本发明涉及航空发动机导向叶片修复，具体的说是一种航空发动机高压涡轮导向叶片拼焊修复方法。
背景技术：
1、过渡液相扩散连接(tlp，transient liquid phase bonding)技术综合了固相扩散连接和高温钎焊的优点，可以获得组织与母材相同、无晶界的高强度接头。其工艺过程如下：连接温度下，中间层合金熔化并填充间隙，形成中间液相层。中间液相层和母材金属中的合金元素迅速扩散，在较短时间内溶解一定宽度的母材，合金元素的持续扩散引起固/液相界面区域的成分变化从而导致液相区发生等温凝固，接头区域成分均匀化并最终得到成分和组织与基体一致的接头。
2、与传统的真空钎焊相比，其工艺上主要有两个方面的差异，一是焊料成分，二是实施过程。焊料成分方面中国专利201810770280.2（公开日为2020.08.14）公开了一种tlp扩散焊用的中间粉末和焊接方法，用于ic10高温合金焊接作业。2020年出版的《材料导报》第34卷第18期第18131-18134页公开了镍基非晶箔带kni3a对ic9单晶高温合金进行过渡液相tlp扩散焊接，研究了焊接参数对接头凝固动力学的影响机制。上述专利、论文更多的是集中与tlp焊接材料、焊接参数的研究与创新，然而对于工业应用层面并没有过多的涉及，尤其是在航空发动机维修领域的零部件修理的批量应用探索方面稍显薄弱。
3、现代航空发动机制造的导向器叶片等具有复杂内部空心结构的零件，制造过程复杂、制造成本极高，导向器叶片通常采用整体铸造方式制备，有2联、3联甚至更多，苛刻（高温、高压）的服役环境，一段时间后在某些特定部位（如：叶片进、排气边）会出现裂纹、烧蚀故障，通常需要更换新品处理，局部故障导致整个零件报废，导致大量的财产损失，利用tlp工艺特点针对导向器叶片开发全新的拼接修复方法具有重要的现实意义。
技术实现思路
1、本发明的目的在于提供一种航空发动机高压涡轮导向叶片拼焊修复方法，以实现对受损的导向叶片进行局部修复，避免因局部损坏而整体更换的目的。
2、为了实现上述目的，本发明采用以下技术手段：
3、一种航空发动机高压涡轮导向叶片拼焊修复方法，包括以下步骤：
4、s1.将多联叶片切割为单联叶片；
5、s2.切除单联叶片损坏部位，并对切割面进行处理；
6、s3.与端口前处理后的补片进行拼接，并在拼接面覆盖中间层焊料；
7、s4.进行真空钎焊处理，钎焊完成后进行时效热处理；
8、在进行真空钎焊处理时，利用配重块对拼接后的单联叶片进行配重施压；
9、所述中间层焊料由cr、ni、w、b、co组成。
10、进一步的，所述中间层焊料由cr 21~23%、ni 9~11%、w 7~9%、b2~4%，其余为co组成。
11、其中，中间层采用co基焊料，一方面利用co基焊料来减少钎焊过程中形成的脆硬相，从而避免因为cr的加入，导致钎焊过程中形成大量脆硬相，焊接断面脆性过大，难以适应导向叶片在修复后的应用环境。
12、同时，cr的添加不仅能够增加焊料的耐蚀性，还能够促进整个中间层焊料与钴基高温合金之间的界面扩散，使得焊料与钴基高温合金具备稳定的界面结构。
13、作为优选的，所述中间层焊料为非晶态薄带，所述中间层焊料的厚度为0.02~0.05mm。
14、其中，焊料的厚度对于焊接性能有很大的影响。如果焊料的厚度过厚，在焊层中容易产生微裂纹，从而降低焊层的可靠性。而如果焊层过薄，则又容易出现虚焊以及界面结合稳定性下降的问题。因而本申请采用由cr 21~23%、ni 9~11%、w7~9%、b 2~4%，其余为co组成的非晶态薄带，以0.02~0.05mm作为焊料厚度，进行钎焊。使其应用在导向叶片的焊接修补中，能够兼顾焊接可靠性，和使用稳定性。让焊料在完成焊接后，能够满足导向叶片使用环境的要求。
15、更进一步的，在步骤s1中，对多联叶片的切割采用线切割、激光切割或水刀切割中的一种。
16、更进一步的，在步骤s2中，切割面采用铣削加工，切割面平行度小于0.03mm，铣削加工后单恋叶片的厚度减少原厚度的1/2。
17、更进一步的，在完成步骤s3后，进行步骤s4之间，还设置有中间层焊料定位电焊，电焊的电压为200v。
18、更进一步的，在步骤s4中，真空钎焊的钎焊温度为1100~1300℃，钎焊时间20~30h。
19、通过设置特定的温度，避免焊料在熔融流动的过程中，在焊层中出现空洞的情况。
20、更进一步的，在步骤s4中，时效处理的时效温度为800~900℃，时间为30~50h。
21、利用时效处理来避免钎焊过程中造成焊料内部产生裂纹。
22、本发明在使用的过程中，具有以下有益效果：
23、利用切割方式将多联（≥2）的导向器叶片进行拆分，去除故障部位，将合格部位重新利用，零件利用率提高50%以上；利用tlp扩散连接方式获得优异的接头性能；利用配重施压方式，将tlp扩散焊所需的焊缝压力转移至配重块，降低了对钎焊炉以及复杂工装的需求。
1.一种航空发动机高压涡轮导向叶片拼焊修复方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机高压涡轮导向叶片拼焊修复方法，其特征在于，所述中间层焊料由cr 21~23%、ni 9~11%、w 7~9%、b 2~4%，其余为co组成。
3.根据权利要求1或2所述的一种航空发动机高压涡轮导向叶片拼焊修复方法，其特征在于，所述中间层焊料为非晶态薄带，所述中间层焊料的厚度为0.02~0.05mm。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机高压涡轮导向叶片拼焊修复方法，其特征在于，在步骤s1中，对多联叶片的切割采用线切割、激光切割或水刀切割中的一种。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机高压涡轮导向叶片拼焊修复方法，其特征在于，在步骤s2中，切割面采用铣削加工，切割面平行度小于0.03mm，铣削加工后单恋叶片的厚度减少原厚度的1/2。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机高压涡轮导向叶片拼焊修复方法，其特征在于，在完成步骤s3后，进行步骤s4之间，还设置有中间层焊料定位电焊，电焊的电压为200v。
7.根据权利要求1或6所述的一种航空发动机高压涡轮导向叶片拼焊修复方法，其特征在于，在步骤s4中，真空钎焊的钎焊温度为1100~1300℃，钎焊时间20~30h。
8.根据权利要求1或7所述的一种航空发动机高压涡轮导向叶片拼焊修复方法，其特征在于，在步骤s4中，时效处理的时效温度为800~900℃，时间为30~50h。
