CN104220211A - 部件孔处理方法以及具有经过处理的孔的航空航天部件 - Google Patents

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Abstract

一种处理金属部件(C)中的孔的方法，该方法依次包括以下步骤：在部件(C)中形成具有第一直径的孔；使用冷膨胀工艺使孔膨胀成第二直径，以便在包绕孔的材料中引入残余压缩应力；对孔喷丸强化；以及将孔最终加工成最终直径。

Description

部件孔处理方法以及具有经过处理的孔的航空航天部件
背景技术
本发明总体涉及航空航天部件并且更具体地涉及用于航空航天部件中的孔的制造方法。
例如燃气涡轮发动机的航空航天部件包括其中形成有钻孔和/或孔以接受紧固件或者用于其它目的的多个金属部件。在操作中，这些部件经受可能造成裂纹形成和部件故障的振动和循环反转负载。这些部件中特别引人注意的是低循环疲劳寿命(大体被定义为大致小于50,000循环)。
能够通过改进材料性能、降低部件局部应力、或者引入压缩残余应力来增加低循环疲劳寿命。通过部件几何形状改变能够实现局部应力减小，但是该方法可能不切实际或者增加部件重量，使得这对于飞行器发动机应用而言是不期望的。
在部件中引入压缩残余应力改进低循环疲劳寿命。存在多种引入压缩残余应力的已知方法。分体套筒(split sleeve)冷膨胀和/或喷丸强化引入压缩表面应力以改进疲劳寿命，但是仅有这些方法不可能为温度升高的应用改进疲劳裂纹形成寿命。滚压抛光引入压缩残余应力，但是当前的工艺不能够在升高的温度下具有减少的益处的情况下受到良好的控制。低塑性滚压抛光或者激光冲击喷丸强化引入直到升高温度也被保持的压缩残余应力，但是这些方法需要专用模具和/或监控软件来保证适当量的残余应力被引入部件中。
因此，存在对能够使用传统的制造工具并且受到良好控制的孔处理方法的需要。
发明内容
该需要由本发明解决，本发明提供孔处理的方法，包括分体套筒冷膨胀结合随后的材料去除、喷丸强化、和喷丸强化后材料去除到最终孔直径。
根据本发明的一个方面，一种处理金属部件中的孔的方法依次包括以下步骤：在部件中形成具有第一直径的孔；使用冷膨胀工艺使孔膨胀成第二直径，以便在包绕孔的材料中引入残余压缩应力；对孔喷丸强化；以及将孔最终加工成最终直径。
根据本发明的另一个方面，一种包括形成在其中的至少一个孔的航空航天部件，该孔依次由以下步骤形成：在部件中形成具有第一直径的孔；使用冷膨胀工艺使孔膨胀成第二直径，以便在包绕孔的材料中引入残留压缩应力；对孔喷丸强化；以及将孔最终加工成最终直径。
附图说明
本发明可以通过结合附图参照下文的描述得以最佳理解，在附图中：
图1是燃气涡轮发动机的半剖面示意图；
图2A和2B分别是经历钻削(drilling)工艺的部件的剖视图和正视图；
图3A和3B分别是经历扩孔(reaming)工艺的部件的剖视图和正视图；
图4A和图4B分别是经历冷加工工艺的部件的剖视图和正视图；
图4C是图4B的一部分的放大视图；
图5A和5B分别是经历扩孔工艺的部件的剖视图和正视图；
图6A和6B分别是经历喷丸强化工艺的部件的剖视图和正视图；以及
图7A和7B分别是经历喷丸强化后材料去除的部件的剖视图和正视图。
具体实施方式
参照附图，其中相同的附图标记在全部各个视图中表示相同的元件，图1示出了燃气涡轮发动机10。发动机10具有纵向轴线11并且包括风扇12、共同被称为“低压系统”的低压压缩机或“增压器”14以及低压涡轮(“LPT”)16。LPT16通过内部轴18(也被称为“LP轴”)驱动风扇12和增压器14。发动机10还包括共同被称为“燃气发生器”或“芯”的高压压缩机(“HPC”)20、燃烧器22、和高压涡轮(“HPT”)24。HPT24通过外部轴26(也被称为“HP轴”)驱动HPC20。高压系统和低压系统能够共同以已知的方式操作，以产生主要或核心流以及风扇流或旁通流。尽管图示的发动机10是高旁通涡扇发动机，但是本文中所描述的原理能够等同地应用于涡轮螺旋桨飞机、涡轮喷气发动机、和涡轴发动机以及用于其它的车辆或用于静止应用中的涡轮发动机。
发动机10包括多个金属部件，所述金属部件中形成有钻孔和/或孔以用于接受紧固件或用于其它目的。这种部件的非限制性例子包括风扇框架28和支柱30、压缩机外壳32、燃烧器外壳34、LPT外壳38、涡轮后部框架40、和HP转子(即轴26以及与轴26一起旋转的其它部件)。那些部件可以由已知的航空航天材料制成，例如钢、钴、钛合金、和镍基合金(包括“高温合金”)。制造上文所描述的部件中的若干部件的特种合金的例子是在商业上被称为INCONEL718(IN718)或直接老化(direct aged)718(DA718)的镍基沉淀硬化合金。下文将参照通用部件“C”来进一步描述本发明，其中应当理解，部件“C”代表上文所列出的部件或者其中形成有钻孔或孔的任何其它的金属部件。
一个或多个孔形成在部件C中并且随后如下地被处理：首先，(见图2A和2B)，孔50形成在部件C中。在图示的例子中，麻花钻(twistdrill)52被示为形成孔50。其它合适的形成孔的工艺的非限制性例子包括钻孔、激光钻削、放电加工(“EDM”)、或电解加工(“ECM”)。如图3A和3B中所示，孔50可以使用铰刀54或其它合适的工具来精加工。在这些工艺之后，孔50具有直径“D1”，该直径“D1”的尺寸比最终所需的直径小。
接下来(见图4A和4B)，使用冷膨胀(“CE”)来处理孔50。在图示的特定例子中，该工艺是分体套筒冷膨胀(“SSCE”)。这是其中具有单个纵向开缝的大体圆柱形套筒56被插入到孔50中的已知的工艺。包括具有放大横截面的头部60的芯棒(mandrel)58随后被推入或拉入通过套筒56。芯棒58使套筒56相对于孔50的钻孔径向向外地膨胀。
SSCE工艺使孔50膨胀成较大的直径“D2”并且冷加工孔50周围的材料以在其中引起残余的压缩应力。孔直径从D1至D2的示例性增大为大约4％。如本文中所使用的，术语“CE”旨在表示冷加工孔50并且还将包含使用具有两个或多个分体的套筒、不具有任何分体的形状记忆型套筒、或可调节膨胀芯棒的任何工艺。该步骤显著改进孔50的裂纹扩展寿命。
如图4C中可见的，使用分体套筒的SSCE工艺的塑性应变在套筒分体线的位置处在孔50中产生“膨胀材料(bulged material)”的小挤出脊62。部件C的材料特性可能在套筒分体线处不同并且能够比孔40的剩余部分周围的材料特性低级。在操作中，孔50将沿线“P”在两个直径相对的位置处并且还在沿着相对于线P定向成90度的线“A”的两个直径相对的位置处经历峰值应力。基于预测出的操作负载，在制造部件“C”时可以得知线“P”和“A”的位置(例如，孔50可能沿旋转盘中类似孔的线定位)。将开缝定位成相对于如图4C中所示的峰值应力位置成大约45度并不会不利地影响部件疲劳寿命。可以使用如图5A和5B中可见的传统的铰刀64或者其它合适的方法来去除挤出脊。包绕孔50的部件C的外部面“F”可以被机加工成平坦的，并且孔50的端部可以被倒角。
接下来，孔50经受喷丸强化，如图6A和6B中可见的。喷丸强化是其中小球(例如钢、玻璃、或陶瓷喷丸)的流在孔50的内部表面处在压力下被引导，以压紧表面并且阻止裂纹形成。示例性的喷丸强化工艺通过100％的覆盖范围在9N Almen强度下进行。在图示的例子中，偏转器喷枪66用于传输喷丸强化介质。用于对孔钻孔喷丸强化的其它技术也是已知的。
在喷丸强化之后，在孔50上执行最终加工步骤，如图7A和7B中可见。在该步骤期间去除最小量的材料，使孔50达到最终直径“D3”。在图示的例子中，通过已知类型的球柔性磨石68执行加工。材料去除的程度足以去除任何加工符号(marks)或者不期望的结构，例如裂纹的碳化物(cracked carbides)，而不抵消来自喷丸强化步骤的表面压紧的效果。示例性的从表面去除材料的程度是大约0.0076mm(0.0003英寸)。
在经受上文所描述的工艺的特定组合之后，最终的孔50具有显著改进的低循环疲劳寿命(考虑到裂纹形成和裂纹扩展二者)。测试已显示，相比具有未经处理的孔的部件，本文中所描述的方法能够将裂纹形成寿命改进2倍并且将裂纹扩展寿命改进5倍。在不增加部件重量或者改变部件材料的情况下，这是可能的。
上文已描述了形成和处理金属部件中的孔的方法。尽管已描述了本发明的特定实施例，但是对于本领域技术人员而言显而易见的是，能够在不偏离本发明的精神和范围的情况下对其做出各种改型。因此，仅为了说明的目的并且不是为了限制的目的提供上文对本发明的优选实施例以及用于实施本发明的最佳模式的描述。

Claims (15)

1.一种处理金属部件中的孔的方法，所述方法依次包括以下步骤：
在所述部件中形成具有第一直径的孔；
使用冷膨胀工艺使所述孔膨胀成第二直径，以便在包绕所述孔的材料中引入残余压缩应力；
对所述孔喷丸强化；以及
将所述孔最终加工成最终直径。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，使用其中具有至少一个纵向开缝的套筒来执行所述冷膨胀工艺。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，在使所述孔膨胀的步骤期间，所述套筒定向成使得所述至少一个纵向开缝定位成相对于所述孔中期望的峰值应力的位置成大约45度。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述方法还包括，在使所述孔膨胀的步骤之后，加工所述孔以去除所述冷膨胀工艺所挤出的过量材料。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，加工以去除过量材料的步骤包括扩孔。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，最终加工的步骤包括柔性珩磨工艺。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，形成孔的步骤包括钻削。
8.一种包括形成在其中的至少一个孔的航空航天部件，所述孔依次由以下步骤形成：
在所述部件中形成具有第一直径的孔；
使用冷膨胀工艺使所述孔膨胀成第二直径，以便在包绕所述孔的材料中引入残留压缩应力；
对所述孔喷丸强化；以及
将所述孔最终加工成最终直径。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，使用其中具有至少一个纵向开缝的套筒来执行所述冷却膨胀工艺。
10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，在使所述孔膨胀的步骤期间，所述套筒定向成使得所述至少一个纵向开缝定位成相对于所述孔中的期望的峰值环应力的位置成大约45度。
11.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，在使所述孔膨胀的步骤之后，加工所述孔以去除所述冷膨胀工艺所挤出的过量材料。
12.根据权利要求6所述的航空航天部件，其特征在于，加工以去除过量材料的步骤包括扩孔。
13.根据权利要求8所述的航空航天部件，其特征在于，最终加工的步骤包括珩磨工艺。
14.根据权利要求8所述的航空航天部件，其特征在于，形成孔的步骤包括钻削。
15.根据权利要求8所述的航空航天部件，其特征在于，所述部件包括镍基合金。
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