CN103320579A - 一种激光冲击飞机涡轮叶片的方法和装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种激光冲击飞机涡轮叶片的方法与装置，首先采用凹模与柔性垫片支撑飞机涡轮叶片背面，其次采用测厚装置测量飞机涡轮叶片各点对应的厚度，再次根据叶片材料特性、厚度和激光冲击强化参数的对应关系，确定飞机涡轮叶片各点所需的激光工艺参数，最后根据上述飞机涡轮叶片各点激光工艺参数实现对飞机涡轮叶片整个表面激光冲击强化。实施该方法的装置包括高功率脉冲激光器，飞机涡轮叶片，柔性垫片，凹模，三轴数控工作台，计算机控制系统，测厚装置。本发明可以使飞机涡轮叶片不发生变形与破裂，并获得均匀的残余压应力分布，适应于复杂曲面和厚度不均匀的飞机涡轮叶片强化，也可以拓展到汽轮机、水轮机叶片的激光冲击强化。
Description
技术领域
本发明涉及激光加工技术领域，具体涉及一种激光冲击强化技术。
背景技术
喷丸是一种提高金属材料特性的工艺。传统喷丸，通常是用机械的方法，例如锤击或者射击，使得金属表面产生塑性变形，因此在工件的表面产生残余压应力。但机械喷丸会引起工件表面变得粗糙，使得工件抗疲劳、抗腐蚀性能不能得到良好的提高。然而用激光脉冲替代弹珠作为喷丸工具，能更好在金属表面起到冲击强化作用。通常在激光冲击强化中，在工件的表面黏贴上一种不透明的涂层如，黑漆或者铝箔贴在金属表面上，用来吸收激光能量从而产生等离子体，并在吸收层上面添加一层透明的约束层，一般是水流或者玻璃，用来提高冲击波峰值压力，延长等离子爆炸时间。激光冲击强化技术因具有高效、清洁、灵活、非接触等特点而被广泛用于航空航天、核电站等工业中。
飞机涡轮叶片是航空发动机重要的零部件之一，具有结构复杂、品种多、数量大、对发动机性能影响大、设计制造周期长等特点，飞机涡轮叶片一般承受较大的工作应力和较高的工作温度，且应力和温度的变化比较频繁和剧烈，此外还有腐蚀和磨损的问题，对其工作条件的要求非常苛刻。因此，需要提高飞机涡轮叶片表面性能，增加飞机涡轮叶片的服役寿命。而对飞机涡轮叶片的强化，国内外也进行了不少的研究，其中激光冲击强化作为一种新兴技术被广泛用于提高航空涡轮叶片的疲劳强度、耐点蚀性能。
专利申请号为201210571414.0的发明专利，发明名称为：一种以综合手段提高叶片疲劳强度的方法，提出了一种用激光冲击、喷丸处理以及振动光饰三种工艺相结合的方法来提高叶片的疲劳强度。该专利虽然提供了一个很好的强化叶片方法，但工艺较复杂，不能很好地应用于生产中，也没有很好地解决叶片曲面形状冲击以及叶片在冲击过程中出现的变形问题，对于激光冲击涡轮叶片的不同厚度区域没有提出一个很好的工艺参数。现有激光冲击强化飞机涡轮叶片所采用的激光工艺参数单一，未考虑飞机涡轮叶片的厚度变化，使得不能在飞机涡轮叶片表面形成良好的残余压应力层。
发明内容
本发明的目的是提供一种激光冲击飞机涡轮叶片的方法和装置，为了解决飞机涡轮叶片曲面复杂难以进行激光冲击以及极易变形的问题，防止飞机涡轮叶片表面因为使用单一的激光工艺参数而导致强化效果差。
针对以上这些问题，本发明采用的技术方案如下：
一种激光冲击飞机涡轮叶片的方法，其特征在于，首先采用凹模与柔性垫片支撑飞机涡轮叶片背面，其次采用测厚装置测量飞机涡轮叶片各点对应的厚度，再次根据叶片材料特性、厚度和激光冲击强化参数的对应关系，确定飞机涡轮叶片各点所需的激光工艺参数，最后根据上述飞机涡轮叶片各点的激光工艺参数，实现对飞机涡轮叶片整个表面激光冲击强化，使飞机涡轮叶片不发生变形与破裂，获得均匀的残余压应力分布，具体步骤为：
步骤1，首先根据飞机涡轮叶片的叶背、叶盆型面结构，由五轴数控铣床在长方体上加工出与叶片叶背、叶盆型面相吻合的凹模；
步骤2，在凹模与飞机涡轮叶片之间放置有柔性垫片，用于缓冲激光冲击过程中飞机涡轮叶片与凹模碰撞；
步骤3，在飞机涡轮叶片待处理表面贴上柔性贴膜，作为激光能量的约束层与吸收层；
步骤4，用夹紧装置将激光待处理表面贴有柔性贴膜的飞机涡轮叶片、柔性垫片、凹模从上到下依次压紧，固定在三轴数控工作台上；
步骤5，根据飞机涡轮叶片材料特性确定激光冲击飞机涡轮叶片的工艺路线以及激光光斑半径、激光脉冲宽度、激光重复频率；
步骤6，以飞机涡轮叶片的叶根处最下角为原点，建立起飞机涡轮叶片表面的二维坐标系，以前缘方向为X轴方向作为横坐标，与X轴垂直方向为Y方向作为纵坐标，横坐标和纵坐标上刻度间距均为激光光斑半径；得到飞机涡轮叶片上激光冲击工艺路线随对应的每个冲击点位置(X,Y)，然后控制三轴数控移动工作台将飞机涡轮叶片移动到测厚装置的下方，对每个冲击点位置(X,Y)的叶片厚度进行测量，得到激光冲击工艺路线上每个激光冲击点对应的飞机涡轮叶片厚度Z，从而在飞机涡轮叶片表面每个激光冲击点形成一个三维坐标值(X,Y,Z)；
步骤7，激光能量E=能量因子K×厚度Z×光斑面积S，根据测出的飞机涡轮叶片每个冲击点的三维坐标值(X,Y,Z)和激光光斑半径计算获得飞机涡轮叶片每个冲击点需采用的激光能量；
步骤8，用计算机控制系统调节控制上述飞机涡轮叶片各点位置(X,Y,Z)对应的激光工艺参数(激光能量、激光光斑半径、激光脉冲宽度和激光重复频率)，最终实现对飞机涡轮叶片整个表面的激光冲击强化。
所述的柔性垫片的厚度为0.5-1 mm，面积要与飞机涡轮叶片的面积相当。
所述的激光能量E在0.1-10 J之间，激光光斑半径为1-2 mm，激光脉冲宽度为10-15 ns。
所述的能量因子K=1300 J/cm3。
一种实施所述激光冲击飞机涡轮叶片方法的装置，其特征在于，包括计算机控制系统(1)，激光器电源(2)，高功率脉冲激光器(3)，45°全反镜(4)，透射镜(5)，柔性贴膜(6)，飞机涡轮叶片(7)，柔性垫片(8)，凹模(9)，夹紧座(10)，三轴数控工作台(11)，测厚装置(12)；其中与计算机控制系统(1)相连的有三轴数控工作台(11)、测厚装置(12)和激光器电源(2)；高功率脉冲激光器(3)出光前方装有45°全反镜(4)，45°全反镜(4)下方设有透射镜(5)；柔性贴膜(6)贴在飞机涡轮叶片(7)上；飞机涡轮叶片(7)、柔性垫片(8)和凹模(9) 从上到下依次被夹紧座(10)压紧；夹紧座(10)被固定在三轴数控工作台(11)上。
本发明具有有益效果。本发明选用柔性贴膜作为激光冲击的约束层与吸收层，这种柔性贴膜作为吸收层和约束层，能达到均匀的冲击效果。本发明提出凹模来吻合飞机涡轮叶片，将柔性垫片防止在凹模与飞机涡轮叶片之间，起到一个缓冲的作用，能够防止凹模与飞机涡轮叶片受冲击波作用碰撞造成的破坏，很好地解决了激光冲击强化飞机涡轮叶片表层对应的固定和碰撞问题。本发明根据测厚装置实现飞机涡轮叶片表面所有冲击点的厚度，然后依据叶片材料特性、各冲击点厚度和激光冲击强化参数的对应关系，确定飞机涡轮叶片各点所需的激光工艺参数，最后根据上述飞机涡轮叶片各点位置和对应的激光工艺参数，实现对飞机涡轮叶片整个表面激光冲击强化，在飞机涡轮叶片表面形成均匀的残余压应力层，能显著提高飞机涡轮叶片的强度、抗磨损、抗腐蚀和抗疲劳性能，适合于复杂曲面的飞机涡轮叶片的冲击强化，也可以应用于汽轮机、水轮机等不均匀叶片的激光冲击强化。
附图说明
图1为激光冲击飞机涡轮叶片的示意图
图2 为飞机涡轮叶片平面图
图中：1-计算机控制系统 2-激光器电源 3-高功率脉冲激光器 4-45°全反镜 5-透射镜 6-柔性贴膜 7-飞机涡轮叶片 8-柔性垫片 9-凹模 10-夹紧座 11-三轴数控工作台 12-测厚装置。
具体实施方式
下面结合图1和图2详细说明本发明提出的具体装置的细节与工作情况。
实施例一
本发明进行激光冲击飞机涡轮叶片的装置包含：高功率脉冲激光器3，柔性贴膜6，飞机涡轮叶片7，垫片8，凹模9，三轴数控工作台11，计算机控制系统1，测厚装置12。激光器系统由激光器电源2、高功率脉冲激光器3，45°全反镜4、透射镜5组成。夹紧座10用于夹紧飞机涡轮叶片7的榫头，确保飞机涡轮叶片7与凹模9紧密贴合。夹紧装置10被固定在三轴数控工作台11上，柔性贴膜6为约束层和吸收层。计算机控制装置1控制三轴数控工作台11、高功率脉冲激光器3和测厚装置12，按区域冲击直到整个飞机涡轮叶片7目标表面加工完成。测厚装置12用来测出飞机涡轮叶片7的厚度，并将测出的数据反馈到计算机控制系统1并确定激光冲击的工艺参数。
实施例二
实施一种激光冲击强化飞机涡轮叶片的方法的具体步骤为：
(1)用UG、PRO/E等三维软件进行飞机涡轮叶片7实体造型, 飞机涡轮叶片为IN853镍基高温合金，飞机涡轮叶片7最大的厚度为2mm，,前缘与后缘的最薄区域为0.25mm，加工出凹模9，并对凹模9进行打磨，去毛刺；
(2)将凹模9放置在三轴数控工作台11上，紧接着在凹模上面放置0.5 mm柔性垫片8，再将飞机涡轮叶片7放置在柔性垫片8的上方，确保飞机涡轮叶片7、柔性垫片8和凹模9之间紧密贴合，最后用夹紧装置10固定住飞机涡轮叶片7的榫头；
(4)将0.1 mm厚的柔性贴膜6粘附在已经被固定的飞机涡轮叶片7表面；
(5) 通过计算机控制装置1控制三轴数控工作台11移动到测厚装置12下方，采用德国CASATI AT800激光测厚仪，激光波长为650nm，测出如图2中光斑101-104所对应的飞机涡轮叶片厚度，光斑101-104所对应的厚度如下表1所示；
(6) 通过计算机控制装置1设定高功率脉冲激光器3的工艺参数和控制三轴数控工作台11移动到激光束下方，采用Nd：YAG激光器，激光波长为1064 nm，脉冲宽度为10 ns，激光光斑半径为1 mm，激光能量和功率密度如下表1所示，冲击如图2中飞机涡轮叶片7的Area1；
(7) 重复步骤5,6继续冲击飞机涡轮叶片7的Area2和Area3部分，完成飞机涡轮叶片7的强化。
表1 叶片冲击点厚度与激光能量和功率密度对应值
| 厚度(mm) | 能量(J) | 功率密度(GW/cm2) |
| 0.27 | 1.10 | 3.50 |
| 0.40 | 1.63 | 5.19 |
| 0.48 | 1.93 | 6.15 |
| 0.56 | 2.26 | 7.20 |
实施例三
将实施例二中的高功率脉冲激光器3参数改变为激光能量和功率密度如下表3所示，光斑半径为1.5 mm 和激光脉冲宽度为12 ns，柔性垫片为0.8mm，其他方法和步骤不变。
表2 叶片冲击点厚度与激光能量和功率密度对应值
| 厚度(mm) | 能量(J) | 功率密度(GW/cm2) |
| 0.27 | 2.48 | 2.93 |
| 0.40 | 3.67 | 4.33 |
| 0.48 | 4.41 | 5.20 |
| 0.56 | 5.14 | 6.06 |
实施例四
将实施例二中的高功率脉冲激光器3参数改变为激光能量和功率密度如下表2所示，光斑半径为2 mm 和激光脉冲宽度为15 ns，柔性垫片为1mm，其他方法和步骤不变。
表3 叶片冲击点厚度与激光能量和功率密度对应值
| 厚度(mm) | 能量(J) | 功率密度(GW/cm2) |
| 0.27 | 4.41 | 2.34 |
| 0.40 | 6.53 | 3.47 |
| 0.48 | 7.84 | 4.16 |
| 0.56 | 9.14 | 4.85 |
Claims (5)
1.一种激光冲击飞机涡轮叶片的方法，其特征在于，首先采用凹模与柔性垫片支撑飞机涡轮叶片背面，其次采用测厚装置测量飞机涡轮叶片各点对应的厚度，再次根据叶片材料特性、厚度和激光冲击强化参数的对应关系，确定飞机涡轮叶片各点所需的激光工艺参数，最后根据所述飞机涡轮叶片各点激光工艺参数实现对飞机涡轮叶片整个表面激光冲击强化，使飞机涡轮叶片不发生变形与破裂，获得均匀的残余压应力分布，具体步骤为：
步骤1，首先根据飞机涡轮叶片的叶背、叶盆型面结构，由五轴数控铣床在长方体上加工出与叶片叶背、叶盆型面相吻合的凹模；
步骤2，在凹模与飞机涡轮叶片之间放置有柔性垫片，用于缓冲激光冲击过程中飞机涡轮叶片与凹模碰撞；
步骤3，在飞机涡轮叶片待处理表面贴上柔性贴膜，作为激光能量的约束层与吸收层；
步骤4，用夹紧装置将激光待处理表面贴有柔性贴膜的飞机涡轮叶片、柔性垫片、凹模从上到下依次压紧，固定在三轴数控工作台上；
步骤5，根据飞机涡轮叶片材料特性确定激光冲击飞机涡轮叶片的工艺路线以及激光光斑半径、激光脉冲宽度、激光重复频率；
步骤6，以飞机涡轮叶片的叶根处最下角为原点，建立起飞机涡轮叶片表面的二维坐标系，以前缘方向为X轴方向作为横坐标，与X轴垂直方向为Y方向作为纵坐标，横坐标和纵坐标上刻度间距均为激光光斑半径；得到飞机涡轮叶片上激光冲击工艺路线随对应的每个冲击点位置(X,Y)，然后控制三轴数控移动工作台将飞机涡轮叶片移动到测厚装置的下方，对每个冲击点位置(X,Y)的叶片厚度进行测量，得到激光冲击工艺路线上每个激光冲击点对应的飞机涡轮叶片厚度Z，从而在飞机涡轮叶片表面每个激光冲击点形成一个三维坐标值(X,Y,Z)；
步骤7，激光能量E=能量因子K×厚度Z×光斑面积S，根据测出的飞机涡轮叶片每个冲击点的三维坐标值(X,Y,Z)和激光光斑半径计算获得飞机涡轮叶片每个冲击点需采用的激光能量；
步骤8，用计算机控制系统调节控制上述飞机涡轮叶片各点位置(X,Y,Z)对应的激光工艺参数(激光能量、激光光斑半径、激光脉冲宽度和激光重复频率)，最终实现对飞机涡轮叶片整个表面的激光冲击强化。
2. 一种如权利要求1所述的激光冲击飞机涡轮叶片的方法，其特征在于，所述的柔性垫片的厚度为0.5-1 mm。
3. 一种如权利要求1所述的激光冲击飞机涡轮叶片的方法，其特征在于，所述的激光能量E在0.1-10 J之间，激光光斑半径为1-2 mm，激光脉冲宽度为10-15 ns。
4. 一种如权利要求1所述的激光冲击飞机涡轮叶片的方法，其特征在于，所述能量因子K=1300J/cm3。
5. 一种实施权利要求1所述激光冲击飞机涡轮叶片方法的装置，其特征在于，包括计算机控制系统(1)，激光器电源(2)，高功率脉冲激光器(3)，45°全反镜(4)，透射镜(5)，柔性贴膜(6)，飞机涡轮叶片(7)，柔性垫片(8)，凹模(9)，夹紧座(10)，三轴数控工作台(11)，测厚装置(12)；其中与计算机控制系统(1)相连的有三轴数控工作台(11)、测厚装置(12)和激光器电源(2)；高功率脉冲激光器(3)出光前方装有45°全反镜(4)，45°全反镜(4)下方设有透射镜(5)；柔性贴膜(6)贴在飞机涡轮叶片(7)上；飞机涡轮叶片(7)、柔性垫片(8)和凹模(9) 从上到下依次被夹紧座(10)压紧；夹紧座(10)被固定在三轴数控工作台(11)上。
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