CN109837382B - 一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及航空发动机技术领域，尤其为一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法，包括强化前焊缝部位的检测、薄壁焊缝结构双面依次强化工艺、探伤孔结构旁边的分区强化工艺、不同区块的激光冲击路径及激光能量梯度分布工艺和机匣夹具设计。本发明中，设计可实现三级机匣装夹的专用夹具，按照分区变参数强化的工艺对小孔焊缝区及热影响区进行双面激光冲击强化，消除小孔倒角焊接残余应力，并预制残余压应力从而有效改善焊接部位抗疲劳和抗应力腐蚀性能。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，具体为一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法。
背景技术
航空发动机风扇机匣装配探伤孔，该孔结构与机匣采用氩弧焊链接。由于探伤孔焊缝区域存在倒角，结构比较复杂，且航空发动机对部件表面完整性要求高。热处理、过载处理、锤击等传统焊接应力消除方法使用存在一定困难。据统计，某型发动机使用过程中，发生多起风扇机匣探伤孔焊缝裂纹故障，严重影响飞行安全。
激光冲击强化是提高航空发动机部件高周疲劳性能的重要技术手段，目前已被用于强化航空发动机叶片、导管、发动机盘、紧固孔等重要发动机部件及部位，基本原理是利用短脉宽(ns量级)、高功率(>1GW/cm2)激光诱导等离子体冲击波(>1GPa)的力学效应，引起金属材料超高应变率(>106/s)塑性变形，显著细化晶粒，形成残余压应力层和高密度位错组织，从而提高材料疲劳性能，氩弧焊焊缝部位材料性能良好，基本无内应力，但热影响区存在数百兆帕的残余拉应力，在经过真空热处理消除内应力后，热影响区晶粒仍保持粗大状态，疲劳性能差。针对这种情况，根据机匣焊缝模态和受力分析，本发明提出航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法，在检测焊接接头部位无内部缺陷的基础上，根据焊缝区和热影响区组织状态特点和力学性能特点，在小孔焊缝周围进行分区变参数不等强度强化达到焊缝区和热影响区组织均匀一致化同时又引入高额残余压应力的目的，因此，针对上述问题提出一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法，设计可实现三级机匣装夹的专用夹具，按照分区变参数强化的工艺对小孔焊缝区及热影响区进行双面激光冲击强化，消除小孔倒角焊接残余应力，并预制残余压应力从而有效改善焊接部位抗疲劳和抗应力腐蚀性能,以解决上述背景技术中提出的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法，包括强化前焊缝部位的检测、薄壁焊缝结构双面依次强化工艺、探伤孔结构旁边的分区强化工艺、不同区块的激光冲击路径及激光能量梯度分布工艺和机匣夹具设计，其特征在于：按照机匣焊缝先内壁后外壁、机匣外壁分区块进行强化处理，引入均匀一致的残余压应力层，技术方案包括以下步骤：
a.机匣焊缝激光冲击强化三维动态数值模拟与工艺优化；
b.风扇机匣夹具设计；
c.机匣焊接接头探伤；
d.风扇机匣强化前准备；
e.按照强化工艺规程进行焊缝强化；
f.进行机匣强化部位表面完整性考核。
优选的，步骤a中，具体操作为：开展冲击波压力数值仿真，4GPa冲击波压力下计算得到的应力分布云图及曲线，残余应力分布较为均匀，据此设定激光冲击强化参数，根据机匣在发动机安装位置确定机匣模型边界并获得振动特性，各阶机匣焊缝振型最大应力区域位于机匣径向，据此在探伤孔周围分4个区域进行强化。
优选的，步骤b中，具体操作为：结合三级机匣尺寸参数，特别设计机匣强化过程中所使用的夹具装置，该夹具共开有三种槽，可分别装配一级、二级、三级机匣。
优选的，步骤c中，对焊接件进行激光冲击强化处理，且在对焊接件进行激光冲击强化处理前必须进行结构内部的探伤分析。
优选的，步骤d中，具体操作为：将机匣固定在专用夹具上，将专用夹具固定在机械手上，要求紧固、无松动，为机匣粘贴吸收保护层，具体的，吸收保护层材料采用背胶的黑胶带，黑胶带规格为厚度约0.1mm，背胶厚度约0.025mm，剪1片大于激光冲击强化区域边界5mm以上的，将黑胶带贴在待激光冲击强化部位，要求黑胶带贴覆紧密、平整，与待激光冲击强化表面没有褶皱、破损、划伤、杂质和气泡，避免用手直接接触激光冲击强化区域部位、以免此区域沾上脏污，造成粘贴不紧。
优选的，步骤e中的具体操作机匣内壁采用能量4J、直径3mm光斑以50％搭接率进行强化，沿孔边向外冲击6排光斑，(二级、三级机匣可以根据叶片间距适当减少光斑)，机匣外壁采用直径3mm光斑以50％搭接率进行强化，探伤孔上下区域冲击5排光斑，左右区域冲击4排光斑，强化完成后进行风扇机匣强化部位的清洗和后处理。
步骤f中，具体操作为：强化后热影响区无明显冲击凹坑，采用移动式粗糙度测量仪对四个区域不同方向粗糙度进行测试，Ra值提升小于50％，满足机匣使用要求，采用手持式三维扫描设备检测探伤孔部位曲面圆弧尺寸形貌，强化前后无变化。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
1、可作为一种先进的小孔焊缝焊接残余应力消除方法。针对各种复杂结构、曲面构型构件，可实现特殊部位非接触式精准强化处理，能够有效消除焊接后拉应力，解决焊接热影响区组织晶粒粗大问题。
2、强化工艺先进。根据小孔边激光冲击强化数值模拟结果，制定探伤孔焊缝分区变参数不等强化工艺，对大尺度曲面焊缝具有一定参考意义。
3、效果好。该工艺对材料表面影响小，可以消除焊接拉应力并细化热影响区晶粒，显著提高焊缝部位疲劳性能。
附图说明
图1为本发明一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法中一级、二级、三级机匣结构及装配示意图；
图2为本发明一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法激光冲击强化原理图；
图3为本发明一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法机匣模态分析图；
图4为本发明一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法机匣焊缝4GPa冲击波压力强化后的应力分布云图及曲线图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参阅图1-4，本发明提供一种技术方案：
一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法，包括强化前焊缝部位的检测、薄壁焊缝结构双面依次强化工艺、探伤孔结构旁边的分区强化工艺、不同区块的激光冲击路径及激光能量梯度分布工艺和机匣夹具设计，其特征在于：按照机匣焊缝先内壁后外壁、机匣外壁分区块进行强化处理，引入均匀一致的残余压应力层，技术方案包括以下步骤：
a.机匣焊缝激光冲击强化三维动态数值模拟与工艺优化；
b.风扇机匣夹具设计；
c.机匣焊接接头探伤；
d.风扇机匣强化前准备；
e.按照强化工艺规程进行焊缝强化；
f.进行机匣强化部位表面完整性考核。
优选的，步骤a中，具体操作为：开展冲击波压力数值仿真，4GPa冲击波压力下计算得到的应力分布云图及曲线，残余应力分布较为均匀，据此设定激光冲击强化参数，根据机匣在发动机安装位置确定机匣模型边界并获得振动特性，各阶机匣焊缝振型最大应力区域位于机匣径向，据此在探伤孔周围分4个区域进行强化。
进一步，步骤b中，具体操作为：结合三级机匣尺寸参数，特别设计机匣强化过程中所使用的夹具装置，该夹具共开有三种槽，可分别装配一级、二级、三级机匣。
进一步，步骤c中，对焊接件进行激光冲击强化处理，且在对焊接件进行激光冲击强化处理前必须进行结构内部的探伤分析。
进一步，步骤d中，具体操作为：将机匣固定在专用夹具上，将专用夹具固定在机械手上，要求紧固、无松动，为机匣粘贴吸收保护层，具体的，吸收保护层材料采用背胶的黑胶带，黑胶带规格为厚度约0.1mm，背胶厚度约0.025mm，剪1片大于激光冲击强化区域边界5mm以上的，将黑胶带贴在待激光冲击强化部位，要求黑胶带贴覆紧密、平整，与待激光冲击强化表面没有褶皱、破损、划伤、杂质和气泡，避免用手直接接触激光冲击强化区域部位、以免此区域沾上脏污，造成粘贴不紧。
进一步，步骤e中的具体操作机匣内壁采用能量4J、直径3mm光斑以50％搭接率进行强化，沿孔边向外冲击6排光斑，(二级、三级机匣可以根据叶片间距适当减少光斑)，机匣外壁采用直径3mm光斑以50％搭接率进行强化，探伤孔上下区域冲击5排光斑，左右区域冲击4排光斑，强化完成后进行风扇机匣强化部位的清洗和后处理。
进一步，步骤f中，具体操作为：强化后热影响区无明显冲击凹坑，采用移动式粗糙度测量仪对四个区域不同方向粗糙度进行测试，Ra值提升小于50％，满足机匣使用要求，采用手持式三维扫描设备检测探伤孔部位曲面圆弧尺寸形貌，强化前后无变化。
进一步，完成步骤f后，对强化后的风扇机匣上机长试，考核强化后的疲劳寿命，结果表明强化后探伤孔焊缝部位疲劳寿命超过设计寿命。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。
Claims (1)
1.一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法，包括强化前焊缝部位的检测、薄壁焊缝结构双面依次强化工艺、探伤孔结构旁边的分区强化工艺、不同区块的激光冲击路径及激光能量梯度分布工艺和机匣夹具设计，其特征在于：按照机匣焊缝先内壁后外壁、机匣外壁分区块进行强化处理，引入均匀一致的残余压应力层，技术方案包括以下步骤：
a.机匣焊缝激光冲击强化三维动态数值模拟与工艺优化，具体操作为：开展冲击波压力数值仿真，4GPa冲击波压力下计算得到的应力分布云图及曲线，残余应力分布较为均匀，据此设定激光冲击强化参数，根据机匣在发动机安装位置确定机匣模型边界并获得振动特性，各阶机匣焊缝振型最大应力区域位于机匣径向，据此在探伤孔周围分4个区域进行强化；
b.风扇机匣夹具设计，具体操作为：结合三级机匣尺寸参数，特别设计机匣强化过程中所使用的夹具装置，该夹具共开有三种槽，分别装配一级、二级、三级机匣；
c.机匣焊接接头探伤，对焊接件进行激光冲击强化处理，且在对焊接件进行激光冲击强化处理前必须进行结构内部的探伤分析；
d.风扇机匣强化前准备，具体操作为：将机匣固定在专用夹具上，将专用夹具固定在机械手上，要求紧固、无松动，为机匣粘贴吸收保护层，具体的，吸收保护层材料采用背胶的黑胶带，黑胶带规格为厚度约0.1mm，背胶厚度为0.025mm，剪1片大于激光冲击强化区域边界5mm以上的，将黑胶带贴在待激光冲击强化部位，要求黑胶带贴覆紧密、平整，与待激光冲击强化表面没有褶皱、破损、划伤、杂质和气泡，避免用手直接接触激光冲击强化区域部位、以免此区域沾上脏污，造成粘贴不紧；
e.按照强化工艺规程进行焊缝强化，其中，具体操作机匣内壁采用能量4J、直径3mm光斑以50％搭接率进行强化，沿孔边向外冲击6排光斑，机匣外壁采用直径3mm光斑以50％搭接率进行强化，探伤孔上下区域冲击5排光斑，左右区域冲击4排光斑，强化完成后进行风扇机匣强化部位的清洗和后处理；
f.进行机匣强化部位表面完整性考核，具体操作为：强化后热影响区无明显冲击凹坑，采用移动式粗糙度测量仪对四个区域不同方向粗糙度进行测试，Ra值提升小于50％，满足机匣使用要求，采用手持式三维扫描设备检测探伤孔部位曲面圆弧尺寸形貌，强化前后无变化。
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