Les pales des moteurs d'avion évoluent dans un environnement de travail complexe et sévère pendant de longues périodes et sont sujettes à divers types de défauts de dommages. Le remplacement des pales est coûteux, et la recherche sur la réparation et la remanufacture des pales présente d'importants avantages économiques. Les pales des moteurs d'avion se divisent principalement en deux catégories : les pales de turbine et les pales de ventilateur/compositeur. Les pales de turbine utilisent généralement des alliages à base de nickel à haute température, tandis que les pales de ventilateur/compositeur emploient principalement des alliages de titane, et certaines utilisent également des alliages à base de nickel à haute température. Les différences de matériaux et d'environnements de travail entre les pales de turbine et les pales de ventilateur/compositeur entraînent des types de dommages courants différents, ce qui donne lieu à des méthodes de réparation différentes et à des performances nécessaires à atteindre après réparation. Cet article analyse et discute les méthodes de réparation et les technologies clés actuellement utilisées pour les deux types de défauts de dommage courants des pales des moteurs d'avion, dans le but de fournir une base théorique pour réaliser une réparation et une remanufacture de haute qualité des pales des moteurs d'avion.
Dans les moteurs d'avion, les pales de turbine et de rotor d'éventail/compositeur sont soumises à long terme à des environnements sévères tels que les charges centrifuges, le stress thermique et la corrosion, avec des exigences de performance extrêmement élevées. Elles figurent parmi les composants les plus essentiels de la fabrication des moteurs d'avions, et leur production représente plus de 30 % de la charge de travail de toute la fabrication du moteur [1, 2, 3]. Évoluant dans un environnement de travail sévère et complexe sur une longue période, les pales de rotor sont sujettes à des défauts tels que des fissures, l'usure des pointes de pales et des dommages par rupture. Le coût de réparation des pales ne représente que 20 % du coût de fabrication de la pale entière. Par conséquent, la recherche sur les technologies de réparation des pales des moteurs d'avion contribue à prolonger la durée de vie des pales, à réduire les coûts de fabrication et présente d'énormes avantages économiques. –étant exposées pendant une longue période à un environnement de travail sévère et complexe, les pales de rotor sont sujettes à des défauts tels que des fissures, l'usure des pointes de pales et des dommages par rupture. Le coût de réparation des pales ne représente que 20 % du coût de fabrication de la pale entière. Par conséquent, la recherche sur les technologies de réparation des pales des moteurs d'avion contribue à prolonger la durée de vie des pales, à réduire les coûts de fabrication et présente d'énormes avantages économiques.
La réparation et la remise en état des pales de moteurs d'avion comprennent principalement les quatre étapes suivantes [4] : prétraitement des pales (y compris le nettoyage des pales [5], l'inspection tridimensionnelle et la reconstruction géométrique [6, –7], etc.); dépôt de matériaux (y compris l'utilisation de technologies de soudage et de connexion avancées pour compléter le remplissage et l'accumulation des matériaux manquants [8, –10], traitement thermique de récupération des performances [11, –13], etc.); rénovation des pales (y compris des méthodes d'usinage telles que l'affûtage et le polissage [14]); traitement post-réparation (y compris les revêtements de surface [15] –16] et traitement d'amélioration [17], etc.), comme le montre la Figure 1. Parmi eux, le dépôt de matériaux est essentiel pour garantir les propriétés mécaniques de la pale après réparation. Les principaux composants et matériaux des pales de moteurs d'avion sont présentés à la Figure 2. Pour différents matériaux et différentes formes de défauts, la recherche de méthodes de réparation correspondantes constitue la base pour réaliser une réparation et une remanufacture de haute qualité des pales endommagées. Cet article prend pour objets les pales de turbine en alliage à base de nickel à haute température et les pales de ventilateur/compositeur en alliage de titane, discute et analyse les méthodes de réparation et les technologies clés utilisées pour les différents types de dommages des pales des moteurs d'avion à cette étape, et explique leurs avantages et inconvénients.
Les lames de turbine en alliage à haute température à base de nickel fonctionnent dans un environnement de gaz de combustion à haute température et de contraintes complexes pendant une longue période, et les lames présentent souvent des défauts tels que des fissures thermiques de fatigue, des dommages superficiels sur de petites surfaces (usure de l'extrémité de la lame et dommages par corrosion) et des ruptures de fatigue. Comme la sécurité du réparation des ruptures de fatigue des lames de turbine est relativement faible, elles sont généralement remplacées directement après qu'une rupture de fatigue se soit produite, sans réparation par soudage. Les deux types courants de défauts et de méthodes de réparation des lames de turbine sont illustrés à la figure 3 [4]. Ce qui suit présentera les méthodes de réparation de ces deux types de défauts des lames de turbine en alliage superalliage à base de nickel respectivement.
Les méthodes de réparation par brasage et soudage en phase solide sont généralement utilisées pour réparer les défauts de fissures des pales de turbine, incluant principalement : le brasage sous vide, l'union par diffusion en phase liquide transitoire, la soudure par diffusion activée et les méthodes de remanufacturage par métallurgie poudre.
Shan et al. [18] ont utilisé la méthode de brasage au vide pour réparer des fissures dans les pales en alliage nickelé ChS88 à l'aide de matériaux de brasage Ni-Cr-B-Si et Ni-Cr-Zr. Les résultats ont montré que, par rapport au matériau de brasage Ni-Cr-B-Si, le Zr dans le matériau de brasage Ni-Cr-Zr ne diffuse pas facilement, le substrat n'est pas significativement corrodé, et la ténacité de l'assemblage soudé est plus élevée. L'utilisation du matériau de brasage Ni-Cr-Zr permet de réparer les fissures dans les pales en alliage nickelé ChS88. Ojo et al. [19] ont étudié les effets de la taille de l'interstice et des paramètres de processus sur la microstructure et les propriétés des assemblages brazés par diffusion de l'alliage nickelé Inconel718. Avec l'augmentation de la taille de l'interstice, l'apparition de phases dures et fragiles telles que les composés intermétalliques à base de Ni3Al et les borures riches en Ni et en Cr est la principale raison de la diminution de la résistance et de la ténacité de l'assemblage.
Le soudage par diffusion en phase liquide transitoire se solidifie sous des conditions isothermes et appartient à la cristallisation sous conditions d'équilibre, ce qui favorise l'homogénéisation de la composition et de la structure [20]. Pouranvari [21] a étudié le soudage par diffusion en phase liquide transitoire de l'alliage à haute température au nickel Inconel718 et a constaté que la teneur en Cr dans le matériau de remplissage et la plage de décomposition de la matrice sont les facteurs clés influençant la résistance de la zone de solidification isotherme. Lin et al. [22] ont étudié l'influence des paramètres du procédé de soudage par diffusion en phase liquide transitoire sur la microstructure et les propriétés des assemblages de l'alliage à haute température au nickel GH99. Les résultats ont montré que, avec l'augmentation de la température de connexion ou la prolongation du temps, le nombre de borures riches en Ni et en Cr dans la zone de précipitation diminue, et la taille des grains de la zone de précipitation est plus petite. La résistance aux efforts de traction cisaillement à température ambiante et à haute température augmente avec la prolongation du temps de maintien. Actuellement, le soudage par diffusion en phase liquide transitoire a été utilisé avec succès pour réparer de petites fissures dans les zones de faible contrainte et reconstruire les dommages à l'extrémité des pales non couronnées [23]. –bien que la soudage par diffusion en phase liquide transitoire ait été appliqué avec succès à une variété de matériaux, il est limité à la réparation de petites fissures (environ 250 μ m).
Lorsque la largeur de la fissure est supérieure à 0,5 mm et que l'action capillaire est insuffisante pour remplir la fissure, la réparation de la pale peut être réalisée en utilisant le soudage par diffusion activée [24]. Su et al. [25] ont utilisé la méthode de brasage par diffusion activée pour réparer la pale en alliage à haute température au nickel In738 en utilisant le matériau de brasage DF4B, obtenant une joint de brasage à haute résistance et résistant à l'oxydation. Le γ′ la phase précipitée dans l'articulation a un effet de renforcement, et la résistance à la traction atteint 85 % du matériau parent. L'articulation se casse à la position du borure riche en Cr. Hawk et al. [26] ont également utilisé le soudage par diffusion activée pour réparer la large fissure de la pale en alliage nickelé René 108. La métallurgie poudreuse de remanufacture, en tant que méthode nouvellement développée pour la reconstruction initiale des surfaces en matériaux avancés, est largement utilisée dans la réparation des pales en alliages à haute température. Elle peut restaurer et reconstruire la force quasi-isotrope en trois dimensions des défauts à grands écarts (plus de 5 mm), tels que les fissures, l'ablation, l'usure et les trous dans les pales [27]. Liburdi, une entreprise canadienne, a développé la méthode LPM (Liburdi powder metallurgy) pour réparer les pales en alliages nickélés riches en Al et Ti ayant de mauvaises propriétés de soudabilité. Le procédé est illustré à la figure 4 [28]. Ces dernières années, la méthode de métallurgie poudreuse par stratification verticale basée sur cette technique peut effectuer une réparation par brasage en une seule étape de défauts aussi larges que 25 mm [29].
Lorsque des rayures et des dommages par corrosion sur de petites surfaces apparaissent sur les pales en alliage à haute température à base de nickel, la zone endommagée peut généralement être enlevée et rainurée par usinage, puis comblée et réparée en utilisant une méthode de soudage appropriée. Les recherches actuelles se concentrent principalement sur le dépôt par fusion laser et la soudure à l'arc argoné.
Kim et al. [30] de l'Université du Delaware aux États-Unis ont effectué un dépôt par laser et une réparation par soudage manuel sur des pales en alliage nickelé Rene80 à forte teneur en Al et Ti, et comparé les pièces ayant subi un traitement thermique post-soudure avec celles ayant subi un traitement thermique post-soudure et un compactage isostatique à chaud (HIP), et ont constaté que le HIP peut réduire efficacement les petits défauts de porosité. Liu et al. [31] de l'Université des Sciences et Technologies de Huazhong ont utilisé la technologie de dépôt par laser pour réparer des défauts de rainures et de trous dans les composants turbines en alliage 718 à base de nickel, et ont étudié les effets de la densité de puissance laser, de la vitesse de balayage laser et de la forme de dépôt sur le processus de réparation, comme le montre la Figure 5.
En ce qui concerne la réparation par soudage à l'arc argon, Qu Sheng et al. [32] de China Aviation Development Shenyang Liming Aero Engine (Group) Co., Ltd. ont utilisé la méthode de soudage à l'arc tungstène-argon pour réparer les problèmes d'usure et de fissuration à l'extrémité des pales de turbine en alliage à haute température DZ125. Les résultats montrent que après la réparation avec des matériaux de soudage cobaltiques traditionnels, la zone thermiquement affectée est sujette aux fissures thermiques et la dureté de la soudure diminue. Cependant, en utilisant les nouveaux matériaux de soudage au nickel MGS-1 développés récemment, combinés avec des processus de soudage et de traitement thermique appropriés, il est possible d'éviter efficacement l'apparition de fissures dans la zone thermiquement affectée, et la résistance à la traction à 1000 ° Le carbone atteint 90 % du matériau de base. Song Wenqing et al. [33] ont mené une étude sur le processus de soudage de réparation des défauts de fonderie des lames directrices de turbine en alliage à haute température K4104. Les résultats ont montré que l'utilisation de fils de soudage HGH3113 et HGH3533 comme métaux de remplissage offre une excellente formation du joint, une bonne plasticité et une forte résistance aux fissures, tandis que lorsque le fil de soudure K4104 avec une teneur en Zr augmentée est utilisé, la fluidité du métal liquide est mauvaise, la surface du joint n'est pas bien formée, et des fissures ainsi que des défauts de non-fusion apparaissent. Il est évident qu'inclus dans le processus de réparation des lames, le choix des matériaux de remplissage joue un rôle vital.
Les recherches actuelles sur la réparation des pales de turbine à base de nickel ont montré que les alliages à haute température à base de nickel contiennent des éléments d'affinement par solution solide tels que le Cr, le Mo, l'Al, ainsi que des traces d'éléments comme le P, le S et le B, ce qui les rend plus sensibles aux fissures pendant le processus de réparation. Après soudage, ils sont sujets à une ségrégation structurale et à la formation de défauts de phase Laves fragiles. Par conséquent, les recherches ultérieures sur la réparation des alliages à haute température à base de nickel nécessitent la régulation de la structure et des propriétés mécaniques de tels défauts.
Pendant le fonctionnement, les pales en alliage de titane du ventilateur/compositeur sont principalement soumises à la force centrifuge, à la force aérodynamique et au chargement vibratoire. Lors de l'utilisation, des défauts de dommages à la surface (fissures, usure des pointes de pales, etc.), des défauts de rupture locale des pales en alliage de titane et des dommages sur de grandes surfaces (cassure par fatigue, dommages sur de grandes surfaces et corrosion, etc.) apparaissent souvent, nécessitant le remplacement complet des pales. Les différents types de défauts et les méthodes de réparation courantes sont illustrés à la figure 6. La suite présentera l'état de la recherche concernant la réparation de ces trois types de défauts.
Pendant le fonctionnement, les pales en alliage de titane présentent souvent des défauts tels que des fissures à la surface, des rayures sur de petites surfaces et de l'usure des pales. La réparation de ces défauts est similaire à celle des pales en alliage nickelé pour turbines. Un usinage est utilisé pour enlever la zone défectueuse et un dépôt par fusion laser ou une soudure sous arc argon est utilisée pour le remplissage et la réparation.
Dans le domaine du dépôt par fusion laser, Zhao Zhuang et al. [34] de l'Université polytechnique du Nord-Ouest ont mené une étude de réparation laser sur de petits défauts de surface (diamètre de surface de 2 mm, défauts hémisphériques avec une profondeur de 0,5 mm) des pièces en alliage de titane TC17. Les résultats ont montré que β les cristaux colonnaires dans la zone de dépôt laser se sont développés epitaxialement à partir de l'interface et les frontières de grains étaient floues. L'aiguille originelle en forme de α lathes et secondaires α les phases dans la zone affectée par la chaleur se sont développées et épaissies. Comparées aux échantillons forgés, les échantillons réparés au laser présentaient les caractéristiques d'une haute résistance et d'une faible plasticité. La résistance à la traction est passée de 1077,7 MPa à 1146,6 MPa, et l'allongement est passé de 17,4 % à 11,7 %. Pan Bo et al. [35] ont utilisé la technologie de dépôt laser avec alimentation coaxiale en poudre pour réparer plusieurs fois les défauts préfabriqués en forme de trou circulaire de l'alliage de titane ZTC4. Les résultats ont montré que le processus de changement de microstructure de la matière mère vers la zone réparée était lamellaire α phase et intergranulaire β phase → structure tressée → martensite → Structure de Widmanstätten. La dureté de la zone affectée par la chaleur a légèrement augmenté avec l'augmentation du nombre de réparations, tandis que la dureté de la matière mère et de la couche de dépôt n'a pas beaucoup changé.
Les résultats montrent que la zone de réparation et la zone affectée par la chaleur avant le traitement thermique sont ultra-fines et en forme d'aiguille α phase distribuée dans la β matrice de phase, et la zone du matériau de base est une structure de panier fine. Après traitement thermique, la microstructure de chaque zone est en forme de lattes primaire α phase + β structure de transformation de phase, et la longueur de la phase primaire dans la zone de réparation est significativement plus grande que dans les autres zones. La limite de fatigue à haute cyclicité de la partie réparée est de 490 MPa, ce qui est supérieur à la limite de fatigue du matériau de base. La diminution extrême est d'environ 7,1 %. Le soudage manuel à l'arc argon est également couramment utilisé pour réparer les fissures de surface des pales et l'usure des pointes. Son inconvénient est que l'apport calorifique est important, et les réparations sur de grandes surfaces sont sujettes à de grands efforts thermiques et à des déformations de soudage [37]. α phase dans la zone de réparation
Les recherches actuelles montrent qu'indépendamment de l'utilisation du dépôt par fusion laser ou du soudage à l'arc argon pour la réparation, la zone réparée présente les caractéristiques d'une haute résistance et d'une faible ductilité, et les performances de fatigue de la lame sont facilement réduites après réparation. La prochaine étape des recherches devrait se concentrer sur la manière de contrôler la composition alliée, d'ajuster les paramètres de procédé de soudage et d'optimiser les méthodes de contrôle de procédé afin de réguler la microstructure de la zone réparée, d'atteindre un équilibre entre résistance et ductilité dans la zone réparée, et d'assurer ses excellentes performances en fatigue.
Il n'existe aucune différence essentielle entre la réparation des défauts de dommages sur les pales rotor en alliage de titane et la technologie de fabrication additive des pièces solides tridimensionnelles en alliage de titane en termes de procédé. La réparation peut être considérée comme un processus de fabrication additive par dépôt secondaire sur la section de fracture et la surface locale, avec les parties endommagées servant de matrice, comme le montre la figure 7. Selon les différentes sources de chaleur, elle est principalement divisée en réparation additive laser et réparation additive à l'arc. Il est à noter qu'en récente année, le Centre de Recherche Collaboratif 871 en Allemagne a fait de la technologie de réparation additive à l'arc un point focal pour la réparation des pales intégrales en alliage de titane [38], et a amélioré les performances de réparation en ajoutant des agents nucléants et d'autres moyens [39].
Dans le domaine de la réparation additive laser, Gong Xinyong et al. [40] ont utilisé de la poudre d'alliage TC11 pour étudier le procédé de réparation par dépôt de fusion laser de l'alliage de titane TC11. Après réparation, la zone de dépôt l'échantillon à paroi fine et la zone de refusion à l'interface présentaient des caractéristiques typiques de la structure de Widmanstätten, et la transition de la structure de la zone affectée par la chaleur de la matrice allait de la structure de Widmanstätten à une structure bimorphique. La résistance à la traction de la zone de dépôt était d'environ 1200 MPa, ce qui était supérieur à celui de la zone de transition à l'interface et de la matrice, tandis que la ductilité était légèrement inférieure à celle de la matrice. Les échantillons de traction se sont tous cassés à l'intérieur de la matrice. Enfin, l'impeller réel a été réparé par la méthode de dépôt par fusion point par point, a passé l'évaluation du test de sur-vitesse et a réalisé l'installation et l'application. Bian Hongyou et al. [41] ont utilisé de la poudre TA15 pour étudier la réparation additive laser de l'alliage de titane TC17, et ont exploré les effets de différentes températures de traitement thermique par recuit (610 ℃ , 630 ℃ et 650 ℃ ) sur sa microstructure et ses propriétés. Les résultats ont montré que la résistance à la traction de l'alliage TA15/TC17 déposé par laser peut atteindre 1029MPa, mais que la ductilité est relativement faible, seulement 4,3 %, soit 90,2 % et 61,4 % de celle des pièces en TC17 forgées, respectivement. Après un traitement thermique à différentes températures, la résistance à la traction et la ductilité s'améliorent significativement. Lorsque la température de recuit est de 650 ℃ , la plus haute résistance à la traction est de 1102MPa, atteignant 98,4 % de celle des pièces en TC17 forgées, avec une allongement à la rupture de 13,5 %, ce qui représente une amélioration notable par rapport à l'état de dépôt.
Dans le domaine de la réparation par dépôt en arc, Liu et al. [42] ont mené une étude de réparation sur un spécimen simulé d'une pale en alliage de titane TC4 manquante. Une morphologie mixte de grains à cristaux équiaxes et à cristaux colonnaires a été obtenue dans la couche déposée, avec une résistance maximale à la traction de 991 MPa et une allongement de 10 %. Zhuo et al. [43] ont utilisé un fil soudable TC11 pour mener une étude de réparation additive par arc sur un alliage de titane TC17, et ont analysé l'évolution microstructurale de la couche déposée et de la zone thermiquement affectée. La résistance à la traction était de 1015,9 MPa sous conditions non chauffées, avec un allongement de 14,8 %, présentant de bonnes performances globales. Chen et al. [44] ont étudié les effets de différentes températures de recuit sur la microstructure et les propriétés mécaniques des spécimens de réparation en alliage de titane TC11/TC17. Les résultats ont montré qu'une température de recuit plus élevée était bénéfique pour améliorer l'allongement des spécimens réparés.
Les recherches sur l'utilisation de la technologie d'impression additive métallique pour réparer les défauts de dommages locaux dans les pales en alliage de titane sont encore à leurs balbutiements. Les pales réparées doivent non seulement prêter attention aux propriétés mécaniques de la couche déposée, mais l'évaluation des propriétés mécaniques à l'interface des pales réparées est également cruciale.
Afin de simplifier la structure du rotor du compresseur et de réduire le poids, les pales des moteurs d'avion modernes adoptent souvent une structure intégrée de pale-disque, qui est une structure monobloc faisant des pales de travail et des disques de pales une structure intégrée, éliminant ainsi l'emmanchement et la rainure. En réalisant l'objectif de réduction de poids, il est également possible d'éviter l'usure et les pertes aérodynamiques de l'emmanchement et de la rainure de la structure conventionnelle. La réparation des dommages de surface et des défauts de dommage local du disque de pales intégré du compresseur est similaire à la méthode de réparation des pales séparées mentionnée ci-dessus. Pour la réparation des pales ou morceaux manquants du disque de pales intégré, le soudage par frottement linéaire est largement utilisé en raison de sa méthode de traitement unique et de ses avantages. Son procédé est illustré à la figure 8 [45].
Mateo et al. [46] ont utilisé le frottement linéaire pour simuler la réparation de l'alliage de titane Ti-6246. Les résultats ont montré que les dommages identiques réparés jusqu'à trois fois présentaient une zone thermiquement affectée plus étroite et une structure granulaire de soudure plus fine. La résistance à la traction est passée de 1048 MPa à 1013 MPa avec l'augmentation du nombre de réparations. Cependant, tant les échantillons de traction que ceux de fatigue se sont rompus dans la zone du matériau de base, loin de la zone de soudure.
Ma et al. [47] ont étudié les effets de différentes températures de traitement thermique (530 ° C + refroidissement à l'air pendant 4h, 610 ° C + refroidissement à l'air pendant 4h, 670 ° C + refroidissement à l'air pendant 4h) sur la microstructure et les propriétés mécaniques des joints d'alliage de titane TC17 soudés par frottement linéaire. Les résultats montrent qu'avec l'augmentation de la température de traitement thermique, le degré de recristallisation de la phase α et de la phase β augmente considérablement. Le comportement à la rupture des échantillons de traction et d'impact change de fracture fragile à fracture ductile. Après un traitement thermique à 670 ° C, l'échantillon de traction s'est fracturé dans le matériau de base. La résistance à la traction était de 1262 MPa, mais l'allongement n'était que de 81,1 % par rapport au matériau de base.
Actuellement, les recherches nationales et internationales montrent que la technologie de soudage par frottement linéaire pour la réparation possède la fonction d'auto-nettoyage des oxydes, permettant d'éliminer efficacement les oxydes à la surface d'assemblage sans provoquer de défauts métallurgiques dus à la fusion. En même temps, elle peut réaliser la connexion de matériaux hétérogènes pour obtenir des disques de pales intégraux bialléloys/biperformances, et peut effectuer une réparation rapide des fractures ou des morceaux manquants du corps des pales de disques intégraux en différents matériaux [38]. Cependant, il reste encore de nombreux problèmes à résoudre dans l'utilisation de la technologie de soudage par frottement linéaire pour la réparation des disques de pales intégraux, tels que les grandes contraintes résiduelles dans les joints et la difficulté de contrôler la qualité des connexions entre matériaux hétérogènes. En même temps, le procédé de soudage par frottement linéaire pour les nouveaux matériaux nécessite encore des explorations supplémentaires.
Merci de votre intérêt pour notre entreprise ! En tant que fabricant spécialisé de pièces de turbines à gaz, nous resterons engagés dans l'innovation technologique et l'amélioration de nos services afin de fournir des solutions de haute qualité à nos clients du monde entier. Si vous avez des questions, des suggestions ou des intentions de coopération, nous serons heureux de vous aider. N'hésitez pas à nous contacter de la manière suivante :
WhatsApp : +86 135 4409 5201
E-mail ：[email protected]
Actualités à la Une2024-12-31
2024-12-04
2024-12-03
2024-12-05
2024-11-27
2024-11-26
Notre équipe de vente professionnelle attend votre consultation.
EN
AR
BG
HR
CS
DA
NL
FI
FR
DE
EL
HI
IT
JA
KO
NO
PL
PT
RO
RU
ES
SV
TL
IW
LV
LT
SR
SK
SL
UK
VI
ET
HU
TH
TR
AF
MS
GA
IS
