CN104962722B - 涡轮转子叶片榫齿激光冲击强化方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种涡轮转子叶片榫齿激光冲击强化方法，涡轮转子叶片包括叶片部和与叶片部底部相接的圆柱部，圆柱部的一面上设置榫齿部，榫齿部与圆柱部相连接处为R区，包括对R区和靠近R区的榫齿部分别进行激光冲击强化，激光冲击强化条件为激光功率密度3.3～7.96GW/cm²，搭接率为65～100％。本发明提供的工艺方法通过调整激光冲击强化方法和激光功率密度和搭接率，使得处理后的构件表面粗糙度、硬度、残余应力和显微组织等各项性能达到最优，有效提高所得叶片在530℃下的疲劳性能，延长了使用寿命，避免了疲劳断裂的频繁发生。

Description

涡轮转子叶片榫齿激光冲击强化方法

技术领域

本发明涉及航空领域，特别地，涉及一种涡轮转子叶片榫齿激光冲击强化方法。

背景技术

激光冲击强化(LSP)，又叫激光喷丸，是一种新型的材料表面强化技术，利用强激光诱导产生的冲击波力学效应对材料进行加工，具有高压、高能、超快和超高应变率等特点。其形成的残余压应力层能有效地消除材料内部的应力集中并抑制裂纹的萌生和扩展，能够显著提高金属零件的疲劳寿命以及抗腐蚀和耐磨损能力。大量的研究证明激光冲击强化技术是延长裂纹萌生时间，降低裂纹扩展速度，提高材料寿命的有效手段。但现有技术中，对于可用于涡轮转子叶片的激光冲击工艺，没有任何描述。

对于激光冲击强化方法，例如CN201310384555.6中公开了一种飞机叶片榫齿底部平面激光冲击强化方法和装置，该方法需要借助导流喷射装置和抽水装置对激光强化过程中的叶片榫槽底部进行冲击，从而消除榫槽内产生的等离子体屏蔽效应，使得激光能直达槽底。该方法所需装置复杂，且不能实现对叶片榫槽与叶片部相接处的强化效果，无法有效提高叶片的使用寿命和疲劳强度。

发明内容

本发明提供一种涡轮转子叶片榫齿激光冲击强化方法，以解决现有技术中涡轮转子叶片使用寿命较短，使用过程中容易产生裂纹断裂的技术问题。

本发明提供了一种涡轮转子叶片榫齿激光冲击强化方法，涡轮转子叶片包括叶片部和与叶片部底部相接的圆柱部，圆柱部的一面上设置榫齿部，榫齿部与圆柱部相连接处为R区，包括对R区和靠近R区的榫齿部分别进行激光冲击强化，激光冲击强化条件为激光功率密度3.3～7.96GW/cm²，搭接率为65～100％。

进一步地，激光功率密度为4.3～7.96GW/cm²。

进一步地，激光功率密度为3.3～4.3GW/cm²。

进一步地，激光冲击强化方法重复进行3次。

进一步地，涡轮转子叶片R区的工作温度为530℃。

进一步地，方法包括以下步骤：1)首先对榫齿部和R区进行梯度激光冲击强化；2)之后对圆柱部上与榫齿部相对设置的平面和榫齿部进行错位激光冲击强化，得到强化涡轮叶片；平面与榫齿部的激光能量差为1.5～2.5J；梯度激光冲击强化是指所用激光能量从榫齿部向叶片部均匀下降。

进一步地，平面与榫齿部彼此横向错开25～35％，激光投影前聚焦光斑尺寸为∮2.8～3.2mm，所用激光波长为1064nm，激光脉冲波形脉宽为18～22ns，激光脉冲频率1Hz。

本发明具有以下有益效果：

本发明提供的工艺方法通过调整激光冲击强化方法中所用激光功率密度，使得处理后的表面粗糙度、硬度、残余应力和显微组织等各项性能达到最优，且有效提高了所得叶片在530℃下的疲劳性能，延长了叶片的使用寿命，避免了叶片疲劳断裂的频繁发生。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是本发明待处理涡轮转子叶片R区局部剖视示意图；

图2是本发明优选实施例的叶片部双面错位激光冲击强化操作示意图；

图3是本发明优选实施例的涡轮转子叶片榫齿面激光冲击光斑布置与路径设置示意图；以及

图4是本发明优选实施例中实验过程中所用复合疲劳试验载荷谱。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。

若未特别指明，实施例中所用的技术手段为本领域技术人员所熟知的常规手段。

本发明提供的激光冲击强化方法通过对涡轮转子叶片上榫齿部与圆柱部相转接处进行处理，在不影响叶片各项性能的前提下，实现对涡轮转子叶片使用寿命的提高。涡轮转子叶片包括叶片部和与叶片部底面相接的圆柱部，圆柱部的一面上设置有具有排气作用的榫齿结构。榫齿结构为枞树状，多通过锉、铣、磨等工艺获得。经分析发现叶片故障产生的主要原因是叶片一端表面上设置的榫齿结构与圆柱部相接处存在较深的机械加工锉痕，导致局部应力集中，使得叶片在使用过程中容易出现断裂。涡轮发动机中的转子叶片在使用过程中易出现裂纹。而对于该裂纹的检测又较困难，如果不能及时检测到或无法使用可靠性较高的叶片，则在无法实时检测叶片表面裂纹的情况下，继续使用该叶片甚至容易发生断裂失效的情况。现有技术中，为了降低榫头部的应力，多通过将叶片的叶冠部位切去了1/3，并对榫齿结构靠近叶片部的第一榫齿转接处，设置沿齿形的倒角，将榫头部位的表面粗糙度提高到Ra0.8。将按上述方法改进的叶片用于发动机内，并每隔一定使用周期在发动机上采用内窥镜和原位涡流探伤的方法进行监控，发现叶片依然容易出现裂纹。说明该方法并不能有效减少叶片榫齿结构处的裂纹产生，无法从根本上保证涡轮转子叶片在使用过程中不出现断裂。

本发明提供的涡轮转子叶片榫齿激光冲击强化方法，涡轮转子叶片包括叶片部和与叶片部底部相接的圆柱部，圆柱部的一面上设置榫齿部，榫齿部与圆柱部相连接处为R区，包括对R区和靠近R区的榫齿部分别进行激光冲击强化，激光冲击强化条件为激光功率密度3.3～7.96GW/cm²，搭接率为65～100％。

显然对于该部分结构进行激光冲击强化的其他条件可以与现有技术中的条件相同。采用该激光功率密度进行激光冲击强化，可以提高材料的显微硬度和深度，使材料内部形成多层具有增强材料抗拉伸强度作用的孪晶层，影响深度可到200微米。在提高材料各项性能的同时，还能降低激光冲击对构件表面造成的损伤，降低表面粗糙度过高。同时激光冲击对构件造成的表面残余应力在该条件下可在叶片后续工作过程中，得到释放，防止残余应力对构件的不良影响。激光冲击强化后材料的冷作硬化率可低至3～5％，可在较低的冷作硬化率下产生高密度的位错和较深的残余应力层，提高所用叶片材料的组织和力学性能的热稳定性较好。优选所用材料为镍基高温合金。所处理涡轮转子叶片的榫齿部仅处于圆柱部的一侧面上，榫齿部的相对侧面为平面。所处理R区处于圆柱部具有榫齿部的一面上，榫齿部最后一个榫齿与圆柱部相接处，之后R区经过过渡与叶片部相接处。

采用上述工艺进行激光冲击，叶片R区的组织内没有发生回复及再结晶现象，强化组织和微观应力效果较稳定，不会受到后续使用的影响。

优选经过处理后的叶片的榫齿部的工作温度为530℃。此时叶片经上述激光冲击产生的残余压应力得到彻底释放，同时避免材料表面经激光冲击强化产生的微观组织形貌消失。

参见图1，本发明提供的激光冲击强化方法的处理对象为R区。涡轮转子叶片包括叶片部120和榫齿部110。榫齿部110位于圆柱部的一面上。叶片部120的底部121与圆柱部相连接。榫齿部110与圆柱部的相接处为R区。为了加工方便，该叶片底部121设置伸根段与榫齿110相连接，而整个R区在使用过程中发现极易断裂。而R区并不同于榫齿的槽底，R区是榫齿部与叶片部紧密连接的区域，存在着巨大的离心力和接触应力，是涡轮叶片的高应力区，容易在使用中产生裂纹直至断裂。而榫头的槽底与涡轮盘之间存在间隙，且不存在接触应力，属于低应力区，因而适用于处理榫槽槽底的处理方法并不能实现对R区疲劳强度的提高。

对该R区按上述参数进行激光冲击强化，可以实现对R区的显微硬度提高7％～10％，影响深度超过0.8mm，最高可达到1.8mm。

优选激光功率密度为3.3～4.3GW/cm²时，R区的显微硬度提高效果较优，此时高压冲击波在材料内部传播，引起材料高应变率动态响应，使材料内部微观组织和结构发生变化，经过金相电镜、扫描电镜和透射电镜等不同方法对不同激光参数的冲击试件进行微观组织分析表明，激光冲击后材料没有形成新相，未发生相变，材料表层孪晶增多，影响深度达200微米。

更优选在此条件下对R区的激光冲击强化重复进行3次，此时R区的残余应力达到饱和，显微硬度提高达到最大和最深。

优选激光功率密度为4.3～7.96GW/cm²。按此条件进行处理，可以降低涡轮转子叶片表面的粗糙度，使经处理后涡轮转子叶片表面粗糙度满足叶片的粗糙度要求，与未经处理的涡轮叶片相比所形成的微观改变可忽略。

微量合金元素和杂质使激光冲击形成的晶粒更细化(甚至纳米)，材料具有较好的热稳定性。优选所用材料的基体是Ni，其中还含有多种微量合金元素：C、Cr、Al、Ti、Fe、Nb、Mg和Zr以及杂质元素：B、Ce、Mn、Si、P、S等。对此材料使用上述混合进行激光冲击强化可以使Ni基中所含材料与其他金属材料相互融合提高对R区处理后的强化效果。

参见图2，具体的，本发明提供的方法包括以下步骤：

1)首先对榫齿部和R区进行梯度激光冲击强化；

2)之后对圆柱部上与榫齿部相对设置的平面和榫齿部进行错位激光冲击强化，得到强化涡轮叶片；平面与榫齿部的冲击能量差为1.5～2.5J。

平面与榫齿部的冲击能量差为1.5～2.5J。按此强度差进行冲击，可以有效防止所得涡轮叶片在激光冲击强化过程中发生宏观形变，并能保持被冲击表面的粗糙度，降低表面残余应力，提高冲击表面的疲劳强度。

优选的，平面与榫齿部彼此横向错开25～35％，激光投影前聚焦光斑尺寸为∮2.8～3.2mm，所用激光波长为1064nm，激光脉冲波形脉宽为18～22ns，激光脉冲频率1Hz。按此进行激光冲击强化，可有效避免叶片发生宏观形变，提高经过处理后叶片的使用寿命。更优选都可以面与第二面横向错开30％。激光投影前聚焦光斑尺寸为∮3mm，激光波长1064nm，激光脉冲波形脉宽20nm，激光脉冲频率1Hz。按此条件处理后所得涡轮叶片的使用寿命达到最高。

按此步骤依序进行激光冲击强化，可以避免所得涡轮转子叶片发生宏观形变和损伤。步骤1)参见图3，梯度激光冲击强化是指所用激光的能量密度和搭接率从榫齿部向叶片部均匀下降。二者同时下降能防止该处发生宏观形变。同时还能均匀激光冲击强化区域的应力梯度，防止叶片局部应力梯度过导致应力集中。

优选所用激光能量沿图3中箭头所示方向降低。梯度激光冲击强化的激光能量从榫齿部向叶片部降低，可以提高R区的材料疲劳强度，延长使用寿命。

采用上述方法可以有效防止由于对榫齿部的强化导致榫头部位产生宏观变形。影响强化后叶片的正常使用。

实施例

以下实施例中所用设备和材料均为市售。其他未公开参数请参阅CN201410143616.4中公开的参数进行。

实施例1

1)对需要进行强化的涡轮叶片进行检验和清洗；

2)激光器进入准备阶段，调整激光器中相应参数，激光冲击强化参数为：激光波长1064nm，激光脉冲频率1Hz，激光脉冲波形波宽22nm，激光投影前聚焦光斑尺寸∮3.2mm。在待处理叶片表面相应区域上，采用水形成约束层，所形成的约束层厚度为5mm，水压为0.04MPa。激光功率密度7.96GW/cm²，搭接率为100％。

3)在待处理叶片表面粘贴吸收保护层，以铝泊作为吸收保护层；

4)将叶片装夹在激光器上，并对待处理部位进行定位，之后按上述条件对叶片进行冲击强化。处理时，所用激光能量和搭接率从榫齿部向叶片部均匀下降。榫齿部靠近R区的榫齿的激光能量为4.5J，递减至R区时激光能量为3.5J。与榫齿部相对的平面上的激光能量与榫齿部的激光能量差为2.5J，冲击区域与榫齿部的冲击区域横向错开35％。

5)对激光过程异常情况进行处理，对激光冲击区域完整性进行检查，对激光冲击区域的损伤进行检查；

6)对激光冲击区域的微观组织和宏观变形分别进行检测，并对所得叶片进行装机实验。

实施例2

1)对需要进行强化的涡轮叶片进行检验和清洗；

2)激光器进入准备阶段，调整激光器中相应参数，激光冲击强化参数为：激光波长1064nm，激光脉冲频率1Hz，激光脉冲波形波宽18nm，激光投影前聚焦光斑尺寸∮2.8mm。在待处理叶片表面相应区域上，采用水形成约束层，所形成的约束层厚度为0.5mm，水压为0.04MPa。激光功率密度3.3GW/cm²，搭接率为65％。

3)在待处理叶片表面粘贴吸收保护层，以黑漆作为吸收保护层；

4)将叶片装夹在激光器上，并对待处理部位进行定位，之后按上述条件对叶片进行冲击强化。处理时，所用激光能量和搭接率从榫齿部向叶片部均匀下降。榫齿部靠近R区的榫齿的激光能量为3.5J，搭接率为65％，递减至R区时激光能量为2.5J，搭接率为100％。与榫齿部相对的平面上的激光能量与榫齿部的激光能量差为1.5J，冲击区域与榫齿部的冲击区域横向错开25％。

5)对激光过程异常情况进行处理，对激光冲击区域完整性进行检查，对激光冲击区域的损伤进行检查；

6)对激光冲击区域的微观组织和宏观变形分别进行检测，并对所得叶片进行装机实验。

实施例3

1)对需要进行强化的涡轮叶片进行检验和清洗；

2)激光器进入准备阶段，调整激光器中相应参数，激光冲击强化参数为：激光波长1064nm，激光脉冲频率1Hz，激光脉冲波形波宽20nm，激光投影前聚焦光斑尺寸∮3mm。在待处理叶片表面相应区域上，采用水形成约束层，所形成的约束层厚度为1mm，水压为0.04MPa。激光功率密度4.3GW/cm²，搭接率为100％。

3)在待处理叶片表面粘贴吸收保护层，以胶带作为吸收保护层；

4)将叶片装夹在激光器上，并对待处理部位进行定位，之后按上述条件对叶片进行冲击强化。处理时，所用激光能量和搭接率从榫齿部向叶片部均匀下降。榫齿部靠近R区的榫齿的激光能量为3.5～4.5J，递减至R区时激光能量为2.5～3.5J。与榫齿部相对的平面上的激光能量与榫齿部的激光能量差为1.5～2.5J，冲击区域与榫齿部的冲击区域横向错开25～35％。

5)对激光过程异常情况进行处理，对激光冲击区域完整性进行检查，对激光冲击区域的损伤进行检查；

6)对激光冲击区域的微观组织和宏观变形分别进行检测，并对所得叶片进行装机实验。

实施例4

1)对需要进行强化的涡轮叶片进行检验和清洗；

2)激光器进入准备阶段，调整激光器中相应参数，激光冲击强化参数为：激光波长1064nm，激光脉冲频率1Hz，激光脉冲波形波宽21nm，激光投影前聚焦光斑尺寸∮3.1mm。在待处理叶片表面相应区域上，采用水形成约束层，所形成的约束层厚度为4mm，水压为0.04MPa。激光功率密度5GW/cm²，搭接率为100％。

3)在待处理叶片表面粘贴吸收保护层，以铝泊、黑漆或胶带作为吸收保护层；

4)将叶片装夹在激光器上，并对待处理部位进行定位，之后按上述条件对叶片进行冲击强化。处理时，所用激光能量和搭接率从榫齿部向叶片部均匀下降。榫齿部靠近R区的榫齿的激光能量为4.1J，递减至R区时激光能量为2.8J。与榫齿部相对的平面上的激光能量与榫齿部的激光能量差为2.3J，冲击区域与榫齿部的冲击区域横向错开30％。

5)对激光过程异常情况进行处理，对激光冲击区域完整性进行检查，对激光冲击区域的损伤进行检查；

6)对激光冲击区域的微观组织和宏观变形分别进行检测，并对所得叶片进行装机实验。

对比例1

与实施例1的区别在于，未进行激光冲击强化处理。

对实施例1～4和对比例1中所得涡轮转子叶片进行检测，检测合格的涡轮转子叶片按照图4中所示复合疲劳试验载荷谱，在1.5mm、1.6mm、1.7mm、1.9mm、2.1mm，5个振幅下开展高、低周高温复合疲劳试验。实验中所用振动应力分别为297Mpa、314Mpa、336Mpa、376Mpa、416Mpa。低周载荷峰值为46.2KN。并在1.7mm振幅下进行了成组寿命分散性试验，试验温度为530℃。

对50片涡轮转子叶片分别按实施例1～4和对比例1的方法进行激光冲击强化。所得结果为各叶片检测结果的平均值。所得结果及其分析列于表1中。仅对涡轮转子中所需叶片全部按实施例1的方法进行激光冲击强化，并对其进行疲劳寿命试验。为保证实验结果的准确性，该涡轮转子中所用叶片未检测未进行激光冲击强化时的疲劳寿命。

表1涡轮转子叶片疲劳寿命结果分析表

由表1可见，对于未进行激光冲击强化处理的叶片安全寿命较低，而按本发明提供的方法进行激光冲击强化后，叶片易断裂部位得到强化后，安全寿命提高了2倍以上。经过处理后涡轮转子叶片的安全寿命提高后，集中分散于安全寿命平均值附近，说明采用该工艺进行激光冲击强化后，叶片强化效果具有可重复性。

分析发现，激光强化后其疲劳寿命明显提高，达到未强化叶片的两倍以上。激光冲击强化显著提高涡轮转子叶片的疲劳寿命，冲击所产生的残余压应力和微观组织变化(高密度位错和晶粒细化、纳米化)减缓了疲劳裂纹的萌生，可以大大减少实际叶片在使用中产生的裂纹和断裂故障。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种涡轮转子叶片榫齿激光冲击强化方法，所述涡轮转子叶片包括叶片部和与所述叶片部底部相接的圆柱部，所述圆柱部的一面上设置榫齿部，所述榫齿部与所述圆柱部相连接处为R区，其特征在于，包括对所述R区和靠近所述R区的所述榫齿部分别进行激光冲击强化，所述激光冲击强化条件为激光功率密度3.3～7.96GW/cm²，搭接率为65～100％；

所述方法包括以下步骤：

1)首先对所述榫齿部和所述R区进行梯度激光冲击强化；

2)之后对所述圆柱部上与所述榫齿部相对设置的平面和所述榫齿部进行错位激光冲击强化，得到强化涡轮叶片；

所述平面与所述榫齿部的激光能量差为1.5～2.5J；所述梯度激光冲击强化是指所用激光能量从所述榫齿部向所述叶片部均匀下降。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述激光功率密度为4.3～7.96GW/cm²。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述激光功率密度为3.3～4.3GW/cm²。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述激光冲击强化方法重复进行3次。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述涡轮转子叶片R区的工作温度为530℃。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述平面与所述榫齿部彼此横向错开25～35％，激光投影前聚焦光斑尺寸为∮2.8～3.2mm，所用激光波长为1064nm，激光脉冲波形脉宽为18～22ns，激光脉冲频率1Hz。