陶小將 張述泉 冉先喆 李卓 馮軍

摘要：某型民用飛機(jī)起落架開展疲勞試驗(yàn)，進(jìn)行到105857起落時(shí)其主支柱組件主傳力部位出現(xiàn)長(zhǎng)度34mm裂紋，該支柱材料為300M鋼（模鍛件）。手工打磨裂紋部位，清除裂紋后在零件上形成長(zhǎng)約40mm、寬約8mm、深度30～44mm的長(zhǎng)條形直通孔，應(yīng)用A100材料，利用機(jī)器人手臂激光熔化沉積增材制造技術(shù)開展激光增材修復(fù)工藝研究，完成了裂紋的修補(bǔ)，最終成功完成后續(xù)135000起落疲勞試驗(yàn)。驗(yàn)證了超高強(qiáng)度鋼起落架主承力部件增材修補(bǔ)工藝的技術(shù)可行性，表明激光增材修復(fù)技術(shù)應(yīng)用于超高強(qiáng)度鋼飛機(jī)構(gòu)件的修理具有較廣闊的前景。

關(guān)鍵詞：激光增材修復(fù)技術(shù)；超高強(qiáng)度鋼；起落架；疲勞壽命

Keywords：laser additive repairing technology；ultra-high strength steel；landing gear；fatigue lifetime

1 研究背景及意義

受低成本航空發(fā)展和新興市場(chǎng)需求驅(qū)動(dòng)，世界范圍內(nèi)單通道飛機(jī)市場(chǎng)增長(zhǎng)迅速。其中，我國對(duì)安全、舒適、節(jié)能、環(huán)保且具有長(zhǎng)航程的現(xiàn)代先進(jìn)單通道干線客機(jī)的發(fā)展需求迫切[1]。通常，現(xiàn)代先進(jìn)單通道大型干線客機(jī)的制造需要配套研制長(zhǎng)壽命的大型超高強(qiáng)度鋼起落架。 300M鋼（名義成分為40CrNi2Si2MoVA）作為一種具有2000MPa級(jí)別強(qiáng)度和良好韌性的低合金超高強(qiáng)度鋼，因其合適的價(jià)格而被廣泛用作單通道大型干線客機(jī)起落架材料[2-4]。因此，針對(duì)60000起落設(shè)計(jì)壽命的大型民機(jī)起落架研制，開展300M超高強(qiáng)度鋼起落架結(jié)構(gòu)的長(zhǎng)壽命設(shè)計(jì)、試驗(yàn)和適航等方面的研究成為必然[5，6]。

在開展基于300M鋼的起落架主支柱的研制過程中，該起落架大量采用延長(zhǎng)疲勞壽命要求的細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)和相關(guān)工藝，并結(jié)合精密鍛造、火焰噴涂技術(shù)、噴丸等強(qiáng)化及鎘–鈦鍍層等防腐抗氫脆工藝，完成了起落架實(shí)物研制。

在該300M超高強(qiáng)度鋼主起落架試驗(yàn)件進(jìn)行疲勞壽命評(píng)價(jià)試驗(yàn)中，經(jīng)過105857周次應(yīng)力循環(huán)后，應(yīng)變片電流信號(hào)發(fā)生顯著的異常變化，試驗(yàn)自動(dòng)反饋停止；將該試驗(yàn)件著色檢查后，發(fā)現(xiàn)外筒零件支柱Φ6mm直徑的排水孔孔邊產(chǎn)生了一條延伸到筋條處長(zhǎng)度約34mm的裂紋（見圖1）。 經(jīng)有限元靜強(qiáng)度分析及疲勞強(qiáng)度分析發(fā)現(xiàn)（見圖2），當(dāng)小孔處粗糙度不滿足要求時(shí)，排水孔處高應(yīng)力區(qū)的循環(huán)載荷最大值將超過材料的疲勞強(qiáng)度，是導(dǎo)致該裂紋在交變載荷作用下出現(xiàn)的主要原因。

經(jīng)評(píng)估研究，決定對(duì)該起落架支柱裂紋處進(jìn)行增材修補(bǔ)，然后繼續(xù)進(jìn)行主起落架部件的疲勞測(cè)試試驗(yàn)，以驗(yàn)證修復(fù)區(qū)域之外整體構(gòu)件的疲勞壽命情況，同時(shí)進(jìn)一步開展相關(guān)修復(fù)技術(shù)對(duì)構(gòu)件延壽作用的研究。

國內(nèi)外大量相關(guān)研究表明，增材制造修復(fù)技術(shù)為航空結(jié)構(gòu)修理提供了新穎獨(dú)特的解決方案[7-12]。然而，含裂紋體300M超高強(qiáng)度鋼主起落架支柱增材修復(fù)相關(guān)的工程應(yīng)用研究面臨修復(fù)工藝難度大、零件易開裂等問題，相關(guān)研究結(jié)果長(zhǎng)期未現(xiàn)公開報(bào)道。因此，本文將率先報(bào)道含裂紋體300M超高強(qiáng)度鋼主起落架支柱增材修復(fù)技術(shù)相關(guān)的研究工作情況。

2 研究思路

2.1 待修理區(qū)域特點(diǎn)

通過機(jī)械打磨方式對(duì)該300M超高強(qiáng)度鋼主起落架支柱排水孔裂紋區(qū)域進(jìn)行去除，得到長(zhǎng)約40mm、寬約8mm、深30～44mm的長(zhǎng)條形直通孔，位置從排水孔所處的腹板中部延伸至緣條根部（見圖3）。值得注意的是，直通孔在底部添加墊塊。該修復(fù)區(qū)域位置較封閉、形狀復(fù)雜、深度大，由于零件后續(xù)仍需進(jìn)行長(zhǎng)壽命疲勞性能考核，因此對(duì)修補(bǔ)區(qū)的性能、內(nèi)部質(zhì)量要求高，修補(bǔ)難度極大。

2.2 增材修理工藝選取

深入對(duì)比研究了300M鋼電子束焊接修理工藝、等離子弧增材修復(fù)工藝、預(yù)置粉末激光多層熔化沉積修理工藝以及同步送粉激光熔化沉積修理工藝后[13-16]，結(jié)合各項(xiàng)工藝的優(yōu)缺點(diǎn)，綜合考慮修補(bǔ)材料、修補(bǔ)區(qū)微觀缺陷控制、熱影響區(qū)控制、零件內(nèi)部質(zhì)量控制、修復(fù)區(qū)形狀等方面因素，最終選用送粉激光增材修補(bǔ)方式。

激光送粉增材修復(fù)技術(shù)是一種利用高能量激光束在復(fù)雜三維約束性條件下，空中熔化沉積同軸輸送預(yù)合金粉末實(shí)現(xiàn)過構(gòu)件結(jié)構(gòu)完整性的先進(jìn)修復(fù)技術(shù)。相比傳統(tǒng)氬弧焊修復(fù)技術(shù)和電子束焊接修復(fù)技術(shù)，激光增材修復(fù)技術(shù)具有熱源能量密度高且熱影響區(qū)小的突出優(yōu)勢(shì)。通過激光頭與機(jī)器人相復(fù)合，可進(jìn)一步促進(jìn)該項(xiàng)技術(shù)在復(fù)雜結(jié)構(gòu)修復(fù)過程中加工柔性高的特點(diǎn)。

2.3 激光增材修理初步思路

超高強(qiáng)度鋼主起落架支柱排水孔區(qū)域修復(fù)的要求是：內(nèi)部質(zhì)量合格，低熱輸入，小變形量，加工工藝性好，能滿足復(fù)雜、封閉、大深寬比局部區(qū)域修復(fù)。據(jù)此選擇小光斑、低功率、機(jī)械手驅(qū)動(dòng)的同軸送粉激光增材修復(fù)工藝。由于起落架零件修復(fù)后需盡量避免進(jìn)行熱處理，因此本研究中激光增材修復(fù)材料選用粒徑≤75μm的A100鋼預(yù)合金粉末，以期修復(fù)區(qū)具有較高的強(qiáng)度水平[17]。為保證修復(fù)區(qū)內(nèi)部質(zhì)量，待修復(fù)長(zhǎng)條形直通孔四周需要進(jìn)一步加工出單側(cè)10°的坡口。激光增材修復(fù)采用IPG YLS-10000型激光器和KUKA RS60-HR型機(jī)器人，其中功率為1.6～2.8kW，掃描速率為480～800mm/min，光斑直徑約為2～3mm。

3 激光增材修復(fù)力學(xué)性能研究

在對(duì)該主起落架支柱缺陷進(jìn)行激光增材修復(fù)前，首先制備帶預(yù)制長(zhǎng)條形槽的300M超高強(qiáng)度鋼塊用于激光增材修復(fù)工藝探索。利用相同材料開展工藝性能試驗(yàn)，選擇合適的工藝參數(shù)組合。

3.1 元件級(jí)力學(xué)性能研究

在激光增材修復(fù)工藝樣件的基材區(qū)、熱影響區(qū)和修復(fù)區(qū)分別線切割并機(jī)械加工制備43mm長(zhǎng)的板狀拉伸試樣，試樣平行段長(zhǎng)15mm、厚2mm、寬5mm（見圖4）。90mm長(zhǎng)板狀疲勞試樣在300M超高強(qiáng)度鋼表面修復(fù)區(qū)與基體界面附近切取，試樣平行段長(zhǎng)30mm、厚2mm、寬5mm（見圖5）。

1）拉伸試驗(yàn)

模擬修復(fù)試驗(yàn)件的修復(fù)區(qū)、熱影響區(qū)和基體區(qū)的室溫抗拉強(qiáng)度結(jié)果如表1所示。從測(cè)試結(jié)果可以看出，修復(fù)區(qū)和基體區(qū)的強(qiáng)度水平都明顯高于熱影響區(qū)，表明熱影響區(qū)在激光增材修復(fù)構(gòu)件中抗拉強(qiáng)度較低，但也達(dá)到了1600MPa水平。

2）疲勞試驗(yàn)

對(duì)修復(fù)區(qū)的疲勞性能采用疲勞載荷譜試驗(yàn)的方式進(jìn)行。其中，試驗(yàn)用疲勞載荷譜按飛機(jī)起落架載荷譜進(jìn)行。由于熱影響區(qū)的強(qiáng)度較低，因此首先使用熱影響區(qū)占比較大的表面修復(fù)試樣進(jìn)行固定載荷和疲勞譜載荷兩種疲勞性能的測(cè)試，研究結(jié)果見表2。從測(cè)試結(jié)果可以看出，所有試樣經(jīng)過疲勞試驗(yàn)后均未斷裂，滿足疲勞性能要求，可以初步判斷熱影響區(qū)的性能可以滿足疲勞試驗(yàn)的要求。

3.2 模擬件試驗(yàn)

以局部區(qū)域的1∶1模擬件進(jìn)行模擬修復(fù)，驗(yàn)證修復(fù)工藝性（見圖6）；對(duì)試樣進(jìn)行超聲波及X射線檢測(cè)，對(duì)修復(fù)試驗(yàn)件解剖，觀察修復(fù)區(qū)的內(nèi)部質(zhì)量和熱影響區(qū)，測(cè)量熱應(yīng)力，對(duì)剖面結(jié)構(gòu)進(jìn)行檢測(cè)，評(píng)估修復(fù)后性能，如圖7所示；最終形成修復(fù)方案的工藝參數(shù)，包括對(duì)送粉方式、激光功率、掃描速度、坡口角度等工藝參數(shù)的優(yōu)化，確定最終的工藝參數(shù)。

在修補(bǔ)區(qū)域開展表面殘余應(yīng)力測(cè)試，實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)見表3，結(jié)果表明，修復(fù)區(qū)附近的殘余應(yīng)力水平均低于200MPa，滿足試驗(yàn)件要求。

4 激光增材修復(fù)方案

4.1修復(fù)準(zhǔn)則

結(jié)合第三節(jié)的工藝參數(shù)研究，結(jié)合飛機(jī)起落架研制工程技術(shù)特點(diǎn)，形成了該起落架主支柱缺陷修復(fù)的準(zhǔn)則如下：

1）采用激光熔化沉積增材制造工藝；

2）使用A100鋼粉末作為修復(fù)用原材料；

3）零件修復(fù)區(qū)加工出單側(cè)10°坡口；

4）采用機(jī)械手作為驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)；

5）為減少熱影響區(qū)，采用小光斑低功率的修復(fù)工藝；

6）修復(fù)后通過機(jī)加去除墊板，通過超聲沖擊或噴丸進(jìn)行表面強(qiáng)化；

7）采用超聲波、X射線、熒光、磁粉等方法對(duì)加工后的起落架外筒進(jìn)行無損檢測(cè)。

4.2 修理流程

結(jié)合增材修理和起落架制造工藝要求，確定該支柱主要的修理流程：

1）基于最小化原則，機(jī)械打磨結(jié)合滲透檢測(cè)清除裂紋，打磨過程中注意觀察是否存在明顯缺陷；

2）根據(jù)打磨后的外形，建立坡口數(shù)模，為保證修復(fù)區(qū)內(nèi)部質(zhì)量，修復(fù)區(qū)需要加工出單側(cè)10°的坡口；

3）根據(jù)坡口數(shù)模機(jī)械加工修復(fù)區(qū)，形成補(bǔ)加工帶坡口規(guī)整區(qū)域；

4）建立修復(fù)區(qū)及工藝墊板數(shù)模，根據(jù)修復(fù)區(qū)編制軌跡程序；

5）進(jìn)行零件的激光增材修復(fù)；

6）修理后的檢測(cè)及補(bǔ)加工，應(yīng)確保修補(bǔ)區(qū)域表面無缺陷，并打磨光滑。

4.3 工藝路線

結(jié)合修理流程，制定了試驗(yàn)件外筒修復(fù)主要工藝路線：零件坡口打磨？坡口加工？零件修補(bǔ)區(qū)磨光、清洗、烘干？安裝工藝墊板？零件裝夾？確定定位基準(zhǔn)？激光增材修復(fù)？機(jī)械加工？修復(fù)區(qū)表面強(qiáng)化？修復(fù)區(qū)超聲波+X射線檢測(cè)？修復(fù)區(qū)熒光+磁粉檢測(cè)？尺寸測(cè)量？終檢？印記、包裝？交付裝配及試驗(yàn)。

按上述流程和路線，完成了該缺陷的修理，主要修理過程如圖8所示。

5試驗(yàn)驗(yàn)證

完成了試驗(yàn)件修理后，該起落架試驗(yàn)件倒裝在試驗(yàn)夾具上，起落架與夾具的連接條件與機(jī)身連接一致。在完成所有試驗(yàn)安裝等準(zhǔn)備工作后，依據(jù)試驗(yàn)任務(wù)書要求和試驗(yàn)大綱規(guī)定，繼續(xù)開展激光增材修復(fù)起落架的疲勞壽命測(cè)試試驗(yàn)。

經(jīng)過4個(gè)月的疲勞試驗(yàn)，完成了剩下的13.5萬次起落架試驗(yàn)。完成疲勞試驗(yàn)后的試驗(yàn)件探傷結(jié)果顯示，激光增材修復(fù)起落架支柱未見可檢損傷。最終，民機(jī)長(zhǎng)壽命起落架技術(shù)研究主起落架結(jié)構(gòu)經(jīng)受住了4倍目標(biāo)壽命，共240000起落疲勞試驗(yàn)的考核，突破了目前國內(nèi)起落架疲勞試驗(yàn)的壽命最大值，達(dá)到了國際水平；同時(shí)，激光增材修復(fù)區(qū)域也經(jīng)過了起落架著陸載荷的考驗(yàn)，應(yīng)用A100鋼作為異種修復(fù)材料，利用機(jī)器人開展激光增材修復(fù)工藝研究，完成了超高強(qiáng)度鋼主起落架支柱排水孔處裂紋的修補(bǔ)，最終成功完成后續(xù)135000起落疲勞試驗(yàn)。

6 結(jié)論

1）激光增材修復(fù)300M超高強(qiáng)度鋼典型工藝樣件修復(fù)區(qū)抗拉強(qiáng)度可達(dá)1986MPa，與鍛件基材區(qū)抗拉強(qiáng)度相當(dāng)，但熱影響區(qū)強(qiáng)度較低（1590～1712MPa）。修復(fù)后典型工藝樣件熱影響區(qū)疲勞性能滿足設(shè)計(jì)要求。

2）經(jīng)激光增材修復(fù)的民機(jī)起落架300M超高強(qiáng)度鋼支柱通過13.5萬次壽命疲勞試驗(yàn)循環(huán)次數(shù)的考核，內(nèi)部質(zhì)量和力學(xué)性能滿足結(jié)構(gòu)服役性能要求。

3）超高強(qiáng)度鋼起落架主承力部件激光增材修復(fù)具有良好的技術(shù)可行性，應(yīng)用于超高強(qiáng)度鋼飛機(jī)構(gòu)件的修理具有較廣闊的前景。

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作者簡(jiǎn)介

陶小將，高級(jí)工程師，主要研究方向：結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)。

馮軍，研究員，主要研究方向：飛行器設(shè)計(jì)技術(shù)。

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