1激光再制造技術 
　　在航空維修領域，激光再制造將激光焊接與熔覆兩項技術作為基礎，以激光為主要熱源，并結合計算機與制造技術，對結構件上的不同損傷部位予以修復。其中，激光焊接主要在薄壁結構中使用，而激光熔覆主要在實體結構中使用。長時間以來，航空維修都使用TIG與MIG兩項焊接技術，尤其是對航空葉片進行的維修。這樣存在很實際問題，比如，對待維修處理葉片提出了很多要求與限制，很多葉片無法使用這些焊接技術進行維修，或在維修時因為熱損傷、變形與開裂導致葉片直接報廢，或因為修復過程中受到高溫作用導致性能大幅降低，使葉片的使用壽命被大幅縮短，降低可靠性。另外，采用這種焊接技術進行維修時，工作效率相對較低，表面成形質量很差，且加工工藝復雜，很難控制。 
　　激光再制造的出現和應用為航空維修領域提供了新的思想與方法。因其整個過程都能實現自動化，且不會產生太大的熱應力，基本沒有變形，可以對可焊性相對較差的材料進行維修。因其凝固與冷卻速度都很快，所以無論是維修區還是熱影響區，均能長時間保持相對較高的韌性及強度，進而獲得滿意的成果[1]。 
　　2在鋁合金構件中的運用 
　　對于鋁合金構件，當在含鹽霧、含塵和含水條件下使用時，可能產生腐蝕損傷現象，比如發動機的螺旋槳葉，其腐蝕損傷程度相對嚴重，隨時可能提前退出使用，導致飛機整體完好率明顯降低，引起不同程度的損失。對此，可借助激光熔覆技術對其進行修復，以恢復構件具有的性能。 
　　界面上激光熔池大部分熱量都由基體進行傳導，這一部位的溫度梯度可以達到大，在熔池凝固時界面部位往往開始結晶。因溫度梯度和界面保持垂直，所以這一部位晶體的具體生長方向是和界面相垂直。在界面上形成了晶核之后，枝晶將沿著逆向不斷向熔池當中繼續生長，在晶軸和界面相斜交的部分生長至一定程度之后，將會因為相鄰晶粒的影響而無法繼續生長，此時只剩下與界面相垂直的晶粒可以向液體金屬方向生長，終得到柱體形狀的晶組織。伴隨晶體前沿不斷向熔池內的推進，溫度梯度將明顯降低，使結晶的速度不斷增加，減小晶粒的尺寸，表現出一定多向趨勢[2]。 
　　對采用激光再制造技術修復完成的試樣和標準試樣實施疲勞對比試驗可知，采用激光熔鑄技術修復完成的試樣，其疲勞性能比標準試樣明顯下降，其原因為在熔鑄層當中存在缺陷，可能由此產生裂紋，處在熔鑄層底的部分晶體粒子表現出明顯應力開裂趨勢。另外，由于熔鑄后有殘余拉應力存在，所以會使裂紋產生和擴展都被明顯加速。 
　　3在轉子葉片中的運用 
　　對于轉子葉片，它在航空發動機中是一個重要零部件，因其屬于轉動速度較高的動部件，且數量較多、體型單薄、載荷較大、所處環境復雜，所以往往有很高的故障發生率。使轉子葉片失效損壞的原因包括疲勞破壞、腐蝕與磨損等。借助NiCrMoNb合金與二氧化碳熔覆技術修復基體表面，修復完成后經試驗可知失效葉片具有的耐磨性能比新品要高[3]。 
　　修復后，熔覆區和基體之間有良好結合，整條結合帶保持平滑，無裂紋，基體和熔覆層之間的浸潤性良好。在相鄰的兩個搭接部位有良好結合，整個過渡區均保持平滑。在結合帶上有一個白亮帶，是一個厚度很小的晶組織，帶寬在10-20μm范圍內。對于熔覆層晶離，其形狀主要有三種，分別為網狀、柱狀與枝狀。在熔覆層中與結合帶相靠近的晶例，一般是尺寸相對較大的柱狀晶組織。對柱狀晶而言，其晶軸和熔合線之間基本保持垂直，寬度在8-12μm范圍內，而軸向長度在50-60μm范圍內。在遠離結合帶一段距離后，與熔覆層表層相靠近的晶粒是尺寸較小的枝狀晶，還可以見到網狀晶不斷增多。對枝狀晶而言，其寬度在4-6μm范圍內，長度在20-30μm范圍內。熔覆區外層的晶格以網狀為主[4]。 
　　在磨損量方面，基體比熔覆層高很多。對熔覆層而言，其磨損量只有基體1/2左右。其主要原因在于熔覆層的顯微組織更加細小和致密。采用激光熔覆技術時，鐵、鉻、鉬等將完成奧氏體固溶強化;鋁等金屬將產生沉淀強化。此時熔覆層的表面并非硬度為大的部位，當與結合帶之間的距離減小時，硬度將明顯提高。硬度的峰值產生在與結合帶邊緣相靠近的部位，具體的硬度值為450Hv。 
　　4結語 
　　綜上所述，激光再制造的出現與應用能為航空維修領域提供新方法與新途徑，這項技術可以在不同的航空材料中廣泛應用，確保航空維修得以順利其可靠的進行。另外，這項技術的應用還能增強零件自身表面性能，從而提高再制造這項技術的經濟效益。伴隨激光再制造不斷成熟，技術本身的功能與性能都將得到不斷的完善和提高，這將為技術在航空裝備維修領域的進一步應用奠定良好基礎。目前，國外航空維修領域對這項技術的實際應用引起了高度關注。在這種情況下，我國也需要度其引起足夠的重視，根據具體情況制定與現有裝備相適應的技術體系。