導(dǎo)語

航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片長期處于復(fù)雜惡劣的工作環(huán)境中，極易出現(xiàn)各類損傷缺陷源玉，更換葉片價(jià)格昂貴谋监，針對(duì)葉片修復(fù)及再制造技術(shù)的研究具有巨大的經(jīng)濟(jì)效益。航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片主要分為渦輪葉片和風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片兩大類炼吴，其中渦輪葉片通常采用鎳基高溫合金本鸣，而風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片主要采用鈦合金，也有一部分采用鎳基高溫合金硅蹦。渦輪葉片和風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片的材料及工作環(huán)境的差異造成了其常見的損傷類型不同荣德，導(dǎo)致其修復(fù)方法及修復(fù)后需要達(dá)到的性能指標(biāo)有所不同。本文針對(duì)兩類航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片常見的不同類型損傷缺陷童芹，對(duì)現(xiàn)階段所采用的修復(fù)方法及關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行分析論述涮瞻，旨在為實(shí)現(xiàn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片高質(zhì)量修復(fù)及再制造提供理論依據(jù)。

在航空發(fā)動(dòng)機(jī)中假褪，渦輪及風(fēng)扇/壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片由于長期處于離心載荷署咽、熱應(yīng)力及腐蝕等惡劣環(huán)境下，使用性能要求極高生音，被列為航空發(fā)動(dòng)機(jī)制造中最核心的部件之一宁否，它的制造占據(jù)了整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)制造30%以上的工作量。長期處于惡劣復(fù)雜的工作環(huán)境久锥，轉(zhuǎn)子葉片容易出現(xiàn)裂紋家淤、葉尖磨損异剥、斷裂損傷等缺陷，而修復(fù)葉片的成本僅為制造整體葉片的20%总恐，因此開展航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片修復(fù)技術(shù)的研究倚衡，有利于延長葉片使用壽命，降低制造成本坐默，具有巨大經(jīng)濟(jì)效益神灵。   

航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片修復(fù)及再制造主要包括以下4個(gè)步驟：葉片預(yù)處理（包括葉片清理、三維檢測以及幾何重構(gòu)等）蚜玲；材料沉積（包括利用先進(jìn)焊接與連接技術(shù)完成缺失材料的填充堆積浓先、恢復(fù)性能熱處理等）；葉片整修（包括磨削结憾、拋光等機(jī)加工手段）矢老；修復(fù)后處理（包括表面涂層及強(qiáng)化處理等），如圖1所示遗赘。其中材料沉積是保證葉片修復(fù)后力學(xué)性能的關(guān)鍵斋葱。航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片主要構(gòu)成及材料如圖2所示，針對(duì)不同材料及不同的缺陷形式疾词，相應(yīng)的修復(fù)方法研究是實(shí)現(xiàn)損傷葉片高質(zhì)量修復(fù)及再制造的基礎(chǔ)溃蛙。本文以鎳基高溫合金渦輪葉片和鈦合金風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片為對(duì)象，論述绑咱、分析了現(xiàn)階段不同航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片損傷類型采用的修復(fù)方法及關(guān)鍵技術(shù)绰筛，并對(duì)其優(yōu)缺點(diǎn)進(jìn)行闡述。  

鎳基高溫合金渦輪葉片修復(fù)方法  

鎳基高溫合金渦輪葉片長期工作在高溫燃?xì)夂蛷?fù)雜應(yīng)力的環(huán)境中描融，葉片常出現(xiàn)疲勞熱裂紋铝噩、小面積表面損傷（葉尖磨損及腐蝕損傷）以及疲勞斷裂等缺陷。由于渦輪葉片疲勞斷裂修復(fù)后的安全性較低窿克，出現(xiàn)疲勞斷裂后薄榛，一般直接予以更換而不進(jìn)行焊接修復(fù)。渦輪葉片常見兩類缺陷及修復(fù)方法如圖3所示让歼，以下將針對(duì)鎳基高溫合金渦輪葉片這兩類缺陷，分別對(duì)其修復(fù)方法展開介紹丽啡。  

1 鎳基高溫合金渦輪葉片裂紋修復(fù)  

針對(duì)渦輪葉片裂紋缺陷的修復(fù)谋右，一般采用釬焊及固相焊修復(fù)方法，主要包括：真空釬焊补箍、瞬時(shí)液相擴(kuò)散連接改执、活性擴(kuò)散焊以及粉末冶金再制造等修復(fù)方法。   Shan等采用光束真空釬焊的 方 法橙缔，分 別 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)行了修復(fù)試驗(yàn)拟国，結(jié)果表明部竟，和Ni–Cr–B–Si釬料相比，由于Ni–Cr–Zr釬料中的Zr不易擴(kuò)散排卷，基材沒有明顯侵蝕庵无，其焊接接頭韌性更高，采用Ni–Cr–Zr釬料可以實(shí)現(xiàn)Chs88鎳基合金葉片裂紋的修復(fù)径肖。Ojo等研究了間隙尺寸和工藝參數(shù)對(duì)Inconel718鎳基合金擴(kuò)散釬焊連接接頭組織及性能的影響娩戳，隨著間隙尺寸的增大，以Ni3Al為基的金屬間化合物和富Ni伍愕、富Cr硼化物等硬脆相的出現(xiàn)是導(dǎo)致接頭強(qiáng)度和韌性下降的主要原因更践。   

瞬時(shí)液相擴(kuò)散焊是在等溫條件下進(jìn)行凝固的，屬于平衡條件下結(jié)晶蓉庆，有利于成分和組織的均勻化藏络。Pouranvari研究了瞬時(shí)液相擴(kuò)散焊連接Inconel718鎳基高溫合金，發(fā)現(xiàn)填料中Cr的含量和基體的分解范圍是影響等溫凝固區(qū)域強(qiáng)度的關(guān)鍵撤宽。Lin等研究了瞬時(shí)液相擴(kuò)散焊的工藝參數(shù)對(duì)于GH99鎳基高溫合金連接接頭組織和性能的影響臭杰，結(jié)果表明，隨著連接溫度的升高或時(shí)間的延長芝加，沉淀區(qū)的富Ni和富Cr硼化物數(shù)量減小硅卢，同時(shí)沉淀區(qū)晶粒尺寸較小，室溫和高溫拉剪強(qiáng)度均隨著保溫時(shí)間的延長而增加藏杖。目前瞬時(shí)液相擴(kuò)散連接已經(jīng)被成功用來修復(fù)低應(yīng)力區(qū)域的細(xì)小裂紋以及重建無冠葉片尖端損壞将塑，盡管瞬時(shí)液相擴(kuò)散焊在多種材料中成功應(yīng)用，但是其僅限于小裂紋（約250μm）的修復(fù)蝌麸。

圖1 航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片修復(fù)及再制造的主要流程
Fig.1 Main procedures of the repairing and remanufacturing of aero-engine blades

圖2 航空發(fā)動(dòng)機(jī)不同部位葉片的常用材料
Fig.2 Frequently-used materials of aero-engine blades in different parts

圖3 鎳基高溫合金渦輪葉片缺陷主要修復(fù)方法
Fig.3 Main repair methods of turbine blade defects of Ni-based superalloy

當(dāng)裂紋寬度大于0.5mm点寥，毛細(xì)作用不足以填充裂紋時(shí)，利用活性擴(kuò)散焊可以達(dá)到葉片修復(fù)的目的来吩。Su等采用活性擴(kuò)散釬焊的方法敢辩，利用DF4B釬料對(duì)In738鎳基高溫合金葉片進(jìn)行了修復(fù)，獲得了高強(qiáng)度弟疆、耐氧化的釬焊接頭戚长，接頭中析出的γ′相具有強(qiáng)化作用，抗拉強(qiáng)度達(dá)到母材的85%怠苔，接頭斷裂在富Cr硼化物的位置同廉。Hawk等同樣采用活性擴(kuò)散焊對(duì)René 108鎳基高溫合金葉片的寬裂紋進(jìn)行修復(fù)。粉末冶金再制造作為新近發(fā)展起來的先進(jìn)材料表面求原重構(gòu)的方法义黑，被廣泛應(yīng)用于高溫合金葉片修復(fù)中防蚓，可對(duì)葉片大間隙缺陷（5mm以上）如裂紋、燒蝕慷递、磨損以及孔洞等進(jìn)行三維空間的近等強(qiáng)度的恢復(fù)及重建儒剧。加拿大Liburdi公司研制了LPM（Liburdi powder metallurgy）方法用以修復(fù)焊接性能較差的高Al惑箕、Ti含量的鎳基合金葉片，工藝過程如圖4所示停唐。近年基于該方法的垂直層壓粉末冶金方法可以對(duì)25mm寬的缺陷進(jìn)行一次性釬焊修復(fù)科谨。  

2 鎳基高溫合金渦輪葉片表面損傷修復(fù)  

鎳基高溫合金葉片表面出現(xiàn)小面積打傷及腐蝕損傷等表面損傷缺陷時(shí)，通臣平海可以通過機(jī)加工將損傷區(qū)域去除并開槽泞氯，利用相適應(yīng)的焊接方法進(jìn)行填充修復(fù)。目前研究主要集中于激光熔化沉積和氬弧焊修復(fù)陕射。   

美國特拉華大學(xué)的Kim等對(duì)高Al薄塘、Ti含量的Rene80鎳基合金葉片進(jìn)行了激光熔覆和手工焊接修復(fù)，并將經(jīng)過焊后熱處理的工件與經(jīng)過焊后熱處理和熱等靜壓處理（HIP）的工件進(jìn)行了對(duì)比分析棺克，發(fā)現(xiàn)HIP能夠有效減少較小尺寸氣孔缺陷悠垛。華中科技大學(xué)的Liu等采用激光熔覆技術(shù)對(duì)718鎳基合金渦輪機(jī)組件槽類及孔類缺陷進(jìn)行了修復(fù)研究，探討了激光功率密度娜谊、激光掃描速度以及熔覆形式對(duì)修復(fù)過程的影響确买，如圖5所示。   

在氬弧焊修復(fù)方面纱皆，中國航發(fā)沈陽黎明航空發(fā)動(dòng)機(jī)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司曲伸等采用鎢極氬弧焊方法對(duì)DZ125高溫合金渦輪葉片葉尖處的磨損和裂紋問題進(jìn)行修復(fù)研究湾趾。結(jié)果表明，采用傳統(tǒng)鈷基焊材修復(fù)后派草，熱影響區(qū)容易產(chǎn)生熱裂紋且焊縫硬度降低搀缠，而采用新開發(fā)的MGS–1鎳基焊材，并結(jié)合合適的焊接與熱處理工藝近迁，可有效避免熱影響區(qū)裂紋的產(chǎn)生艺普，1000℃拉伸強(qiáng)度達(dá)到母材的90%。宋文清等對(duì)K4104高溫合金渦輪導(dǎo)向葉片的鑄造缺陷進(jìn)行了補(bǔ)焊工藝研究鉴竭，結(jié)果表明歧譬，采用HGH3113和HGH3533焊絲作為填充金屬，焊縫成形優(yōu)良搏存，塑性好且抗裂紋能力強(qiáng)测扼，而采用增加Zr含量的K4104焊絲焊接時(shí)液態(tài)金屬流動(dòng)性差，焊縫表面成形不好啡产，產(chǎn)生了裂紋权扭、未熔合缺陷。由此可以看出馅酪，在葉片修復(fù)過程中，填充材料的選取占有至關(guān)重要的地位叼榄。   

目前鎳基渦輪葉片的修復(fù)研究表明乳侮，鎳基高溫合金中由于含有Cr份览、Mo、Al等固溶強(qiáng)化元素以及P诉德、S晃纹、B等微量元素，在修復(fù)過程中具有較大的裂紋敏感性柱洽，焊后容易出現(xiàn)組織偏析褂宙、生成脆性Laves相等缺陷，因而后續(xù)鎳基高溫合金的修復(fù)研究需要針對(duì)此類缺陷進(jìn)行組織及力學(xué)性能的調(diào)控本谜。

圖4 LPM法工藝過程示意圖
Fig.4 Schematic diagram of LPM manufacturing process

鈦合金風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片修復(fù)方法

鈦合金風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片工作過程中主要承受離心力初家、氣動(dòng)力以及振動(dòng)負(fù)荷等作用，使用過程中常出現(xiàn)表面損傷缺陷（裂紋乌助、葉尖磨損等）溜在，鈦合金葉片局部折損缺陷，以及大面積損傷（疲勞斷裂他托、大面積打傷及腐蝕等）需要整體更換葉片的缺陷掖肋，不同缺陷類型及常用修復(fù)方法如圖6所示，以下將分別對(duì)這3類缺陷修復(fù)的研究現(xiàn)狀進(jìn)行介紹赏参。

圖5 激光熔覆修復(fù)槽類及孔類缺陷
Fig.5 Groove and hole defect repaired by laser cladding

1 鈦合金葉片表面損傷缺陷修復(fù)

鈦合金葉片在工作過程中表面常出現(xiàn)表面裂紋志笼、小面積打傷及葉片磨損等缺陷，這類缺陷的修復(fù)與鎳基渦輪葉片相似把篓，采用機(jī)加工去除缺陷區(qū)域纫溃，利用激光熔化沉積或氬弧焊方法進(jìn)行填充修復(fù)。

在激光熔化沉積方面纸俭，西北工業(yè)大學(xué)趙莊等針對(duì)TC17鈦合金鍛件小尺寸表面缺陷（表面直徑2mm皇耗，深度0.5mm的半球形缺陷）進(jìn)行了激光修復(fù)研究，結(jié)果表明终睦，激光沉積區(qū)內(nèi)β柱狀晶從界面處外延生長碘云、且晶界模糊，熱影響區(qū)內(nèi)原針狀α板條和次生α相長大粗化否抛，激光修復(fù)后的試樣與鍛件試樣相比拦腌，具有高強(qiáng)低塑的特點(diǎn)，抗拉強(qiáng)度從1077.7MPa升高到1146.6MPa言酪，延伸率從17.4%下降至11.7%岭限。潘博等采用同軸送粉式激光熔敷技術(shù)對(duì)ZTC4鈦合金圓孔型預(yù)制缺陷進(jìn)行多次修復(fù)，結(jié)果表明母材到修復(fù)區(qū)的組織變化過程為片狀α相和晶間β相→網(wǎng)籃組織→馬氏體→魏氏組織败饵，熱影響區(qū)硬度隨著修復(fù)次數(shù)的增加略有增加酣器，而母材及熔敷層硬度變化不大。

在氬弧焊修復(fù)方面，北京航空航天大學(xué)侯慧鵬等采用氬弧焊修復(fù)TC11鈦合金的預(yù)置梯形槽缺陷并進(jìn)行雙重退火熱處理吝重，結(jié)果表明征乳，熱處理前修復(fù)區(qū)和熱影響區(qū)為超細(xì)針狀α相分布在β相基體中，基材區(qū)為較細(xì)的網(wǎng)籃組織沦匿。熱處理后各區(qū)域的微觀組織均為板條狀初生α相+β相轉(zhuǎn)變組織律姨，且修復(fù)區(qū)初生α相長度顯著大于其他區(qū)域，修復(fù)件的高周疲勞極限為490MPa臼疫，相比母材的疲勞極限下降約7.1%择份。手工氬弧焊同樣常用于葉片表面裂紋以及葉尖磨損的修復(fù)，其不足之處是熱輸入較大烫堤，大面積修復(fù)容易產(chǎn)生較大的熱應(yīng)力和焊接變形荣赶。

目前研究表明，無論是采取激光熔化沉積還是氬弧焊修復(fù)塔逃，修復(fù)區(qū)域均存在高強(qiáng)低塑的特點(diǎn)讯壶，修復(fù)后葉片疲勞性能容易降低，下一步研究應(yīng)該集中于如何通過控制合金成分湾盗、調(diào)整焊接工藝參數(shù)以及優(yōu)化過程控制手段伏蚊，調(diào)控修復(fù)區(qū)微觀組織，實(shí)現(xiàn)修復(fù)區(qū)的強(qiáng)塑性匹配格粪，同時(shí)保證其優(yōu)異的疲勞性能躏吊。

2 鈦合金葉片局部折損修復(fù)

鈦合金轉(zhuǎn)子葉片折損缺陷的修復(fù)和鈦合金三維實(shí)體零件的增材制造技術(shù)從工藝過程看并無本質(zhì)區(qū)別，修復(fù)可以看作是以受損零件為基體帐萎，在斷裂截面和局部表層進(jìn)行二次沉積增材制造的過程比伏，如圖7所示。根據(jù)熱源不同辐逝，主要分為激光增材修復(fù)和電弧增材修復(fù)吸畸。值得注意的是，近年來黄惭，德國871合作研究中心將電弧增材修復(fù)技術(shù)作為鈦合金整體葉盤修復(fù)的研究重點(diǎn)翁脓，并采用添加形核劑等手段提高了修復(fù)性能。

在激光增材修復(fù)方面祟俯，宮新勇等采用TC11合金粉末對(duì)TC11鈦合金進(jìn)行激光熔化沉積修復(fù)工藝研究漫北，修復(fù)后薄壁樣沉積區(qū)及界面重熔區(qū)具有典型的魏氏組織特征，基體熱影響區(qū)組織由魏氏組織向雙態(tài)組織過渡五妹，沉積區(qū)抗拉強(qiáng)度約為1200MPa旭手，高于界面過渡區(qū)及基體敞峭，而塑性稍低于基體，拉伸試樣均斷裂于基體內(nèi)部俯态，最終通過逐點(diǎn)熔化沉積的方法對(duì)實(shí)際葉輪進(jìn)行修復(fù)秽之，并通過了超轉(zhuǎn)試驗(yàn)考核，實(shí)現(xiàn)了裝機(jī)應(yīng)用。卞宏友等利用TA15粉末對(duì)TC17鈦合金進(jìn)行激光增材修復(fù)研究，同時(shí)探究了不同退火熱處理溫度(610℃材彪、630℃和650℃)對(duì)其組織性能的影響，結(jié)果表明琴儿，激光沉積修復(fù)TA15/TC17合金沉積態(tài)的抗拉強(qiáng)度可以達(dá)到1029MPa，但塑性較低嘁捷，僅為4.3%造成，分別達(dá)到TC17鍛件的90.2%和61.4%，經(jīng)過不同溫度熱處理后雄嚣，抗拉強(qiáng)度和塑性均有明顯提高晒屎，其中當(dāng)退火溫度為650℃時(shí)，抗拉強(qiáng)度最高為1102MPa缓升，達(dá)到TC17鍛件的98.4%鼓鲁，斷后伸長率為13.5%，與沉積態(tài)相比明顯提高港谊。

圖6 鈦合金風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片缺陷主要修復(fù)方法
Fig.6 Main repair methods of fan/compressor blade defects of titanium alloy

圖7 金屬增材制造技術(shù)修復(fù)局部折損缺陷
Fig.7 Local damage repaired by metal additive manufacturing

在電弧增材修復(fù)方面骇吭，Liu等對(duì)缺角的TC4鈦合金葉片模擬試件進(jìn)行修復(fù)研究，沉積層中得到等軸晶和柱狀晶的混合晶粒形貌歧寺，最大拉伸強(qiáng)度達(dá)到991MPa咱取，延伸率為10%。Zhuo等利用TC11焊絲對(duì)TC17鈦合金進(jìn)行電弧增材修復(fù)研究阅秀，分析了沉積層以及熱影響區(qū)的組織演變規(guī)律姆歹，未熱處理?xiàng)l件下拉伸強(qiáng)度為1015.9MPa，同時(shí)延伸率為14.8%京拣，綜合性能良好虽浆。Chen等研究了不同退火溫度對(duì)TC11/TC17鈦合金修復(fù)試樣的組織及力學(xué)性能影響，結(jié)果表明較高的退火溫度有利于提高修復(fù)試樣的延伸率帜猩。   針對(duì)鈦合金葉片局部折損缺陷休惰，利用金屬增材制造技術(shù)修復(fù)的研究剛處于起步階段，修復(fù)后的葉片不僅需要關(guān)注沉積層的力學(xué)性能落六，同時(shí)針對(duì)修復(fù)葉片界面處力學(xué)性能的評(píng)價(jià)也同樣至關(guān)重要箫乳。  

3 鈦合金葉片大面積損傷葉片更換修復(fù)  

為了簡化壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，減輕重量民氏，現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片常采用整體葉盤結(jié)構(gòu)浊丑，它是將工作葉片和葉盤做成整體結(jié)構(gòu)，省去了榫頭和榫槽久规，達(dá)到減重目的的同時(shí)還可以避免常規(guī)結(jié)構(gòu)中榫頭榫槽的磨損以及氣動(dòng)損失湖笨。針對(duì)壓氣機(jī)整體葉盤表面損傷及局部折損缺陷的修復(fù)旗扑，與上述分離式葉片修復(fù)方法類似，而對(duì)于整體葉盤葉身斷裂或缺塊的修復(fù)慈省，線性摩擦焊以其獨(dú)特的加工方式及優(yōu)點(diǎn)被廣泛應(yīng)用臀防，其工藝過程如圖8所示。   Mateo等采用線性摩擦焊方法對(duì)Ti–6246鈦合金進(jìn)行模擬修復(fù)研究边败，結(jié)果表明袱衷，同一處損傷至多3次的修復(fù)都具有較窄的熱影響區(qū)和較細(xì)的焊縫晶粒組織，拉伸強(qiáng)度隨修復(fù)次數(shù)的增加由1048MPa降至1013MPa笑窜，但拉伸和疲勞試樣測試均斷在遠(yuǎn)離焊縫區(qū)的母材區(qū)域致燥。   Ma等研究了不同熱處理溫度（530℃+4h空冷，610℃+4h空冷排截，670℃+4h空冷）對(duì)TC17鈦合金線性摩擦焊接頭微觀組織及力學(xué)性能的影響嫌蚤，結(jié)果表明，隨著熱處理溫度的提高断傲，α相和β相的再結(jié)晶程度顯著增加脱吱。拉伸和沖擊試樣的斷裂行為由脆性斷裂變?yōu)轫g性斷裂，在670℃熱處理后层筹，拉伸試樣斷裂在母材苦频，抗拉強(qiáng)度為1262MPa，但延伸率僅為母材的81.1%秀坤。   目前國內(nèi)外研究表明锦售，線性摩擦焊修復(fù)技術(shù)具有氧化物自清理作用，能夠有效去除結(jié)合面氧化物荒懒，無熔化造成的冶金缺陷茉蔗，同時(shí)可實(shí)現(xiàn)異質(zhì)材料的連接，得到雙合金/雙性能整體葉盤装芬，可完成不同材料整體葉盤葉身斷裂或缺塊的快速修復(fù)锚躺。但是采用線性摩擦焊技術(shù)修復(fù)整體葉盤還存在許多問題有待解決，例如接頭殘余應(yīng)力較大援栗、異質(zhì)材料連接質(zhì)量控制難等骄雇，同時(shí)針對(duì)新材料的線性摩擦焊焊接工藝還需進(jìn)一步探索。

圖8 線性摩擦焊更換整體葉盤的葉片
Fig.8 Damaged blisk repaired by linear friction welding

結(jié)論

目前我國航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片修復(fù)技術(shù)與國外相比仍有較大差距帘惜，低成本瑰侥、高可靠性的焊接修復(fù)技術(shù)亟待開展廣泛而深入的系統(tǒng)研究。本文針對(duì)目前航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片修復(fù)技術(shù)的研究現(xiàn)狀稳析，進(jìn)行了相關(guān)總結(jié)并提出幾點(diǎn)展望：

（1）鎳基高溫合金葉片缺陷焊接修復(fù)后洗做，易出現(xiàn)脆性共晶相、金屬間化合物彰居，同時(shí)接頭具有高的裂紋敏感性诚纸。針對(duì)這些問題撰筷，后續(xù)應(yīng)集中研究鎳基高溫合金葉片修復(fù)過程中共晶相、金屬間化合物的產(chǎn)生機(jī)理畦徘，從填充材料毕籽、焊接修復(fù)工藝過程、焊后熱處理等方面出發(fā)井辆，抑制或消除有害相的產(chǎn)生关筒，減少裂紋敏感性。

（2）針對(duì)鈦合金葉片缺陷修復(fù)杯缺，修復(fù)后材料的各向異性對(duì)塑性和疲勞性能具有不利影響平委，疲勞性能降低是鈦合金葉片修理的主要問題。后續(xù)研究需要從鈦合金晶粒大小和組織類型出發(fā)調(diào)控葉片修復(fù)后的力學(xué)性能夺谁，晶粒大小的控制可具體通過采用變質(zhì)處理、電磁攪拌以及超聲振動(dòng)等方法在熔池凝固過程中通過增加形核率以息，枝晶破碎固荷，達(dá)到細(xì)化晶粒的目的。在組織類型調(diào)控方面兴题，需要開展焊前填充材料選擇应婴，焊接過程中熱循環(huán)控制，同時(shí)結(jié)合焊后熱處理制度研究噩檬，獲得滿足葉片使用性能要求的組織類型林邪。

（3）針對(duì)不同材料、不同類型及不同位置缺陷修復(fù)后的性能評(píng)價(jià)指標(biāo)至關(guān)重要肾轨，同時(shí)結(jié)合損傷容限思想的相關(guān)性能測試亟待開展廣泛而深入的研究初禁。

（4）現(xiàn)階段先進(jìn)高性能發(fā)動(dòng)機(jī)中單晶葉片、定向凝固葉片以及鈦合金寬弦空心葉片的應(yīng)用愈發(fā)廣泛档徘，需及時(shí)開展其相適應(yīng)的修復(fù)方法研究棘魏，以應(yīng)對(duì)葉片材料及結(jié)構(gòu)的變革。

（來源：《航空制造技術(shù)》宝各，作者：卓義民烹豫， 陳遠(yuǎn)航， 楊春利）

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