下，受多種載荷和高溫燃?xì)馇治g影響，其耐磨性、抗疲勞性降低，甚至出現(xiàn)裂紋、斷裂等故障[5-6]。國內(nèi)葉片再制造技術(shù)應(yīng)用尚未普及，多數(shù)損傷類葉片難以修復(fù)，只能直接報(bào)廢，造成嚴(yán)重的資源浪費(fèi)[7]。

隨著資源和環(huán)境成為社會(huì)發(fā)展的焦點(diǎn)問題，再制造工程以節(jié)約資源、保護(hù)環(huán)境為特色，成為《中國制造2025》中綠色制造工程的重要部分，躋身七大戰(zhàn)略新興產(chǎn)業(yè)之首[8-9]。不同于國外采用的以“換件修理”和“尺寸修理”為主的再制造模式，國內(nèi)的再制造以先進(jìn)表面技術(shù)為基礎(chǔ)、以準(zhǔn)確恢復(fù)廢舊零件尺寸和性能為目標(biāo)[10]。目前，再制造技術(shù)已開始逐步應(yīng)用于航空航天、汽車、機(jī)床、礦山設(shè)備等領(lǐng)域[11]。航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片數(shù)量多、成本高，葉片的再制造技術(shù)能夠有效降低航空發(fā)動(dòng)機(jī)的使用和維修成本，提高動(dòng)力經(jīng)濟(jì)性。葉片再制造在保證航空發(fā)動(dòng)機(jī)正常運(yùn)行，延長航空發(fā)動(dòng)機(jī)使用壽命方面具有重大的意義和經(jīng)濟(jì)效益，故葉片再制造技術(shù)已成為再制造研究領(lǐng)域的重點(diǎn)內(nèi)容。

綜述針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)各類葉片使用過程中產(chǎn)生的典型缺陷，以再制造的效果和成本為評(píng)價(jià)指標(biāo)，對(duì)增材再制造、減材再制造技術(shù)的研究應(yīng)用情況進(jìn)行分析總結(jié)，探索航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片再制造技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)。

1 航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片典型缺陷

1.1 損傷類缺陷

葉片是航空發(fā)動(dòng)機(jī)最為關(guān)鍵的高性能零件之一。據(jù)統(tǒng)計(jì)，大約70%的發(fā)動(dòng)機(jī)故障是由葉片故障引起的[12-13]。航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片在服役過程中受離心載荷、氣動(dòng)載荷、振動(dòng)載荷等多種載荷作用，同時(shí)承受高溫燃?xì)獾臎_刷及腐蝕作用[14]，產(chǎn)生裂紋、磨損、腐蝕、斷裂等損傷類缺陷，導(dǎo)致超溫失效[15-16]、外物損傷失效[17]、腐蝕失效、疲勞失效[18]和蠕變失效[19]。

趙云松等[16]研究發(fā)現(xiàn)：超溫分為過熱與過燒等2種情況，過熱引起葉片組織退化，而過燒可使葉片發(fā)生初熔，導(dǎo)致葉片承載能力下降，并形成裂紋，直至斷裂。卜嘉利等[20]對(duì)某一表面存在裂紋和基體缺失的低壓渦輪葉片進(jìn)行分析發(fā)現(xiàn)：由于工作過程中葉片表面熱障涂層脫落，葉片組織在超溫下抗疲勞性能下降，并產(chǎn)生疲勞裂紋。圖1為不同材質(zhì)高溫合金渦輪葉片超溫失效缺陷[16,20]。

舒暢等[21]對(duì)某種發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)葉片外物損傷數(shù)據(jù)進(jìn)行了深入分析，將葉片外物損傷分為缺口、撕裂、凹坑和卷曲等4種，如圖2所示。ZHAO等[22]的研究表明，由于外物損傷，TC11鈦合金葉片的抗疲勞強(qiáng)度下降35%以上。施曉萌等[23]采用空氣炮法對(duì)TC4鈦合金葉片進(jìn)行模擬外物沖擊試驗(yàn)，表明外物損傷缺陷有可能成為疲勞裂紋的萌生源，顯著降低其抗疲勞強(qiáng)度。

(a) K002(b) K417G圖1 不同材質(zhì)葉片超溫失效缺陷[16,20]Fig. 1 Overtemperature failure defect of different blades[16,20]

(a) 缺口 Gap(b) 撕裂 Tear(c) 凹坑 Pit(d) 卷曲 Curly圖2 葉片4類典型外物損傷[21]Fig. 2 Four types of typical external damage on blades[21]

在海洋環(huán)境下運(yùn)行時(shí)，航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片容易被腐蝕，從而嚴(yán)重降低葉片的力學(xué)性能。當(dāng)飛機(jī)在海域起降及低空飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)會(huì)吸入大量鹽氣或硫化物，發(fā)生鹽氣腐蝕或硫化物腐蝕；當(dāng)葉片受固體物質(zhì)沖擊碰撞時(shí)，葉片的腐蝕過程加快，大大增加了產(chǎn)生裂紋的風(fēng)險(xiǎn)，甚至引發(fā)疲勞斷裂[24-25]。圖3為硫化腐蝕后的葉片[24]。

圖3 硫化腐蝕后的葉片[24]Fig. 3 Blade after vulcanized corrosion[24]

1.2 附著類缺陷

在服役過程中，葉片受多種載荷和高溫燃?xì)庾饔?，表面邊緣易形成燒結(jié)積垢，又稱積碳。積碳會(huì)改變?nèi)~片形狀、降低表面質(zhì)量，影響其空氣動(dòng)力學(xué)特性和熱力學(xué)性能。此外，隨著工作時(shí)間的延長，積碳厚度不斷增加，致使渦輪工作效率下降，同時(shí)還掩蓋了葉片表面的損傷，不便于檢測(cè)修理，也會(huì)影響日常維修保養(yǎng)[26-27]。

徐會(huì)等[28]利用掃描電鏡檢測(cè)積碳的元素分布。掃描結(jié)果表明：積碳元素構(gòu)成復(fù)雜，成分不均勻，積碳成分中含有與基體材料相同的Al、Si、Ti等金屬元素。說明在高溫環(huán)境下，積碳在葉片表面形成并沉積，并向基體的金屬層滲透，導(dǎo)致基體表層中的部分金屬原子遷移，易造成葉片損傷。故去除積碳對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片而言至關(guān)重要。

2 航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片再制造技術(shù)應(yīng)用

針對(duì)葉片在服役中產(chǎn)生的裂紋、磨損、斷裂等損傷類缺陷，激光熔覆和焊接方法是最常見的增材再制造方法；對(duì)于積碳、受損涂層等表面多余物，可采用吹砂、磨料流光整加工、滾磨光整加工等機(jī)械去除方法或清洗劑清洗方法。

針對(duì)不同的葉片缺陷和問題，采用不同的方法對(duì)葉片進(jìn)行再制造，以效果(尺寸精度和表面完整性)、成本為評(píng)價(jià)指標(biāo)，評(píng)估其成形和成性再制造能力。

2.1 增材再制造技術(shù)

2.1.1 激光熔覆

在葉片增材再制造方面，國外航空發(fā)動(dòng)機(jī)制造和維修企業(yè)如MTU、GE等多采用激光熔覆的方法[29]。激光熔覆是利用高能激光束輻照，使得熔覆層材料與基體表面薄層一起熔化，快速凝固形成熔覆層，從而修復(fù)損傷零件，并提高基體表面的耐磨、耐腐蝕性能，從而提高葉片服役壽命[30]。圖4為激光熔覆技術(shù)原理圖。葉片激光熔覆再制造流程如圖5所示。

圖4 激光熔覆技術(shù)原理圖Fig. 4 Schematic diagram of laser cladding technology

圖5 葉片激光熔覆再制造流程Fig. 5 Blade laser cladding remanufacturing process

目前，葉片數(shù)字化模型重構(gòu)、激光熔覆工藝參數(shù)以及再制造后的磨削與拋光是國內(nèi)外學(xué)者的研究重點(diǎn)。在葉片數(shù)字化模型重構(gòu)方面，王浩等[3]提出一種葉片數(shù)字化模型重建方法，最大偏差為0.117 mm。陳振林等[31]研究了一種逆向工程的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片再制造方法，不需原始設(shè)計(jì)模型，以同期服役未損傷葉片為準(zhǔn)，構(gòu)建葉片修復(fù)曲面；再制造加工后，修復(fù)輪廓精度在0.03 mm以內(nèi)，滿足使用要求。

在葉片激光熔覆再制造方面，英國羅羅公司采用激光熔覆技術(shù)修復(fù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片，與堆焊技術(shù)相比，修復(fù)時(shí)間減少一半，成品率提高；美國GE公司對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片的葉尖和葉冠進(jìn)行再制造，很好地恢復(fù)了其結(jié)構(gòu)尺寸和使用性能[32]。徐杰等[33]采用Inconel 718熔覆材料研究K418葉片的再制造工藝，成形前后的葉片形貌見圖6，葉片體積損傷部位成形良好；圖7為其顯微硬度分布，硬度為274.3～315.5 HV 0.2，比K418基體材料硬度更好。沈婧怡等[34]選擇FeCrNiB熔覆材料激光熔覆TC4合金葉片，經(jīng)磨削后，葉片整體形狀尺寸精度在0.8 mm以下，熔覆層顯微硬度為380～750 HV 0.1，較基體材料的硬度提升近1倍。丁華鵬[35]采用Ni25合金粉末對(duì)葉片進(jìn)行激光熔覆再制造，圖8為受損葉片熔覆前后對(duì)比圖。SHEPELEVA等[36]采用激光熔覆方法將熔覆粉末熔覆于In713渦輪葉片上，熔覆層顯微硬度可達(dá)650～820 HV。魯耀鐘等[37]采用激光熔覆方法再制造K418合金葉片，熔覆層整體硬度值為300.00 HV，結(jié)合界面處硬度值為460.46 HV，相對(duì)基體材料的硬度提升12%。

(a)體積損傷葉片Volume damaged blade(b)再制造后葉片Remanufactured blade圖6 成形前后的葉片形貌圖[33]Fig. 6 Blade morphology before and after forming[33]

圖7 熔覆層顯微硬度分布[33]Fig. 7 Microhardness distribution of cladding layer[33]

(a) 修復(fù)前 Before reparing(b)激光熔覆后After laser cladding(c)磨削拋光后After grinding & polishing圖8 葉片再制造區(qū)域局部放大圖[35]Fig. 8 Local magnification of blade remanufacturing area[35]

2.1.2 焊接

根據(jù)葉片修復(fù)時(shí)母材是否熔化，可以將葉片焊接方法分為固相焊(母材保持固相態(tài))和熔焊(母材熔化)。常見的固相焊方法包括真空釬焊、活性擴(kuò)散焊、粉末冶金等；常見的熔焊方法包括氬弧焊、等離子弧焊等[38-39]。張學(xué)軍[40]對(duì)焊接技術(shù)在航空零部件再制造中的應(yīng)用進(jìn)行了總結(jié)和討論，焊接再制造時(shí)應(yīng)針對(duì)具體零件、材料、缺陷類型等確定焊接方法。表1所示為航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片常見損傷類型和焊接再制造方法。

表1 航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片常見損傷類型和焊接再制造方法[40]Tab. 1 Common damage types and welding remanufacturing methods of aero-engine blades [40]

① 固相焊

釬焊是采用某種方法將裂紋及兩側(cè)多余物清洗干凈，然后在裂紋上放置焊料，借助真空高溫條件使得焊料填滿裂紋縫隙并與基體緊密連接。真空釬焊再制造方面，李思思等[41]采用K465合金與BKHA-2M耐磨合金真空釬焊方法對(duì)D-301M發(fā)動(dòng)機(jī)K465合金渦輪工作葉片再制造，修復(fù)其鋸齒冠磨損缺陷。釬焊接頭室溫下抗拉強(qiáng)度達(dá)到母材技術(shù)指標(biāo)，在975 ℃/180 MPa條件下，接頭壽命為46 h，達(dá)到了母材技術(shù)指標(biāo)的80%。孔慶吉等[42]采用B-Ni55釬料對(duì)高壓渦輪雙聯(lián)導(dǎo)向葉片進(jìn)行釬焊再制造。結(jié)果表明：釬焊接頭外端釬料連續(xù)、光滑，無氣孔、縮松等缺陷，焊縫處無缺陷。SHAN等[43]采用Ni-Cr-B-Si系和Ni-Cr-Zr系釬料對(duì)Chs88鎳基合金葉片裂紋進(jìn)行對(duì)比修復(fù)試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，Ni-Cr-Zr釬料的Zr不易擴(kuò)散，基材沒有明顯侵蝕，焊接接頭韌性更好。

活性擴(kuò)散焊是指在一定條件下，焊接接觸表面發(fā)生微觀塑性形變，產(chǎn)生瞬時(shí)液相，原子間相互擴(kuò)散滲透，實(shí)現(xiàn)焊接目的。李曉紅[44]研究了活性擴(kuò)散焊對(duì)定向凝固高溫合金、單晶合金、Ni3Al基高溫合金等材料焊接之后接頭的性能，發(fā)現(xiàn)DZ22高溫合金接頭在980 ℃、試驗(yàn)應(yīng)力為186 MPa條件下，持久強(qiáng)度可達(dá)母材性能的90%；DD6合金接頭在室溫下的拉伸強(qiáng)度為910 MPa，980 ℃時(shí)拉伸強(qiáng)度為785 MPa，均高于同等條件下的母材性能。SU等[45]采用DF4B釬料對(duì)In738鎳基高溫合金葉片再制造，獲得了高強(qiáng)度、耐氧化的釬焊接頭。HAWK等[46]分別采用BNi-2和BNi-5釬料對(duì)Rene108鎳基高溫合金葉片進(jìn)行再制造，通過對(duì)比其微觀組織和力學(xué)性能，發(fā)現(xiàn)BNi-2釬料更適合深或窄的裂紋，BNi-5釬料適用于淺或?qū)挼牧鸭y。

不同于激光熔覆或釬焊，粉末冶金先采用機(jī)械加工方法去除葉片表面缺陷，然后將材料填充在缺口處，之后在真空下進(jìn)行燒結(jié)。張杰等[47]利用混有微量硼合金和納米鎳粉的鎳基高溫合金粉末對(duì)K03損傷類葉片進(jìn)行再制造。損壞的葉片表面有大量腐蝕產(chǎn)物，且進(jìn)排氣邊有體積缺損；粉末冶金再制造后葉片缺損部位已恢復(fù)原有形狀，表面無宏觀裂紋和空洞。王茂才等[48]采用粉末冶金方法對(duì)燒蝕葉片進(jìn)行再制造，結(jié)果對(duì)比見圖9。

(a)燒蝕的葉片 Ablative blade(b)粉末涂覆后的葉片Blade after powder coating(c)再制造后的葉片Blade after remanufacturing圖9 葉片再制造前后[48]Fig. 9 Before and after blade remanufacturing [48]

② 熔焊

龔淼等[49]采用理論分析和建模計(jì)算對(duì)壓氣機(jī)葉片堆焊過程中送絲速度、熱輸入功率及冷卻速度等3個(gè)參數(shù)進(jìn)行研究，確定了較好的參數(shù)范圍。曲伸等[50]采用鎢極氬弧焊方法對(duì)DZ125高溫合金焊接再制造，焊縫區(qū)的硬度值略低于母材，熱處理后焊縫區(qū)的硬度值上升。宋文清等[51]用HGH3113和HGH3533焊絲對(duì)K4104高溫合金渦輪葉片焊接再制造，發(fā)現(xiàn)焊縫無裂紋等缺陷，室溫下拉伸強(qiáng)度可達(dá)930 MPa，在900 ℃、應(yīng)力為201 MPa條件下，其持續(xù)時(shí)間達(dá)50 h以上。

等離子弧焊在本質(zhì)上仍屬于氬弧焊，只是焊接過程中使用水冷噴嘴對(duì)鎢極氬弧焊進(jìn)行外形機(jī)械壓縮、冷壓縮。相比于鎢極氬弧焊，等離子弧焊具有能量集中、熔透能力強(qiáng)、焊接過程穩(wěn)定等優(yōu)點(diǎn)，可以通過與控制系統(tǒng)相結(jié)合的方式運(yùn)行焊接軌跡，堆焊出葉形，從而極大減少焊后機(jī)加工成本，圖10為等離子弧焊再制造葉片實(shí)物局部圖。[52]

圖10 等離子弧焊再制造葉片實(shí)物局部圖[52]Fig. 10 Local picture of remanufactured blade by plasma arc welding[52]

針對(duì)不同的葉片損傷類缺陷采用不同的再制造技術(shù)。其優(yōu)缺點(diǎn)及使用范圍如表2所示。

表2 激光熔覆和焊接技術(shù)的特性Tab. 2 Characteristics of laser cladding and welding technology

2.2 航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片減材再制造技術(shù)

2.2.1 水基清洗劑清洗方法

清洗是進(jìn)行再制造檢測(cè)和修復(fù)的前提和基礎(chǔ)。目前采用的水基型清洗劑以表面活性劑為主，配以助洗劑、防銹劑等添加劑，其去除機(jī)理為利用表面活性劑吸附來降低污垢和水溶液之間的表面張力，配合機(jī)械攪拌、超聲波輔助等方法將葉片表面的污垢、油漬、積碳去除[53]。

毛美娟等[54]開發(fā)了一種水基清洗劑，可以快速清除飛機(jī)表面以及零部件上的油污、積碳、塵埃等，同時(shí)不損害飛機(jī)外表材料。黃選民等[55]研制的飛機(jī)零部件水基清洗劑不僅無磷環(huán)保，還可以高效去除積碳。但采用水基清洗劑清洗方法存在以下局限性：①?zèng)]有通用性，不能對(duì)各種材料葉片的積碳或殘留涂層進(jìn)行去除；②某些清洗劑組分不環(huán)保；③某些清洗劑對(duì)基體材料產(chǎn)生腐蝕。

2.2.2 機(jī)械物理去除方法

最原始、最簡單的機(jī)械物理去除方法便是手工拋光。手工拋光方法對(duì)技術(shù)人員的操作水平要求高、勞動(dòng)強(qiáng)度大、拋光去除厚度不易把控，不利于大批量生產(chǎn)、不適用于精密部位的加工；手工拋光容易破壞葉片表面的滲鋁層或其他涂層。科研人員相繼提出采用吹砂、磨料流、滾磨光整加工等多種方法對(duì)葉片表面多余物進(jìn)行去除。

① 吹砂

干吹砂通過壓縮空氣將磨料高速噴射至零件表面去除附著物，達(dá)到清理和拋光的目的，可通過控制空氣壓力、磨料規(guī)格、吹砂時(shí)間等參數(shù)調(diào)整去除量，效率較手工打磨高，適合去除毛坯或半成品表面的附著物；當(dāng)用于去除精密部位的附著物時(shí)，對(duì)操作方法要求較高，且去除后表面質(zhì)量會(huì)下降[56]。濕吹砂是將液體和磨料混合后噴射至零件表面，相同工藝參數(shù)下，濕吹砂去除量小，加工后表面更光滑。

針對(duì)GH4169高溫合金上的NiAl涂層，劉志強(qiáng)等[57]分別采用吹砂+堿液腐蝕法、電化學(xué)法、化學(xué)法進(jìn)行去除，吹砂+堿液腐蝕后涂層未脫落，電化學(xué)法在去除涂層的同時(shí)腐蝕基體，硝酸溶液不僅可以去除涂層，而且對(duì)基體沒有腐蝕作用。

針對(duì)一次滲鋁深度不合格的葉片，侯磊等[58]采用干吹砂+溶液去除滲鋁層，然后重新滲鋁。肖雪萍等[59]采用果核吹砂法去除葉片進(jìn)排氣邊的磚紅色附著物，吹砂后葉片滲鋁層沒有遭到破壞。張莉等[60]采用吹砂方法去除葉片積碳，干吹砂和濕吹砂方法均可將積碳完全去除，對(duì)比殘余滲鋁層，采用濕吹砂方法滲層完整均勻且去除量較少。

② 磨料流光整加工

磨料流光整加工是在黏彈性流體或黏性流體中加入一定量的磨料，并使其在壓力作用下流過工件被加工表面所進(jìn)行的光整加工方法。郭應(yīng)竹[61]采用磨粒流加工方法去除葉片電解加工后的腐蝕層，以改善工件表面完整性，減少積碳，提高葉片的抗疲勞性能。張曉陽[62]列舉了磨粒流在葉片表面多余物去除方面的應(yīng)用。葉片在電解加工后出現(xiàn)晶格腐蝕現(xiàn)象，且表面較粗糙，采用磨粒流加工后，腐蝕層完全去除，葉片表面質(zhì)量提高，無腐蝕點(diǎn)，而其去除量僅0.02 mm。徐林[56]采用磨粒流加工方法對(duì)表面附有積碳的葉片進(jìn)行去除，加工后，葉片表層附著物完全去除，但涂層去除量較大，且去除量分布不均勻。

③ 滾磨光整加工

滾磨光整加工是將葉片以一定方式放置在盛有滾拋磨塊和磨液的滾筒中，對(duì)滾筒施加一定的運(yùn)動(dòng)方式，使得滾拋磨塊和葉片發(fā)生相對(duì)運(yùn)動(dòng)，對(duì)工件表面進(jìn)行碰撞、滾壓和劃擦等作用，從而實(shí)現(xiàn)葉片表面的光整加工。其加工內(nèi)涵見圖11。

圖11 滾磨光整加工內(nèi)涵Fig. 11 Connotation of barrel finishing process

目前，滾磨光整加工技術(shù)已廣泛應(yīng)用于復(fù)雜盤類、異形軸類、箱殼類、自由曲面類等不同類型零件的光整加工和去毛刺，是提高葉片服役性能和使用壽命的一種非常有發(fā)展?jié)摿Φ某尚灾圃旒夹g(shù)。

徐林[56]采用滾磨光整加工對(duì)葉片進(jìn)行加工，加工后積碳完全去除，涂層去除量少且均勻，滿足使用要求。楊印權(quán)等[63]采用主軸回轉(zhuǎn)式滾磨光整加工對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)葉片進(jìn)行加工，其表面質(zhì)量得到提升，葉片進(jìn)排氣邊邊緣圓滑轉(zhuǎn)接良好。

針對(duì)材質(zhì)為TC4、TC6、TC11、GH78、1Cr12Ni2WMoVNb、1Cr10Co6MoVNbN、LY2的高壓各級(jí)轉(zhuǎn)子/靜子葉片、導(dǎo)流葉片、低壓各級(jí)轉(zhuǎn)子/靜子葉片，采用滾磨光整加工工藝修復(fù)，加工效果明顯(手感柔滑，光亮奪目；腐蝕坑去除，表面粗糙度改善明顯；葉片表面質(zhì)量綜合提高)，達(dá)到維修工藝標(biāo)準(zhǔn)，如圖12所示。

針對(duì)某裝機(jī)300 h后的鈦合金葉片修復(fù)，為去除表面噴丸后產(chǎn)生的及空氣不潔凈造成的沖擊麻坑，采用滾磨光整加工工藝加工后的表面紋理對(duì)比如圖13所示，其表面粗糙度提高2個(gè)等級(jí)，沖擊麻坑、銹蝕被全部去除，達(dá)到客戶滿意的效果。

(a)葉片1修復(fù)前Blade 1 before repair(b) 葉片1修復(fù)后Blade 1 after repair(c)葉片2修復(fù)前Blade 2 before repair(d) 葉片2修復(fù)后Blade 2 after repair圖12 航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片的修復(fù)效果對(duì)比Fig. 12 Comparison of repairing effect of aero-engine blades

(a)光整前Before finishing(b)光整后After finishing圖13 光整工藝修復(fù)葉片前后表面紋理對(duì)比Fig. 13 Comparison of surface texture before and afterfinishing repair blade

針對(duì)不同的葉片附著類缺陷可采用不同的減材再制造技術(shù)，根據(jù)已查閱的文獻(xiàn)資料，對(duì)水基清洗劑清洗方法和人工打磨、吹砂、磨粒流和滾磨光整加工等機(jī)械物理方法進(jìn)行分析，總結(jié)其優(yōu)缺點(diǎn)，如表3所示。

表3 葉片減材再制造技術(shù)的特性Tab. 3 Characteristics of blade subtraction remanufacturing

3 航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片再制造發(fā)展趨勢(shì)

針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片由于長時(shí)間服役于高溫、高壓、高速的工況下造成的裂紋、磨損、腐蝕、斷裂等損傷類缺陷以及積碳、殘留涂層等多余物附著類缺陷，激光熔覆、焊接等增材再制造技術(shù)和清洗液清洗、吹砂、磨料流、滾磨光整加工等減材再制造技術(shù)已經(jīng)得到國內(nèi)外諸多研究人員的青睞。

根據(jù)高性能零件再制造、智能再制造的發(fā)展需求，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片再制造的發(fā)展提出幾點(diǎn)思考：

(1)隨著現(xiàn)代航空航天業(yè)的發(fā)展，葉片再制造在減少資源浪費(fèi)、避免環(huán)境污染等方面有著重要的作用。葉片再制造體系，即淘汰/報(bào)廢葉片前處理(葉片表面多余物清洗、故障檢測(cè)與分析、再制造可行性評(píng)估)、葉片再制造、葉片后處理(再制造葉片打磨拋光、再制造葉片檢測(cè))應(yīng)逐步形成規(guī)范標(biāo)準(zhǔn)。葉片再制造的一系列流程將走向智能化，包括再制造過程的智能化設(shè)計(jì)，再制造成形過程的智能化控制，再制造零件的智能化檢測(cè)等。

(2)隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比、推重比及服役壽命的不斷提高，對(duì)要求成形和成性加工的葉片再制造技術(shù)提出挑戰(zhàn)。葉片作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)的核心零部件，呈現(xiàn)幾何構(gòu)形復(fù)雜、材質(zhì)特殊、性能和壽命要求高等特征，針對(duì)下一代葉片應(yīng)加強(qiáng)制造與再制造工藝的預(yù)研。

(3)環(huán)境問題成為世界各國關(guān)注的重點(diǎn)問題，綠色再制造趨勢(shì)不可避免。為了減少再制造工藝對(duì)環(huán)境和人員的負(fù)面影響，提高清洗效率，降低清洗成本，對(duì)新型清洗材料、新型清洗裝備的需求愈發(fā)迫切。

(4)多種再制造技術(shù)集成化，可形成損傷葉片的批量化再制造。葉片的尺寸精度和表面完整性對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的性能、壽命有很大影響，而增材再制造、磨削拋光等均需要以完好葉片模型為基準(zhǔn)，葉片多次裝夾可能會(huì)影響葉片的尺寸精度，應(yīng)加強(qiáng)現(xiàn)有工藝優(yōu)化，以及復(fù)合工藝、組合工藝的研發(fā)使用，提高再制造的加工質(zhì)量和加工效率。