CN106048143B - 一种航空发动机叶片边缘预变形激光喷丸强化的方法 - Google Patents

一种航空发动机叶片边缘预变形激光喷丸强化的方法 Download PDF

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Abstract

飞机涡轮叶片是航空发动机的核心部件之一，其疲劳寿命直接决定了发动机的使用寿命，在发动机运行时，叶片承受气体负载和质量惯性力，还承受由温差引起的热载荷,在发动机启动、停车、状态变化或飞机飞行姿态变化时，叶片都要承受各种各样的循环载荷，极易产生疲劳破坏。其破坏点一般发生在叶片边缘，容易产生点蚀，裂纹等缺陷，因此对叶片边缘进行延寿强化处理显得尤为必要。基于航空发动机叶片表面强化工艺的现状，本发明提出一种航空发动机叶片边缘激光成形强化的方法，它能方便快捷的解决发航空发动机叶片边缘在进行喷丸强化时产生的变形报废问题。

Description

一种航空发动机叶片边缘预变形激光喷丸强化的方法
技术领域
本发明涉及激光喷丸强化及矫形领域，特指一种强化航空发动机叶片边缘的激光成形强化方法。
背景技术
飞机涡轮叶片是航空发动机的核心部件之一，其疲劳寿命直接决定了发动机的使用寿命，在发动机运行时，叶片承受气体负载和质量惯性力，还承受由温差引起的热载荷,在发动机启动、停车、状态变化或飞机飞行姿态变化时，叶片都要承受各种各样的循环载荷，极易产生疲劳破坏。其破坏点一般发生在叶片边缘，容易产生点蚀，裂纹等缺陷，因此对叶片边缘进行延寿强化处理显得尤为必要。
由于叶片边缘属于薄壁结构，其厚度在1mm左右，传统的喷丸、喷砂容易工艺导致叶片失效，而未经强化的叶片其实用寿命难以满足飞行器高疲劳寿命的要求，因此需要一种不易失效的新强化工艺来保证叶片的使用寿命。激光喷丸强化作为一种高的强化手段，但其处理薄壁结构时，不可避免的会使其产生变形，进而导致零件发生尺寸失效。专利CN201310224538.6公开了一种叶片激光冲击强化方法，但其需要复杂的夹具，开发成本较高，且未考虑夹具松开后残余应力释放导致的二次变形，实用性较低。
基于以上不足本发明提出一种航空发动机叶片边缘激光成形强化的方法，它无需夹具、方便快捷且适用性广，能有效解决薄壁件的激光喷丸强化带来的变形问题。
发明内容
基于航空发动机叶片表面强化工艺的现状，本发明提出一种航空发动机叶片边缘激光成形强化的方法，它能方便快捷的解决发航空发动机叶片边缘在进行喷丸强化时产生的变形报废问题。
一种航空发动机叶片边缘激光成形强化的方法，如图1所示发动机叶片，其边缘区域厚度较小，一般为1mm左右，在进行激光喷丸等表面强化工艺时极其容易产生弯曲变形，本发明提出的激光成形强化方法其特征在于：在叶片生产加工时，在叶片边缘区域施加预变形，增大叶片边缘材料的曲率，使其尖端在竖直方向上偏离原始尺寸一定距离X1(如图2所示)，接着利用大功率激光在对叶片边缘进行成形强化，由于激光作用后，在叶片表面形成了较大的残余压应力，使叶片反向变形，把原先加工预留的偏移量X1修正，并进一步使叶片边缘变形，使叶片尖端向下变形，偏离原始尺寸X2。
在第一次成形强化的基础上，在叶片的另一面施加激光成形强化(如图3所示)，使叶片反向变形，补偿第一次成形强化造成的尺寸偏移量X2。
本发明的优点在于：
1.可以对叶片边缘薄壁区域实现成形强化处理替代传统工艺。
2.无需抗变形夹具，通过简单的机械手装夹就能实现叶片的成形强化。
3.即可适用于有预变性的叶片，也可适用于因为长期服役产生变形叶片的矫形修复。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明。
图1是叶片示意图；
图2是叶片第一次激光成形强化示意图；
图3是叶片第二次激光成形强化示意图；
图4是成形强化结束后叶片外形示意图；
图5是激光光斑搭接路径示意图。
具体实施方式
以下实施例用来说明本发明，但不是限制本发明。下面结合附图详细说明本发明提出的方法的细节和工作情况。
叶片1结构如图1所示，需进行成形强化处理的区域为叶片边缘2，具体步骤为：
1.在叶片1生产加工时，在叶片边缘2区域施加预变形，增大叶片边缘材料的曲率，使其尖端在竖直方向上偏离原始尺寸101一定距离X1(如图2所示)。
2.在预变形叶片8需进行激光成形强化的区域(预变形产生下凹的区域)涂覆黑漆作为吸收层7，涂水机器人在预变形叶片8表面施加水约束层6，激光器3发射出激光5，光斑直径为3mm，以能量20J，脉宽15ns，频率20Hz在预变形叶片8表面按照如图5所示路径进行扫描，激光冲击波作用后在预变形叶片8表面形成了较大的残余压应力，使预变形叶片8反向变形，修正原先加工预留的偏移量X1，并进一步使预变形叶片8变形，使叶片1尖端向下变形，形成次变形叶片9，偏离原始尺寸101一定距离X2。
3在第一次成形强化的基础上，在次变形叶片9表面下凹区域(第一次激光成形强化产生过变形的区域)涂覆黑漆作为吸收层7并施加水约束层6，激光5光斑直径为3mm，以能量15J，脉宽15ns，频率20Hz(如图3所示)对次变形叶片9表面进行扫描，扫描路劲如图5所示，使次变形叶片9反向变形，补偿第一次成形强化造成的尺寸偏移量X2。并最终是叶片边缘2恢复原始尺寸101如图4所示。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (1)

1.一种航空发动机叶片边缘预变形激光喷丸强化的方法,其特征在于：在叶片生产加工时，在叶片边缘区域施加预变形，增大叶片边缘材料的曲率，使其尖端在竖直方向上偏离原始尺寸一定距离X1，接着利用大功率激光在对叶片边缘进行成形强化，由于激光作用后，在叶片表面形成了较大的残余压应力，使叶片反向变形，把原先加工预留的偏移量X1修正，并进一步使叶片边缘变形，使叶片尖端向下变形，偏离原始尺寸X2；在第一次成形强化的基础上，在叶片的另一面施加激光成形强化，使叶片反向变形，补偿第一次成形强化造成的尺寸偏移量X2。
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