权利要求
1.一种航空发动机碳化硅陶瓷基
复合材料零件贴补修复方法，其特征在于，包括：采用贴补技术，使用CMC-SiC补片作为贴补修复零件裂纹、腐蚀坑或纤维裂的结构，并用脉冲激光在CMC-SiC补片与零件的接触面上制备表面纹理，将钎料涂在CMC-SiC补片与零件接触面上，然后将CMC-SiC补片与零件表面压紧，经过真空钎焊、打磨、清洗烘干、环境障涂层恢复、退火后完成航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件的贴补修复。
2.如权利要求1所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法，其特征在于，具体包括以下步骤：
步骤一、去除零件表面的环境障涂层;
步骤二、采用熔体浸渍RMI工艺制作CMC-SiC补片，或采用CMC-SiC平板通过机械加工的方式制作CMC-SiC补片;
步骤三、采用激光毛化技术，使用脉冲激光在CMC-SiC补片与零件接触面上制备表面纹理;
步骤四、将激光毛化后的CMC-SiC补片和零件置于丙酮中超声清洗10～30min后烘干;
步骤五、选择粉末钎料;
步骤六、将粉末钎料烘干，然后加入连接剂，粉末钎料与连接剂的质量比为1:1～5:1，混合均匀成膏状，涂在CMC-SiC补片与零件接触面;所述连接剂为NiCrobrazⅡ型水基粘接剂、TENSOL No.6、三氯乙烯、聚苯乙烯、三氯乙烯、乙二醇、丙三醇中的一种;
步骤七、将CMC-SiC补片与零件表面压紧，并使用重物或定位夹保证间隙;
步骤八、将零件放入真空钎焊炉进行真空钎焊，以升温速率升温至焊接温度，然后保温一定时间，最后在一定降温速率下降温或随炉冷却的方式降至室温;
步骤九、取出钎焊后的零件，将焊缝处打磨平整，并置于丙酮溶液中超声清洗10～30min后烘干;
步骤十、使用大气等离子喷涂APS设备恢复零件环境障涂层;
步骤十一、打磨恢复的环境障涂层，使环境障涂层复合产品粗糙度要求;
步骤十二、对零件进行退火处理，完成零件的贴补修复。
3.如权利要求2所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法，其特征在于，所述步骤一中，去除零件表面的环境障涂层采用激光清洗、喷砂或机械加工的方法，清洗至将CMC-SiC基体暴露出来。
4.如权利要求2所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法，其特征在于，所述步骤二中，所述CMC-SiC补片形状和尺寸的基本设计原则包括：所述CMC-SiC补片的形状为圆形或带圆角的矩形;
所述CMC-SiC补片的厚度不小于损伤处零件的原厚度;
所述CMC-SiC补片中碳化硅纤维的方向与零件修补处纤维方向平行;
所述CMC-SiC补片边缘在与碳化硅纤维平行方向离零件损伤边缘的最小距离L满足下式关系：
其中，σ为CMC-SiC补片材料抗拉强度，τ为搭接接头的拉伸剪切强度，H为损伤处零件平均厚度;CMC-SiC补片边缘在垂直纤维方向离损伤边缘至少3mm;
所述CMC-SiC补片放置于待修补零件损伤处，CMC-SiC补片与零件表面间的间隙确保不大于0.2mm。
5.如权利要求2所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法，其特征在于，所述步骤三中，脉冲激光为飞秒激光，脉冲激光波长为0.8～1.06μm，单脉冲能量为35fs，重复频率200～1000Hz，能量密度为1.5～2.5J/cm2，扫描速度50～350μm/s，扫描次数为1～5次。
6.如权利要求2所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法，其特征在于，所述步骤四中，选择粉末状Cu基、Ag基、Ni基、Ti-Si或Ni-Si-Ti共晶作为钎料。
7.如权利要求2所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法，其特征在于，所述步骤七中，还包括：控制CMC-SiC补片与零件间钎料厚度不超过0.2mm。
8.如权利要求2所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法，其特征在于，所述步骤八中，焊接温度为800～1400℃，保温时间为5～50min，升温速率为5～20℃/min，降温速率为3～10℃/min。
9.如权利要求2所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法，其特征在于，所述步骤十中，使用大气等离子喷涂APS设备恢复零件环境障涂层的具体方法包括：使用夹具将待喷涂零件放置于转台上，喷涂时零件随转台转动，保证环境障涂层均匀;喷涂前通过等离子弧对零件基体进行预热。
10.如权利要求2所述的航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法，其特征在于，所述步骤十二中，退火温度为800～1300℃，退火保温时间为半小时，随炉冷却。
说明书
技术领域
[0001]本发明属于航空发动机修复技术领域，更具体地说，本发明涉及一种航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法。
背景技术
[0002]碳化硅陶瓷基复合材料(CMC-SiC),特别是碳化硅陶瓷纤维增强的碳化硅陶瓷基复合材料SiCf/SiC在航空发动机上的应用越来越多，现已在发动机火焰筒、涡轮外环、导向器、尾喷管等热端静止件上获得了应用;为了防止CMC-SiC材料在高温工作时与环境中的水蒸气、氧气、熔盐等物质发生腐蚀反应，往往会在CMC-SiC零件表面制备一层环境障涂层(EBC)，目前最常见的EBC涂层为第三代EBC，即
稀土硅酸盐体系EBC。
[0003]由于陶瓷材料的特性，CMC-SiC制成的发动机零件出现裂纹、腐蚀等损伤后，修复方法有限，常规的氩弧焊等技术并不适用。
[0004]在碳化硅纤维基本未受损，而且基体仅仅存在宽度小于0.2mm的窄小裂纹情况下，可以采用钎焊的方式填充基体裂纹，使裂纹闭合并恢复部分强度。大致方法为：去除零件表面环境障涂层，并清洗零件后烘干;选择合适的粉末状Cu基、Ag基或Ni基活性金属钎料，然后加入连接剂，混合均匀成膏状，涂在零件表面裂纹处及附近区域;将零件放入真空钎焊炉按一定升温、保温、降温曲线进行真空钎焊，熔融的钎料会在毛细作用下从零件表面进入并填满裂纹内部，并在合适温度下发生反应，形成焊接接头，达到闭合裂纹并恢复一定强度的效果;热喷涂恢复环境障涂层，并进行退火等后处理。其它损伤情况下，如基体裂纹较宽(大于0.2mm)或基体材料形成直径较大(超过0.2mm)的腐蚀坑类损伤，或基体和碳化硅纤维都产生了裂纹、断裂，目前该类损坏的零件只能提前报废处理，使零件实际服役时间远低于设计值。
[0005]目前钎焊修复技术只适合轻微损伤的CMC-SiC零件修复，即碳化硅纤维基本未受损，而且基体仅仅存在宽度小于0.2mm的窄小裂纹。
[0006]在碳化硅纤维未受损，基体存在裂纹较宽(大于0.2mm)或基体材料形成直径较大(超过0.2mm)的腐蚀坑类损伤时，钎料熔化后由于裂纹、腐蚀坑内基体材料间距过大，从而无法产生毛细作用或者钎焊缝中间钎料离陶瓷母材过远无法互相反应产生连接相，最终无法有效填充裂纹或腐蚀坑并且使钎焊区强度极低，无法满足修复要求。
[0007]基体和作为主要承力部分的碳化硅纤维都产生了裂纹、断裂的情况下，零件传力路径受到了破坏，现有钎焊修复方法无法恢复或新建等效的零件传力路径及承力能力。
[0008]另外，现有钎焊技术修复宽度小于0.2mm裂纹时，钎料进入裂纹内部时产生的毛细作用受裂纹内表面原始状态影响较大，且根据裂纹内部形貌具有一定随机性，加之无法对裂纹内表面状态进行控制和优化，所以无法在钎焊时产生较优的毛细效果和连接效果。在接触面可达的其它钎焊情况下，通常采用砂纸打磨和吹砂的方式优化钎焊连接面，提升钎焊效果，但砂纸打磨或吹砂形成的表面状态比较粗放，无法精确达到最优的表面粗糙度、表面纹理，从而无法获得最优的钎焊结合性能。
发明内容
[0009]本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。
[0010]为了实现根据本发明的这些目的和其它优点，提供了一种航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法，包括：采用贴补技术，使用CMC-SiC补片作为贴补修复零件裂纹、腐蚀坑或纤维裂的结构，并用脉冲激光在CMC-SiC补片与零件的接触面上制备表面纹理，将钎料涂在CMC-SiC补片与零件接触面上，然后将CMC-SiC补片与零件表面压紧，经过真空钎焊、打磨、清洗烘干、环境障涂层恢复、退火后完成航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件的贴补修复。
[0011]优选的是，其中，具体包括以下步骤：
[0012]步骤一、去除零件表面的环境障涂层;
[0013]步骤二、采用熔体浸渍RMI工艺制作CMC-SiC补片，或采用CMC-SiC平板通过机械加工的方式制作CMC-SiC补片;
[0014]步骤三、采用激光毛化技术，使用脉冲激光在CMC-SiC补片与零件接触面上制备表面纹理;
[0015]步骤四、将激光毛化后的CMC-SiC补片和零件置于丙酮中超声清洗10～30min后烘干;
[0016]步骤五、选择粉末钎料;
[0017]步骤六、将粉末钎料烘干，然后加入连接剂，粉末钎料与连接剂的质量比为1:1～5:1，混合均匀成膏状，涂在CMC-SiC补片与零件接触面;
[0018]步骤七、将CMC-SiC补片与零件表面压紧，并使用重物或定位夹保证间隙;
[0019]步骤八、将零件放入真空钎焊炉进行真空钎焊，以升温速率升温至焊接温度，然后保温一定时间，最后在一定降温速率下降温或随炉冷却的方式降至室温;
[0020]步骤九、取出钎焊后的零件，将焊缝处打磨平整，并置于丙酮溶液中超声清洗10～30min后烘干;
[0021]步骤十、使用大气等离子喷涂APS设备恢复零件环境障涂层;
[0022]步骤十一、打磨恢复的环境障涂层，使环境障涂层复合产品粗糙度要求;
[0023]步骤十二、对零件进行退火处理，完成零件的贴补修复。
[0024]优选的是，其中，所述步骤一中，去除零件表面的环境障涂层采用激光清洗、喷砂或机械加工的方法，清洗至将CMC-SiC基体暴露出来。
[0025]优选的是，其中，所述步骤二中，所述CMC-SiC补片形状和尺寸的基本设计原则包括：所述CMC-SiC补片的形状为圆形或带圆角的矩形;
[0026]所述CMC-SiC补片的厚度不小于损伤处零件的原厚度;
[0027]所述CMC-SiC补片中碳化硅纤维的方向与零件修补处纤维方向平行;
[0028]所述CMC-SiC补片边缘在与碳化硅纤维平行方向离零件损伤边缘的最小距离L满足下式关系：
[0029]
[0030]其中，σ为CMC-SiC补片材料抗拉强度，τ为搭接接头的拉伸剪切强度，H为损伤处零件平均厚度;CMC-SiC补片边缘在垂直纤维方向离损伤边缘至少3mm;
[0031]所述CMC-SiC补片放置于待修补零件损伤处，CMC-SiC补片与零件表面间的间隙确保不大于0.2mm。
[0032]优选的是，其中，所述步骤三中，脉冲激光为飞秒激光，脉冲激光波长为0.8～1.06μm，单脉冲能量为35fs，重复频率200～1000Hz，能量密度为1.5～2.5J/cm2，扫描速度50～350μm/s，扫描次数为1～5次。
[0033]优选的是，其中，所述步骤四中，选择粉末状Cu基、Ag基、Ni基、Ti-Si或Ni-Si-Ti共晶作为钎料。
[0034]优选的是，其中，所述步骤七中，还包括：控制CMC-SiC补片与零件间钎料厚度不超过0.2mm。
[0035]优选的是，其中，所述步骤八中，焊接温度为800～1400℃，保温时间为5～50min，升温速率为5～20℃/min，降温速率为3～10℃/min。
[0036]优选的是，其中，所述步骤十中，使用大气等离子喷涂APS设备恢复零件环境障涂层的具体方法包括：使用夹具将待喷涂零件放置于转台上，喷涂时零件随转台转动，保证环境障涂层均匀;喷涂前通过等离子弧对零件基体进行预热。
[0037]优选的是，其中，所述步骤十二中，退火温度为800～1300℃，退火保温时间为半小时，随炉冷却。
[0038]本发明至少包括以下有益效果：本发明采用贴补技术，重建裂纹、腐蚀坑或纤维断裂处的传力路径，恢复零件强度，解决对碳化硅陶瓷基复材零件上较宽裂纹、腐蚀坑或纤维断裂等较严重损伤的修复难题。此外，在CMC-SiC补片和零件贴合面采用脉冲激光制备特定纹理、形貌，精确实现钎料与补片、零件母材的最优结合效果和接头强度。
[0039]本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
附图说明
[0040]图1为本发明实施例1中CMC-SiC补片的示意图。
具体实施方式
[0041]下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。
[0042]应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不排除一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。
[0043]实施例1
[0044]一种航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法，包括以下步骤：
[0045]步骤一、采用激光清洗技术(激光参数基于涂层成分和厚度设置)将原有的环境障涂层去除干净，将CMC-SiC基体暴露出来，并将损伤处打磨平整，去除毛刺、翻边、凸起等。
[0046]步骤二、修复基体裂纹尺寸宽0.2mm，根据裂纹、腐蚀坑的形状、尺寸和该处零件外形、厚度及碳化硅纤维延伸方向设计CMC-SiC补片;采用熔体浸渗RMI工艺制作CMC-SiC补片。CMC-SiC补片示意图见图1，图1中1为零件原始裂纹，2为CMC-SiC补片。CMC-SiC补片形状、尺寸基本设计原则如下：
[0047]CMC-SiC补片形状采用圆形或带圆角的矩形，如图1所示，本实施例使用的CMC-SiC补片为带圆角的矩形;
[0048]CMC-SiC补片厚度不小于损伤处零件的原厚度，零件损伤处厚度为2mm，本实施例使用的CMC-SiC补片厚度为2mm;
[0049]CMC-SiC补片中碳化硅纤维方向与零件修补处纤维方向平行
[0050]CMC-SiC补片边缘在平行纤维方向离损伤边缘的最小距离
σ为CMC-SiC材料抗拉强度，为800MPa，τ为搭接接头的拉伸剪切强度，为45MPa，H为损伤处零件平均厚度，为2mm，则计算得L取整为36mm;CMC-SiC补片边缘在垂直纤维方向离损伤边缘至少3mm。
[0051]将CMC-SiC补片放置于待修补损伤处，CMC-SiC补片与零件表面间的间隙确保不大于0.2mm。
[0052]步骤三、采用激光毛化(laser texturing)技术，即使用脉冲激光在CMC-SiC补片与零件接触面上制备特定的表面纹理，优化表面微观结构，提升后续CMC-SiC补片与零件表面钎焊时的接触面积和熔融钎料的润湿性，进而提升CMC-SiC补片与零件的连接效果和连接强度。激光毛化参数需根据使用的钎料性能进行选择，激光参数为：脉冲激光波长为1.06μm，单脉冲能量为35fs，重复频率500Hz，能量密度为2J/cm2，扫描速度200μm/s，扫描次数为3次;
[0053]步骤四、激光毛化后的CMC-SiC零件和CMC-SiC补片置于丙酮溶液中超声清洗15min后烘干;
[0054]步骤五、选择粉末状Ag基作为钎料;
[0055]步骤六、将Ag基粉末钎料烘干，然后加入NiCrobrazⅡ型水基连接剂，Ag基粉末钎料与连接剂的质量比为5:1，混合均匀成膏状,涂在补片与零件接触面;
[0056]步骤七、将CMC-SiC补片与零件表面压紧，并使用重物或定位夹保证间隙，控制CMC-SiC补片与零件间钎料厚度不超过0.2mm;
[0057]步骤八、将零件放入真空钎焊炉进行真空钎焊，熔融的钎料会在合适温度下与陶瓷母材发生反应，形成焊接接头。焊接温度890℃，需根据具体钎料成分和零件工作温度要求选择，保温时间为20min，升温速率为10℃/min，降温速率为随炉冷却。
[0058]步骤九、取出钎焊后的零件，将焊缝处打磨平整，并置于丙酮溶液中超声清洗15min后烘干;
[0059]步骤十、使用大气等离子喷涂APS设备进行环境障涂层的恢复，使用夹具将待喷涂零件放置于转台上，喷涂时零件随转台转动，保证涂层均匀;喷涂前通过等离子弧对零件基体进行预热。
[0060]步骤十一、打磨恢复的环境障涂层，使其符合产品的粗糙度要求。
[0061]步骤十二、在800℃进行退火热处理，退火保温时间半小时，随炉冷却，减小残余应力。
[0062]步骤十三、完成修复，使零件可继续服役，避免了零件的提前报废。
[0063]实施例2
[0064]本实施例提供了一种航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法，其与实施例1相比，不同的是步骤二中选用采购所需厚度的CMC-SiC平板，然后通过机械加工的方式制作CMC-SiC补片，本实施例其余步骤的工艺参数与实施例1相同。
[0065]实施例3
[0066]本实施例提供了一种航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法，其与实施例1相比，不同的是步骤五中选用粉末状Cu基作为钎料，钎焊温度为800℃左右，本实施例其余步骤的工艺参数与实施例1相同。
[0067]实施例4
[0068]本实施例提供了一种航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法，其与实施例1相比，不同的是步骤五中选用粉末状Ni基作为钎料，钎焊温度为1400℃左右，本实施例其余步骤的工艺参数与实施例1相同。
[0069]实施例5
[0070]本实施例提供了一种航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法，其与实施例1相比，不同的是步骤五中选用粉末状Ti-Si作为钎料，本实施例其余步骤的工艺参数与实施例1相同。
[0071]实施例6
[0072]本实施例提供了一种航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法，其与实施例1相比，不同的是步骤五中选用粉末状Ni-Si-Ti共晶作为钎料，本实施例其余步骤的工艺参数与实施例1相同。
[0073]对比例1
[0074]本对比例提供了一种航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法，其与实施例1相比，不同的是步骤三中未采用激光毛化技术在CMC-SiC补片与零件接触面上制备表面纹理，而是在CMC-SiC补片与零件接触面上一次使用400目、800目、1000目的砂纸进行打磨，然后进行真空钎焊，其余步骤的工艺参数与实施例1相同。
[0075]对比例2
[0076]本对比例提供了一种航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法，其与实施例1相比，不同的是步骤三中未采用激光毛化技术在CMC-SiC补片与零件接触面上制备表面纹理，而是在CMC-SiC补片与零件接触面上进行吹砂，然后进行真空钎焊，其余步骤的工艺参数与实施例1相同
[0077]其中，实施例1激光毛化后再钎焊的接头的拉伸剪切强度达到47MPa，相较于对比例1砂纸打磨后再钎焊的拉伸剪切强度34MPa，提升了38%。
[0078]这里说明的设备数量和处理规模是用来简化本发明的说明的。对本发明的应用、修改和变化对本领域的技术人员来说是显而易见的。
[0079]尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。
说明书附图(1)
声明：
“航空发动机碳化硅陶瓷基复合材料零件贴补修复方法” 该技术专利(论文)所有权利归属于技术(论文)所有人。仅供学习研究，如用于商业用途，请联系该技术所有人。
我是此专利(论文)的发明人(作者)
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编辑：中冶有色技术网
来源：成都国营锦江机器厂
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2025年03月28日 ~ 30日 
