毕业论文-航空发动机涡轮叶片失效分析—歼10飞机涡轮叶片故障分析及维修

张家界航空工业职业技术学院毕业设计——歼10飞机涡轮叶片故障分析及维修
指导老师：陈娜
专业：航空机电设备维修
班级：083542
姓名：冯婷
目录
1.涡轮转子叶片结构特点 (3)
2.叶片的工作条件 (4)
3.涡轮转子叶片受力分析 (5)
3.1叶片自身质量产生的离心力 (5)
3.2作用在叶片上的弯曲应力 (6)
3.3热应力 (6)
3.4振动应力 (7)
4.转子叶片的振动类型及其特征 (7)
4.1转子叶片的震动分类与基本振型 (7)
4.1.1尾流激振 (8)
4.1.2颤振 (8)
4.1.3随机振动 (8)
5.叶片的失效模式 (8)
5.1叶片的低周疲劳断裂失效 (9)
5.2叶片扭转共振疲劳断裂失效 (10)
5.3叶片的弯曲振动疲劳断裂失效 (10)
5.4转子叶片的高温疲劳与热损伤疲劳断裂失效 (10)
5.5转子叶片微动疲劳断裂失效 (11)
5.6叶片腐蚀损伤疲劳断裂失效 (12)
6.涡轮叶片失效的诊断技术 (13)
6.1机上孔探检测 (13)
6.2修理车间检测前的预清洗处理 (13)
6.3叶片完整性检测 (13)
6.4无损检测 (14)
7.修理技术要求和修复方法 (14)
7.1补焊材料选择 (14)
7.2叶片叶尖裂纹补焊修复 (14)
7.3结论 (15)
8.提高涡轮叶片强度的几种措施 (16)
8.1合理选材 (17)
8.2改进工艺 (17)
8.2.1锻、铸造工艺 (17)
8.2.2机械加工工艺 (17)
8.3表面强化 (18)
8.4表面防护 (18)
8.5合理维护和使用 (18)
9.自我总结 (19)
航空发动机涡轮叶片失效分析涡轮叶片是航空发动机最主要的部件之一，是高温、高负荷、结构复杂的典型热端构件，它的设计制造性能和可靠性直接关系到整台发动机的性能水平耐久性和寿命。

为了提高发动机的推重比，叶片设计时常采用比强度高的新材料；采用先进复杂的冷却结构及工艺；降低工作裕度等措施来实现。

因此，研究涡轮叶
片失效分析对提高发动机工作安全及正确评估叶片的损伤形式和损伤程度有重要意义。

1.涡轮转子叶片结构特点
现代航空发动机多处采用多级轴流式涡轮。

涡轮叶片具有气动力翼型型面，为了使燃气系统排出的燃气流竜在整个叶片长度上做等量得功，并保证燃气流以均匀的轴向速度进入排气系统从叶根到叶尖有一个扭角，叶尖处的扭角比叶根处
要大。

涡轮转子叶片在涡轮盘上的固定方法十分重要，现代大多数燃气涡轮发动机转子都采用“枞树形”榫齿。

这种榫齿精确加工和设计，以保证所有榫齿都能按比例承受载荷。

当涡轮静止时，叶片在榫槽内有一定的切向活动量；而当涡轮转动时，离心力将叶根拉紧在盘上。

涡轮叶片材料是保证涡轮性能和可靠性的基础，涡轮叶片早期是用变形高温合金，采用锻造的方法制造。

由于发动机设计与精铸技术的发展，发动机涡轮叶片从变形合金发展为铸造合金从实心发展为空心，从多晶发展为单晶，从而大大提高了叶片的耐热性能。

由于镍基单晶超合金具有卓越的高温蠕变性能已成为制造航空发动机热端部件的重要材料。

涡轮叶片的工作条件和受力分析
2.叶片的工作条件
涡轮叶片时直接利用高温高速燃气做功的关键部件，温度高负荷大应力状态复杂工作环境非常恶劣。

涡轮叶片在高温燃气的工作条件下，高温氧化和燃气腐蚀则是其主要的表面损伤形式。

氧和硫是影响镍基合金高温合金氧化抗力最有害的两种元素。

氧化晶界扩散与晶界上的Cr。

Al..。

和Ti等元素发生化学反应形成氧化物，然后氧化物开裂，使疲劳裂纹萌生与扩展。

硫以引起晶界脆化的方式加速疲劳裂纹的萌生与扩展。

涡轮转子叶片在工作中一直处于高温工作状态，因此热疲劳和高温蠕变性能也是涡轮转子叶片的重要失效抗力指标。

涡轮转子叶片主要是共振，在一般情况下很少出现颤振。

3.涡轮转子叶片受力分析
发动机在工作时，作用在涡轮转子叶片上的力主要有以下几种：叶片自身质量产生的离心力；作用在叶片上的弯曲应力；热应力；振动应力。

3.1叶片自身质量产生的离心力
涡轮叶片任一垂直于叶片轴线横截面上的离心拉应力，等于该截面上的离心力沿叶片轴线方向的分量与截面面积之比。

常用数值积分法求不同截面上的离心拉伸应力，将叶片分成n 段，从叶尖到叶根有0，1，2，……，n，共n+1个截面，该叶片第i 个截面面积为Ai 则该截面上的离心拉伸应力离i 为
∑=∆=∆++∆+∆=i i i i i i i P A A P 1211/......P P ）（离σ（3-1）
叶片分段愈小，计算结果就越精确。

离心拉伸应力在叶尖截面处为零。

向叶根方向逐渐增大，根部截面的离心拉伸应力最大。

3.2作用在叶片上的弯曲应力
燃气驱动涡轮转子叶片，有很大的横向其体力作用在叶片上，从而产生弯曲应力，还会引起扭转应力。

若转子叶片各截面重心的连线不与z 轴重合，则叶片旋转时产生的离心力还将引起离心力弯矩。

作用在转子叶片某一截面上的总弯矩应等于作用在该截面上的气体力弯矩和离心力弯矩的代数和
离气合离
气合i i i xi xi xi M M M M y y y M M +=+=（3-2）
3.3热应力
对于涡轮叶片转子，不仅工作温度高，而且叶型厚度变化大。

在燃气的冲击下，会产生很大的热应力。

此外。

发动机工作状态的变化，使叶片的温度也随之变化，尤其在启动停车时温度变化更为剧烈。

在发动机使用过程中，每启动和停车一次，涡轮叶片上就会出现一次交变的热应力。

一般可用下列公式进行简单的计算
T
E ∆=ασ(3-3)
式中σ——零件指定部位热应力;
E——材料的弹性模量；α——材料的热膨胀系数；
T ∆——受热部件指定部位的温度变化梯度。

热应力对涡轮转子叶片强度的影响是不可忽视的。

一方面材料的力学性能随温度升高而降低，另一方面叶片上的某些部位总应力将增大，这就使叶片的安全裕度明显下降。

为了提高涡轮叶片的安全裕度应采取措施减小热应力，其中包括：
○1在满足气动性能的前提下，尽量减小叶片的厚度差，特别是排气边缘不可过薄。

有时可将叶片设计成空心的，以使壁厚尽可能均匀。

○2采取适当的冷却方法，使叶片的温度下降，温差减小，以降低热应力。

○3选用导热性能好的叶片材料，使叶片上的温度分布尽快趋向均匀，以减少热应力。

3.4振动应力
由于气流的扰动等原因会激起叶片振动，使叶片产生交变的弯曲应力和扭转应力。

大量失效分析结果表明，涡轮叶片的断裂失效，大多数是由于在离心应力的基础上叠加了振动应力所致。

下一部分将单独讨论。

4.转子叶片的振动类型及其特征
转子叶片在工作状态下要承受大的离心应力载荷，如果再叠加上非正常工作情况下引起的振动交变载荷则极有可能导致叶片早起疲劳断裂失效。

大部分转子叶片的疲劳断裂失效均与各种类型的振动有关。

4.1转子叶片的震动分类与基本振型
涡轮叶片在实际工作中出现振动，按振动的表现形式分，主要有强迫振动、颤振、旋转失速和随机振动四种；按照叶片振动里的来源分，有强迫振动和自激振动；按作用在叶片上的应力分有振动弯曲应力和扭转应力。

对于实际叶片振动分析，主要是自振频率、振型、振动应力和激振力的来源四个因素。

在一般清快下，频率越高，振幅越小，危险性也就越小，大幅低频振动最为危险。

振型是指叶片以某阶自振频率振动时，叶片各部分的相对振动关系。

典型的振型有一弯、二弯、三弯和一扭、二扭等。

对于涡轮转子来说，主要是一弯和一扭振型。

4.1.1尾流激振
在发动机环形气流通道中存在障碍物，当叶片转子经过这些障碍物时，叶片所受的气动力将有所改变，会引起激振力。

火焰筒出口流场分布是不均匀的，对于涡轮转子会产生类似于均布障碍物的影响也会引起激振力。

4.1.2颤振
颤振属于自激振动，叶片的振型与频率都与尾流激振大致相同，它与强迫振动不同之处在于它不伴有任何带频率的激振力。

颤振的频率基本上由叶片本身的几何尺寸和材料性质所决定，因而称为“自激振动”。

颤振有亚音速失速、亚音速非失速、超音速失速、超音速非失速及堵塞颤振等。

叶片自激振动时必然要从气流中吸取能量，以补偿震动的阻尼场。

发生颤振的必要条件是气流攻角大于临界攻角，叶背气流分离引起升力变化，导致颤振。

颤振多发生在压气机转子叶片，而涡轮转子叶片很少见到颤振。

颤振的危害性很大，可在极短时间内使叶片发生断裂失效，而且往往使一个扇形面内的多个叶片断裂。

4.1.3随机振动
随机振动在各个频率下都有激振力，这些激振力作用在叶片上，会引起叶片普遍的强迫振动，而在某几个频率下引起共振，这几个频率就是叶片的自振频率。

随机振动的激振源是强大的噪声，故又将此引起的叶片疲劳成为噪声疲劳，噪声源是叶片对气流的干扰和气流燃烧。

噪声越大，激振力越强，叶片受损可能性越大。

5.叶片的失效模式
分析叶片产生失效的主要原因，归纳起来主要包括：热疲劳在内的低循环疲劳。

振动引起的高循环疲劳，高温长时间载荷作用下的蠕变变形和蠕变应力断裂，高温燃气冲刷腐蚀和氧化、以及外物损伤等。

转子叶片的失效模式随工作条
件的不同而有所不同，主要是外物损伤、变形伸长和断裂三种失效形式。

叶片的外物损伤失效主要表现为凹坑、掉块、表层剥落、弯曲变形、裂纹和折断等。

其中凹坑、裂纹等损伤往往会成为腐蚀和疲劳断裂的初因。

转子叶片变形伸长失效的直接后果是叶身与机匣相磨，降低发动机的使用可靠性。

其主要原因有：材料选用不当或热处理工艺不当使叶片的屈服强度偏低；叶片工作温度过高，是叶片强度降低；或者发动机超转，造成离心力过高。

叶片变形失效在实际使用中出现的概率较低。

判断叶片是否发生变形伸长的主要依据是检查机匣有无磨损的痕迹或检查叶片是否由于使用温度过高而发生蠕变。

转子叶片出现断裂失效的概率最高，其危害性也最大，往往是一个叶片折断而打坏其他叶片，乃至使整台发动机无法工作而危及飞行安全。

除因外物撞击造成叶片瞬时过载断裂外，绝大多数是由于各种原因引起的不同类型的疲劳断裂失效。

叶片疲劳断裂失效主要是因为离心力叠加弯曲应力引起的疲劳断裂、由振动环境引起的颤振，扭转共振、弯曲振动疲劳断裂以及由环境介质以及接触状态引起的高温疲劳、微动疲劳和腐蚀损伤导致的疲劳断裂。

但由于叶片工作环境的复杂性，叶片实际的疲劳断裂往往并非上述某一模式。

而是多种情况的叠加。

5.1叶片的低周疲劳断裂失效
转子叶片在实际运行过程中，一般情况下不容易出现低周疲劳断裂失效，但在以下三种情况下，会出现低周疲劳断裂失效：
1.叶片危险截面上所受的正常工作应力虽低于材料的屈服强度，但当危险截面附近存在范围较大的严重区域性缺陷。

在该区域中的缺陷使附近的较大区域内的盈利超过材料的屈服强度而产生大范围的塑性变形，在此情况下叶片会出现低周疲劳断裂失效。

2.由于设计考虑不周是叶片危险截面上局部区域的工作应力接近或超过材料的屈服强度，且危险截面处存在不必要的缺陷，则叶片会提前出现低周疲劳断裂失效。

3.当转子叶片出现如颤振、共振、超温等非正常情况，叶片的危险截面上的整体应力水平该于材料的屈服强度，叶片也会出现低周疲劳断裂失效。

低周疲劳断裂失效大都与设计因素有关，大多出现在叶片根部附近，典型的叶片
低周疲劳断口上一般不存在明显的疲劳弧线。

5.2叶片扭转共振疲劳断裂失效
叶片扭转共振疲劳断裂失效一般为高周疲劳断裂失效。

具有如下典型特征：○1发生在扭转共振节线上的掉角；
○2叶片疲劳断口上存在的疲劳弧线清晰可见，但疲劳线条非常细密。

○3断裂一般始于叶背，向叶盆扩散，疲劳区占据大部分断裂面面积。

○4叶片的断裂均起源于电腐蚀坑或外物打伤处。

叶片扭转共振疲劳断裂有两个重要因素，一是出现扭转共振，而是叶片表面普遍存在的点腐蚀或遭受到外物打击。

5.3叶片的弯曲振动疲劳断裂失效
弯曲振动疲劳断裂失效也是叶片常见的断裂失效，且通常为高频失效，其断裂循环周次（N），对于涡轮叶片一般N在105~106之间。

叶片的疲劳断裂位置与弯曲振动振型密切相关。

在弯曲振动引起的疲劳断裂失效中，一弯振型最为常见，且危害性大。

这是因为一弯振动出现在叶片根部，振动应力值最高，离心力也大。

当叶片出现一阶弯曲共振时，由于弯曲振动应力的作用，叶片有可能出现断裂疲劳失效。

为防止叶片在叶身处出现疲劳断裂失效的最有效方法就是避免叶片出现一弯共振，即控制叶片的静频，同时可以考虑增加叶片的振动阻尼，有效地抑制叶片的震动。

另外，可以从控制冶金材质、表面、加工工艺等方面采取措施，以提高叶片的疲劳抗力。

5.4转子叶片的高温疲劳与热损伤疲劳断裂失效
涡轮转子叶片是在高温环境下工作，承受温度交变和应力交变作用，因而有可能出现蠕变损伤和疲劳损伤。

工程上将因蠕变与疲劳发生作用而导致的断裂失效称为高温疲劳断裂失效。

转子叶片出现断裂失效必须同时具备以下三个条件时，才可以判断为高温疲
劳断裂失效：
（1）叶片疲劳断口的源区呈沿晶断裂特征；
（2）叶片断裂处的温度超过材料的临界蠕变温度；
（3）叶片疲劳断裂处只承受呈方波形状的离心拉伸应力，其手里水平超过临界值，即超过材料在该温度下的蠕变极限或疲劳极限。

一般情况下转子叶片很少出现高温疲劳断裂失效。

但涡轮转子在实际应用中因热损伤出现的疲劳断裂失效则较为常见。

发动机在使用过程中，由于非正常工况（如喘振、进气道畸变、燃油调节不良、喷油雾化不良及操作失误等）引起短时间超温而使零件受过热或过烧损伤的现象称为过热损伤。

遭受热损伤的转子叶片易发生疲劳断裂。

由热损伤引起的疲劳断裂基本特征如下：
（1）叶片断裂部位通常在叶片的最高温度区内，断面垂直于叶片轴线；（2）断裂起始于叶片进气边边缘，源区断面呈深黑色，氧化严重，扩展区断面较平坦，颜色明显不如源区深，有疲劳弧线，瞬断区
（3）等等
（4）对沃尔沃
转子叶片出现热损伤疲劳断裂失效的原因是发动机在超过规定温度的情况下运转造成的，根据其严重程度可以分为过热超温和过烧超温。

还可以根据时间长短分为短期超温和长期超温。

短期朝闻是指时间在几秒钟到几分钟之内，其产生原因主要是发动机喘振，进气道畸变或操作失误等情况；长期超温时间一般在几十分钟以上，主要产生原因是由于发动机温度裕度不足，燃油雾化不良或燃油调节器故障等。

5.5转子叶片微动疲劳断裂失效
当两个零件的接触表面之间存在法向压力并做小幅值的相对滑动时，由于机械和化学的联合作用，会产生包括微动疲劳、微动磨损、微动腐蚀在内的微动损伤。

微动疲劳产生微裂纹、微动磨损改变尺寸而丧失正常的配合关系，以及微动腐蚀引起的表面腐蚀损伤等都会大大降低零件的疲劳抗力。

同时微动损伤部位在两零件的表面接触处，不分解很难进行有效的监控和检测。

在微动过程中对微动损伤起作用的主要参数有：
○1匹配零件两接触面之间的相对滑动幅值与频率；
○2两接触面间应力大小、方向及其变化；
○3匹配零件的材料及接触表面的状态；
○4两接触面间的温度及环境。

这些参量的相互作用及影响不同，微动损伤的表现形式也不同，其中以微动疲劳损伤对构件的疲劳寿命影响最大。

由微动损伤引起的疲劳断裂失效有如下两种情况：
○1戴冠叶片的叶冠微动磨损引起叶冠之间的间隙增大，使叶片所受的振动应力、扭转应力也相应的增大，当其综合应力超过允许值时，就会在叶片的危险截面处出现疲劳断裂。

○2转子叶片与轮盘的榫头连接处，结合面之间往往存在微小的相对滑动，极易出现微动磨损伤面导致疲劳断裂失效。

由于航空发动机转子叶片与轮盘在工作过程中存在着温度滞还，叶片和轮盘连接处不能采用过盈固装的办法来减小与防治微动，因此在其连接接触面之间存在相对滑动是必然的。

在这种情况下，为了防止或减小二者之间的微动损伤，一般可采取以下措施：
○1合理选材，尽量使叶片与轮盘材料的线膨胀系数相接近，或选用膨胀系数低的材料；
○2在微动表面造成残余压应力，如采用喷丸，冷滚压等措施；
○3在微动接触面上镀银或涂以干膜润滑等；
○4根据材料的线膨胀系数，正确控制装配间隙。

5.6叶片腐蚀损伤疲劳断裂失效
涡轮转子叶片在环境中，往往易遭受化学或电化学腐蚀损伤，其主要损伤形式有点腐蚀、应力腐蚀、晶间腐蚀、剥蚀和高温腐蚀等。

如果转子叶片表面遭受上述形式的腐蚀损伤正好处在叶片的最大应力部位，则疲劳裂纹往往会在这些损
伤处萌生，从而大大降低叶片材料的疲劳强度。

涡轮叶片的高温腐蚀损伤主要有高温氧化、热腐蚀、碳化和烧蚀等。

6.涡轮叶片失效的诊断技术
涡轮叶片常见的检测技术有机上孔探检测、修理车间检测前的预清洗、叶片完整性检测以及无损探伤。

6.1机上孔探检测
涡轮叶片的机上孔探检查，就是利用发动机涡轮机匣壳体上的探视孔，使用孔探仪，对涡轮叶片进行可视检查。

这种技术不必分解发动机，在飞机上就可以进行，简单快捷。

孔探检查可以有效发现涡轮叶片的烧熔、腐蚀、掉块、裂纹、积炭和冷却孔堵塞等损伤缺陷情况，从而有助于了解、掌握涡轮乃至整台发动机的技术状态和健康状况，完全彻底的检查出涡轮叶片部位的危及飞行安全的故障隐患、保证发动机正常可靠运转。

6.2修理车间检测前的预清洗处理
涡轮叶片表面粘附有燃料燃烧后的沉积物以及涂层和经高温氧化腐蚀后产生的热蚀层，一般通称为积炭。

由于积炭增加了叶片的厚度，改变了叶间原有的燃气通道，致使涡轮效率下降；另一方面，热蚀层会降低叶片的机械强度；同时积炭叶也掩盖了叶片表面的损伤，不便于检测。

因此叶片在进行监测和修理前，要进行除积炭清洗。

6.3叶片完整性检测
以前，通常用角规、卡尺等“硬”测量仪检测航空发动机涡轮叶片的叶身尺寸，虽然技术简单易行，但存在易检测者人为因素的影响，检测精度低，检测效率低等缺点。

后来，在坐标测量机的基础上，编制微机控制自动检测所用的应用软件，发展研制了检测涡轮叶片的叶身几何形状的坐标测量系统，自动检测叶身
的几何形状，并于标准叶型进行比较自动给出偏差检测结果，来判断叶片的可用度和所需采用的修理手段。

尽管各种制造商的坐标测量机所采用的具体技术有所差别，但都有以下共同特点：自动化程度高；检测速度快，通常一个叶片在1min内检测完毕；检测结果精度高；软件可扩充性好，只要改变标准叶型数据库就可以适合不同型号的叶片检测。

6.4无损检测
在实际检测中，目视检测是最简单的也是最常用的方法，它可以发现叶片表面较明显和尺寸较大的损伤，但具有很大的认为不确定因素，检测误差较大；光学显微检查可发现叶片表面较细微的裂纹；磁粉、涡流、渗透着色等无损检测技术手段也已广泛应用到涡轮叶片的检测中。

但较为先进的是用超声波和CT检测叶片结构完整性。

7、修理技术要求和修复方法
经过对叶片叶尖裂纹、水流量、叶片伸长量、叶片壁厚超标故障的试验、统计分析和修理中故障情况统计可以知道，影响发动机工作可靠性和修理成本的主要故障是高压涡轮工作叶片叶尖裂问题，为此进行了以修复叶片叶尖裂纹为主的修复技术的研究。

对产生叶尖裂纹故障的高压涡轮工作叶片进行激光熔焊的方法进行修复研究和热冲击试验及长期试车考核，以制定高压涡轮工作叶片叶尖裂纹修复方案。

7.1补焊材料选择
根据叶片材料的主要化学成分及性能，在补焊材料的选材中充分考虑了补焊材料与基体材料要有良好的相容性、热膨胀系数相近和良好的高温力学性能、热疲劳性能等因素，选用填料为镍基高温合金（IMR-03）。

7.2叶片叶尖裂纹补焊修复
选出因叶尖裂纹报废的高压涡轮工作叶片（该叶片已工作时间500～600h），按高压涡轮工作叶片的大修要求对其进行了去除涂层的清洗、故检、荧光检查等工作后，基于满足激光焊工艺并使基体材料损伤最小、彻底清除裂纹的原则，根据裂纹是单直裂纹、密集度裂纹等具体情况，用机械打磨与着色跟踪法清除裂纹。

用激光熔焊法进行裂纹修复，修后用超声波处理消除其焊接应力，结合大修工艺对叶片进行了外观检查、荧光检查、恢复性能热处理和复涂涂层等工作。

3激光补焊金相组织
金相检查结果表明，补焊区与基体材料为冶金结合，界面无裂纹、无缺陷，补焊区组织为细小的胞枝晶组织。

4热冲击试验
为考核采用激光熔焊修复叶尖裂纹叶片的抗冷热冲击能力，对焊修后的叶片进行了300h（折合1000次冷、热疲劳循环）的热冲击试验。

根据试验结果可知，高涡叶片在很小的循环次数下就已经出现初始裂纹，但裂纹扩展速度相对比较缓慢，到了1000次循环，叶尖裂纹长度没有超过1.8mm，从裂纹形貌上看，应属于热疲劳裂纹。

裂纹的数量和长度，都是符合大修技术要求的，叶片叶身出现不规则的微小显示属于龟裂。

热冲击试验后，荧光检查叶尖补焊区未发现裂纹，对经过300h热冲击处理的主叶片进行了解剖，制成金相试样后检查叶盆补焊区，没有发现裂纹。

用扫描电镜对叶背的激光补焊区分析时发现，补焊区两侧边缘处各有长约0.6mm的小裂纹存在，补焊区为正常的热处理组织，没有龟裂，补焊区与基体界面结合良好。

5工厂和长期试车考核
叶尖补焊的高涡叶片参加了某发动机的工厂试车后，选出2片叶片挂片装于长试发动机随机参加了历时300余小时的长期试车考核。

考核结束后对叶片进行了故检和着色检查，2片高涡叶片的叶盆、叶背（补焊区和非补焊区）均出现了不同程度的裂纹，裂纹的数量和长度，都符合大修技术要求。

为了解长期试车后叶片材料组织变化情况，对1片叶片叶背的裂纹补焊区位置附近进行了解剖断面金相检查，从金相检查结果看，补焊区有少量的富Cr、Mo、W的粒状相析出，补焊区和基体之间存在明显的扩散层，这是补焊材料和基体材料长期相互作用互扩散的结果，但界面仍为牢固的冶金结合。

结论
（1）对于工作中产生叶尖裂纹故障的高压涡轮工作叶片，以高W、Mo 含量的Ni基超合金作为填料，采用电火花预置填料与固体激光脉冲优化路径积分焊工艺方法进行修复。

修复后的高压涡轮叶片经超声波对激光补焊区去除应力。