항공기 엔진 터빈 블레이드 및 팬/압축기 블레이드 용접 수리 및 재제조 기술

항공기 엔진 날개는 오랜 시간 동안 복잡하고 혹독한 작업 환경에서 작동하며 다양한 종류의 손상 결함이 발생하기 쉽습니다. 날개를 교체하는 것은 매우 비용이 많이 드므로, 날개 수리 및 재제조 기술에 대한 연구는 막대한 경제적 이익을 가져옵니다. 항공기 엔진 날개는 주로 터빈 날개와 팬/압축기 날개 두 가지로 나뉩니다. 터빈 날개는 일반적으로 니켈 기반 고온 합금을 사용하며, 팬/압축기 날개는 주로 티타늄 합금을 사용하며 일부는 니켈 기반 고온 합금을 사용합니다. 터빈 날개와 팬/압축기 날개의 재질과 작업 환경의 차이는 서로 다른 일반적인 손상 유형을 초래하여, 수리 방법과 수리 후 달성해야 할 성능 지표가 다릅니다. 본 논문에서는 항공기 엔진 날개의 두 가지 일반적인 손상 결함에 대해 현재 사용 중인 수리 방법과 핵심 기술을 분석하고 논의하여, 항공기 엔진 날개의 고품질 수리 및 재제조를 달성하기 위한 이론적 근거를 제공하고자 합니다.

항공기 엔진에서 터빈 및 팬/압축기 로터 블레이드는 원심력, 열적 응력, 부식과 같은 장기간의 혹독한 환경에 노출되며, 매우 높은 성능이 요구됩니다. 이들은 항공기 엔진 제조에서 가장 핵심적인 부품 중 하나로 분류되며, 그 제조는 전체 엔진 제조 작업량의 30% 이상을 차지합니다 [1 –3]. 혹독하고 복잡한 작업 환경에서 오랜 시간 작동하는 로터 블레이드는 균열, 날개 끝 마모, 파손 손상과 같은 결함이 발생하기 쉽습니다. 블레이드 수리 비용은 전체 블레이드 제조 비용의 20%에 불과하므로, 항공기 엔진 블레이드 수리 기술에 대한 연구는 블레이드의 수명 연장, 제조 비용 절감에 기여하며 막대한 경제적 이익을 가져옵니다.

항공기 엔진 날개의 수리 및 재제조는 주로 다음 네 단계를 포함합니다 [4]: 날개 사전 처리 (날개 청소 [5], 3차원 검사 및 기하학적 복원 [6 –7] 등); 재료 퇴적 (고급 용접 및 연결 기술을 사용하여 결실된 재료의 충전과 축적을 완성하는 것 [8 –10], 성능 회복 열처리 [11 –13] 등); 날개 재생 (그ライン드 및 폴리싱과 같은 가공 방법 [14]); 수리 후 처리 (표면 코팅 [15] 포함) –그림 1에 표시된 바와 같이 재료 증착 및 강화 처리([17] 등)가 포함됩니다. 이 중 재료 증착은 수리 후 날개의 기계적 특성을 보장하는 데 핵심입니다. 항공기 엔진 날개의 주요 구성 요소 및 재료는 그림 2에 나타나 있습니다. 다양한 재료와 다른 결함 형태에 따라 적절한 수리 방법을 연구하는 것이 손상된 날개를 고품질로 수리하고 재제조하는 기초입니다. 본 논문에서는 니켈 기 고온 합금 터빈 날개와 티타늄 합금 팬/압축기 날개를 대상으로 현재 단계에서 사용되는 다양한 항공기 엔진 날개 손상 유형에 대한 수리 방법과 핵심 기술을 논의 및 분석하고, 그 장단점을 설명합니다.

1. 니켈 기 고온 합금 터빈 날개 수리 방법

니켈 기반 고온 합금 터빈 블레이드는 장시간에 걸쳐 고온 연소 가스와 복잡한 응력 환경에서 작동하며, 블레이드에는 일반적으로 피로 열균열, 소면적 표면 손상(날개 끝 마모 및 부식 손상) 및 피로 단열과 같은 결함이 존재합니다. 터빈 블레이드의 피로 단열 수리 안전성이 비교적 낮기 때문에, 피로 단열이 발생하면 용접 수리를 하지 않고 일반적으로 직접 교체합니다. 터빈 블레이드의 두 가지 일반적인 결함 및 수리 방법은 그림 3 [4]에 나타나 있습니다. 다음은 니켈 기반 초합금 터빈 블레이드의 이 두 가지 유형의 결함에 대한 수리 방법을 각각 소개하겠습니다.

1.1 니켈 기반 초합금 터빈 블레이드 균열 수리

브레이징 및 고체상 용접 수리 방법은 일반적으로 터빈 블레이드 균열 결함을 수리하기 위해 사용되며 주로 다음을 포함합니다: 진공 브레이징, 일시적 액체상 확산 접합, 활성화된 확산 용접 및 분말 대금속 재제조 수리 방법.

Shan et al. [18]은 Ni-Cr-B-Si 및 Ni-Cr-Zr 브레이징 필러를 사용하여 ChS88 니켈 기합금 날개의 균열을 수리하기 위해 빔 진공 브레이징 방법을 사용했다. 결과는 Ni-Cr-B-Si 브레이징 필러 금속과 비교했을 때, Ni-Cr-Zr 브레이징 필러 금속의 Zr이 확산하기 어렵고, 기판이 크게 부식되지 않으며, 용접 접합부의 인성이 더 높다는 것을 보여주었다. Ni-Cr-Zr 브레이징 필러 금속의 사용은 ChS88 니켈 기합금 날개의 균열 수리를 달성할 수 있다. Ojo et al. [19]은 Inconel718 니켈 기합금의 확산 브레이징 접합부에서 간격 크기와 공정 매개변수가 미세구조와 특성에 미치는 영향을 연구했다. 간격 크기가 증가함에 따라 Ni3Al 기간계 화합물 및 Ni 풍부, Cr 풍부 붕소화물과 같은 단단하고Brittle한 상이 나타나는 것이 접합부 강도와 인성이 감소하는 주요 이유이다.

과도기적 액체 상 확산 용접은 등온 조건에서 응고되며, 균형 조건 하의 결정화에 속하며 이는 구성과 구조의 균일화에 유리하다 [20]. Pouranvari [21]는 Inconel718 니켈 기반 고온 합금의 과도기적 액체 상 확산 용접을 연구하고 채우는 물질의 Cr 함량과 기질의 분해 범위가 등온 응고 영역의 강도에 영향을 미치는 주요 요인임을 발견했다. Lin et al. [22]는 GH99 니켈 기반 고온 합금 접합부의 과도기적 액체 상 확산 용접 공정 매개변수가 미세 구조와 특성에 미치는 영향을 연구했다. 결과는 연결 온도가 증가하거나 시간이 연장될수록 침전 영역 내 Ni 풍부한 및 Cr 풍부한 붕소 화합물의 수가 감소하고, 침전 영역의 결정 크기가 더 작아진다는 것이다. 실내 온도와 고온 인장 전단 강도는 유지 시간이 연장됨에 따라 증가한다. 현재까지 과도기적 액체 상 확산 용접은 저 스트레스 지역의 작은 균열을 수리하고 무관절 블레이드의 팁 손상을 복구하는 데 성공적으로 사용되었다 [23] –24]. 비록 과도 액체상 확산 용접이 다양한 재료에 성공적으로 적용되었지만, 작은 크랙(약 250 μ m)의 수리에 제한됩니다.

크랙 폭이 0.5 mm보다 크고 모세관 작용이 크랙을 채우기에 충분하지 않은 경우, 활성화된 확산 용접을 사용하여 날개를 수리할 수 있습니다 [24]. Su et al. [25]은 활성화된 확산 브레이징 방법을 사용하여 DF4B 브레이징 재료로 In738 니켈 기 고온 합금 날개를 수리했으며, 높은 강도와 산화 저항성을 가진 브레이징 접합부를 얻었습니다. γ′ 접합부에서 발생하는 상이 강화 효과를 가지며, 인장 강도는 기재 재료의 85%에 도달합니다. 접합부는 크롬(Cr)이 풍부한 보라이드 위치에서 파괴됩니다. Hawk 등 [26]은 또한 활성 확산 용접을 사용하여 René 108 니켈 기 고온 합금 날개의 넓은 균열을 수리했습니다. 분말 대금속 공정은 선진 재료 표면의 원래 재구성을 위한 새로 개발된 방법으로, 고온 합금 날개의 수리에 널리 사용되고 있습니다. 이 방법은 균열, 소산, 마모 및 구멍과 같은 5mm 이상의 큰 간극 결함을 복원하고 3차원 준동방향 강도를 재구성할 수 있습니다 [27]. 캐나다의 Liburdi사는 높은 알루미늄(Al)과 티타늄(Ti) 함량을 가진 용접 성능이 부족한 니켈 기 합금 날개를 수리하기 위해 LPM(Liburdi 분말 대금속) 방법을 개발했습니다. 공정은 그림 4에 나타나 있습니다 [28]. 최근 몇 년간, 이 방법을 기반으로 한 수직 적층 분말 대금속 방법은 최대 25mm 폭의 결함에 대한 일괄 브라징 수리를 수행할 수 있습니다 [29].

1.2 수리  니켈 기반 고온 합금 터빈 날개의 표면 손상

니켈 기반 고온 합금 날개의 표면에 소규모 긁힘과 부식 손상이 발생하면, 일반적으로 손상된 부분을 기계 가공으로 제거하고 홈을 내고, 적절한 용접 방법을 사용하여 채우고 수리합니다. 현재 연구는 주로 레이저 용융 침착 및 아르곤アー크 용접 수리에 중점을 두고 있습니다.

미국 델라웨어 대학의 김 et al. [30]은 높은 Al과 Ti 함량을 가진 레네80 니켈 기합금 날개에 레이저 클래딩 및 수동 용접 수리를 수행하고, 용접 후 열처리를 거친 작업물과 용접 후 열처리 및 고온 등방성 압축(HIP)을 거친 작업물을 비교하여 HIP가 효과적으로 작은 크기의 구멍 결함을 줄일 수 있음을 발견했다. 화중 과학기술 대학의 류 et al. [31]은 레이저 클래딩 기술을 사용하여 718 니켈 기합금 터빈 부품의 홈 및 구멍 결함을 수리하고, 레이저 출력 밀도, 레이저 스캐닝 속도 및 클래딩 형태가 수리 과정에 미치는 영향을 탐구했으며, 이는 그림 5에서 보여진다.

아르곤アー크 용접 수리와 관련하여, 중국 항공 발전 선양 림밍 에어로 엔진 (그룹) 회사의 구승 등 [32] 은 DZ125 고온 합금 터빈 블레이드 팁의 마모 및 균열 문제를 텅스텐 아르곤 아크 용접 방법을 사용하여 수리했습니다. 결과는 전통적인 코발트 기반 용접 재료로 수리한 후 열 영향 구역에서 열균열이 발생하기 쉽고 용접 부위의 경도가 감소한다는 것을 보여줍니다. 그러나 새로 개발된 MGS-1 니켈 기반 용접 재료를 사용하고 적절한 용접 및 열처리 공정을 결합하면 열 영향 구역에서 균열이 효과적으로 방지될 수 있으며 1000°C에서 인장 강도가 ° C가 기초 재료의 90%에 도달합니다. 송원청 등 [33]은 K4104 고온 합금 터빈 지도 날개의 주조 결함 수리 용접 공정에 대한 연구를 수행했습니다. 결과는 HGH3113 및 HGH3533 용접선을 충전 금속으로 사용할 때 용접 형상이 우수하고, 연성과 균열 저항성이 좋지만, Zr 함량이 증가된 K4104 용접선을 사용할 때 액체 금속의 유동성이 떨어지고, 용접 표면 형상이 좋지 않으며 균열과 비융합 결함이 발생한다는 것입니다. 이를 통해 날개 수리 과정에서 충전 재료 선택이 중요한 역할을 한다는 것을 알 수 있습니다.

현재 니켈 기반 터빈 날개 수리에 대한 연구는 니켈 기반 고온 합금이 크롬(Cr), 모리브덴(Mo), 알루미늄(Al)과 같은 용해 강화 요소 및 인(P), 황(S), 붕소(B)와 같은 미량 요소를 포함하여 수리 과정에서 더 많은 균열 민감성을 가지게 만드는 것을 보여주었습니다. 용접 후에는 구조적 분리가 발생하고 브ITTLE Laves 상 결함이 형성되기 쉽습니다. 따라서 니켈 기반 고온 합금의 수리에 대한 후속 연구에서는 이러한 결함의 구조와 역학적 특성을 조절할 필요가 있습니다.

2 티타늄 합금 팬/압축기 날개 수리 방법

운전 중 티타늄 합금 팬/압축기 날개는 주로 원심력, 공력 및 진동 하중에 영향을 받습니다. 사용 중에는 표면 손상 결함(균열, 날개 끝 마모 등), 티타늄 합금 날개의 국소 파손 결함 및 대면적 손상(피로 단열, 대면적 손상 및 부식 등)이 자주 발생하여 날개 전체를 교체해야 합니다. 다양한 결함 유형과 일반적인 수리 방법은 그림 6에 나타나 있습니다. 다음은 이러한 세 가지 유형의 결함 수리 현황을 소개하겠습니다.

2.1 티타늄 합금 날개 표면 손상 결함 수리

운전 중 티타늄 합금 날개는 종종 표면 균열, 소규모 스크래치 및 날개 마모와 같은 결함이 발생합니다. 이러한 결함의 수리는 니켈 기반 터빈 날개의 수리와 유사하며, 결함 부위를 제거하기 위해 가공을 사용하고 레이저 용융 침착 또는 아르곤アー크 용접을 사용하여 채우고 복구합니다.

레이저 용융 퇴적 분야에서 북서공업대학의 조장(Zhao Zhuang) 등 [34] 연구진은 TC17 티타늄 합금 단조품의 소형 표면 결함(직경 2mm, 깊이 0.5mm의 반구형 결함)에 대한 레이저 수리 연구를 수행했다. 연구 결과는 β 레이저 퇴적 영역에서 주상結晶이 경계면에서 석출성장했으며, 결정 경계가 흐릿해졌음을 보여주었다. 원래의 바늘 모양의 α 판상 구조와 이차 α 열 영향 구역의 상변환이 발생하고 조립되었으며, 단조 시료와 비교했을 때 레이저 복원 시료는 고강도 저인성 특성을 보였다. 인장 강도는 1077.7 MPa에서 1146.6 MPa로 증가하였고, 신장률은 17.4%에서 11.7%로 감소하였다. 판보 등 [35]은 동축 분말 공급 레이저 클래딩 기술을 사용하여 ZTC4 티타늄 합금의 원형 구멍 모양 사전 결함을 여러 번 복구했다. 연구 결과 본재에서 복원된 지역으로의 미세 구조 변화 과정은 판상 구조로 나타났다. α 상과 결정계 β 상 → 직조 구조 → 마르텐사이트 → 위드만슈탄 구조이다. 열 영향 구역의 경도는 수리 횟수 증가에 따라 약간 증가했으나 본재와 클래딩 층의 경도는 큰 변화가 없었다.

열처리 전 복원 구역과 열 영향 구역은 초미세 바늘 모양으로 나타났다. α 상이 분포된 β 상 행렬과 기초 재료 영역은 세밀한 바구니 구조이다. 열처리 후 각 영역의 미세 구조는 판상 주위 상 α 상 + β 상 변형 구조로, 수리 영역의 주위 상 길이는 다른 영역에 비해 현저히 더 길다. 수리 부품의 고주피로 한계는 490MPa로, 이는 기재의 피로 한계보다 높으며 극한 강하율은 약 7.1%이다. 수동 아르곤アー크 용접은 또한 날개 표면 균열 및 끝부분 마모를 수리하는 데 자주 사용된다. 그 단점은 열 입력이 크고, 넓은 면적의 수리는 큰 열응력과 용접 변형을 일으키기 쉽다는 것이다 [37]. α 상의 길이는 다른 지역에 비해 훨씬 더 길다.

현재 연구는 레이저 용융 퇴적 또는 아르곤アー크 용접이 수리에 사용되더라도, 수리된 부분은 고강도 저연성 특성을 가지며, 수리 후 날개의 피로 성능이 쉽게 저하될 수 있음을 보여줍니다. 다음 단계의 연구는 합금 조성을 제어하고, 용접 공정 매개변수를 조정하며, 공정 제어 방법을 최적화하여 수리된 부분의 미세 구조를 규제하고, 강도와 연성을 맞추며, 우수한 피로 성능을 확보하는 데 초점을 맞춰야 합니다.

2.2 티타늄 합금 날개의 국소 손상 수리

티타늄 합금 로터 블레이지의 손상 결함 수리와 티타늄 합금 3D 실체 부품의 첨가 제조 기술은 공정 측면에서 본질적인 차이가 없습니다. 수리는 손상된 부분을 기판으로 regarding하여 단순히 단절부 및 국소 표면에서 이차적 인 침착 첨가 제조로 간주 될 수 있습니다. 이는 그림 7에 나타나 있습니다. 다양한 열원에 따라 주로 레이저 첨가 수리와 아크 첨가 수리로 나뉩니다. 최근 몇 년간 독일 871 협동 연구 센터는 티타늄 합금 일체형 날개의 수리를 위해 아크 첨가 수리 기술을 연구 중점으로 삼았으며 [38], 핵 형성제를 첨가하는 등 여러 방법으로 수리 성능을 개선했습니다[39].

레이저 첨가 수리 분야에서는 공신용 (Gong Xinyong) 등 [40]이 TC11 합금 분말을 사용해 TC11 티타늄 합금의 레이저 용융 침착 수리 공정을 연구했습니다. 수리 후 침착 영역은  얇은 벽 시편과 인터페이스 재용융 영역은 전형적인 위드만슈타트 구조 특성을 가지고 있었으며, 기체 열영향구조는 위드만슈타트 구조에서 이중상 구조로 전이되었습니다. 편집 영역의 인장 강도는 약 1200 MPa로 인터페이스 전이 영역과 기체보다 높았으며, 연성은 기체보다 약간 낮았습니다. 인장 시험체는 모두 기체 내부에서 파괴되었습니다. 최종적으로 점진적 용융 편집 방법으로 실제 팬을 수리하여 초속도 시험 평가를 통과하고 설치 응용을 실현했습니다. 변홍유 등 [41]은 TA15 분말을 사용하여 TC17 티타늄 합금의 레이저 추가 수리를 연구하고 다양한 정화 열처리 온도 (610 °C , 630 °C 및 650 °C ) 레이저 퇴적을 통해 수리된 TA15/TC17 합금의 인장 강도는 1029MPa에 도달할 수 있으며, 그러나 연성은 비교적 낮아서 단지 4.3%로, 각각 TC17 단조품의 90.2%와 61.4%에 해당합니다. 다양한 온도에서 열처리 후, 인장 강도와 연성이 크게 향상됩니다. 퇴화 온도가 650 °C ℃일 때, 최고 인장 강도는 1102MPa로 TC17 단조품의 98.4%에 도달하며, 단면 수축률은 13.5%로 퇴적 상태에 비해 크게 개선되었습니다.

アー크 추가 수리 분야에서 류 et al. [42]은 결락된 TC4 티타늄 합금 날개의 시뮬레이션 시편에 대한 수리 연구를 수행했다. 침착층에서는 등축結晶과 주상結晶의 혼합된 결정 구조가 형성되었으며, 최대 인장 강도는 991 MPa이고 신장율은 10%였다. 츠아 et al. [43]은 TC17 티타늄 합금에 대해 TC11 용접선을 사용하여 아크 추가 수리 연구를 수행하고, 침착층과 열영향구역의 미세구조 진화를 분석했다. 가열되지 않은 상태에서 인장 강도는 1015.9 MPa였고, 신장율은 14.8%로 우수한 종합 성능을 보였다. 첸 et al. [44]은 다양한 정화 온도가 TC11/TC17 티타늄 합금 수리 시편의 미세구조와 기계적 특성에 미치는 영향을 연구했다. 결과적으로 더 높은 정화 온도가 수리된 시편의 신장율 향상에 유리하다는 것을 보여주었다.

타이타늄 합금 날개의 국부 손상 결함을 수리하기 위해 금속 첨가 제조 기술을 사용하는 연구는 아직 초기 단계에 있습니다. 수리된 날개는 침착층의 기계적 특성뿐만 아니라, 수리된 날개의 인터페이스에서의 기계적 특성을 평가하는 것도 매우 중요합니다.

대면적 손상이 있는 3 개의 타이타늄 합금 날개 교체 및 수리

압축기 로터 구조를 단순화하고 중량을 줄이기 위해 현대 항공기 엔진 날개는 종종 일체형 블레이드 디스크 구조를 채택합니다. 이는 작업 날개와 날개 디스크를 하나의 구조로 만들어 텐온과 모트를 제거하는 방식입니다. 이를 통해 중량 감소뿐만 아니라 전통적인 구조에서 발생하는 텐온과 모트의 마모 및 공력 손실도 방지할 수 있습니다. 압축기 일체형 블레이드 디스크의 표면 손상 및 국소 손상 결함 수리는 위에서 언급된 별도의 날개 수리 방법과 유사합니다. 일체형 블레이드 디스크의 파손 또는 조각 상실에 대한 수리에는 독특한 가공 방식과 장점으로 인해 선형 마찰 용접이 널리 사용됩니다. 그 공정은 도 8에 나타나 있습니다 [45].

메이테오 등 [46]은 선형 마찰 용접을 사용하여 Ti-6246 티타늄 합금의 수리 과정을 시뮬레이션했다. 결과에 따르면 동일한 손상이 최대 세 번까지 수리되었을 때 열영향구역이 더 좁아지고 용접 결정 구조가 더 미세해졌다. 인장 강도는 수리 횟수가 증가함에 따라 1048 MPa에서 1013 MPa로 감소했지만, 인장 및 피로 시험편은 모두 용접 부근이 아닌 기재 영역에서 파손되었다.

마 등 [47]은 다른 열처리 온도 (530 ° C + 4시간 공기 냉각, 610 ° C + 4시간 공기 냉각, 670 ° C + 4시간 공기 냉각)가 ​​ tC17 티타늄 합금의 선형 마찰 용접 접합부의 미세 구조와 역학적 특성에 미치는 영향을 연구했다. 결과는 열처리 온도가 증가함에 따라 α 상과 β 상의 재結晶 정도가 크게 증가한다는 것을 보여준다. 인장 및 충격 시험편의 파괴 형태는 연약 파괴에서 가소성 파괴로 변화했다. 670 ° C, 인장 시험체는 기재에서 파열되었습니다. 인장 강도는 1262MPa였지만, 신장률은 기재의 81.1%에 불과했습니다.

현재 국내외 연구에 따르면, 선형 마찰 용접 수리 기술은 산화물 자정 기능을 가지고 있어, 용융으로 인한 메타금속 결함 없이 접합 면의 산화물을 효과적으로 제거할 수 있습니다. 동시에 이는 이종 재료의 연결을 실현하여 이중 합금/이중 성능 일체형 블레이드 디스크를 얻고, 서로 다른 재질로 만들어진 일체형 블레이드 디스크의 단절부나 결락 부위를 신속히 수리할 수 있게 합니다[38]. 그러나 선형 마찰 용접 기술을 이용해 일체형 블레이드 디스크를 수리하는 과정에서 해결해야 할 많은 문제들이 남아 있습니다. 예를 들어, 접합부의 큰 잔류 응력과 이종 재료 연결의 품질 통제 어려움 등입니다. 또한 새로운 재료에 대한 선형 마찰 용접 공정은 더 깊이 탐구되어야 합니다.

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