CN111850442A - 一种钛合金整体叶盘叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的强化方法 - Google Patents

一种钛合金整体叶盘叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的强化方法 Download PDF

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Abstract

本发明发明公开了一种钛合金整体叶盘叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的强化方法，克服了钛合金整体叶盘叶片因高阶振型产生叶尖掉块的问题。该发明含有1、对航空发动机钛合金叶片叶尖掉块故障进行统计与分析；2、根据叶尖掉角故障统计与分析结果确定叶片高阶振动薄弱环节，针对薄弱区域设计强化区；3、对类叶片试件在不同材料参数和几何参数下的振动特性及实验性能进行仿真分析，研究材料参数和几何参数的影响规律，完成类叶片试件设计；4、对高阶复合应力振型振动试件进行微激光冲击强化；5、依据试验件强化结果，对真实钛合金薄叶片进行微激光冲击强化。该技术中试件高阶目标振型的固有频率下降93Hz，振动幅值比下降至原来的1/2。

Description

一种钛合金整体叶盘叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的强化 方法
技术领域
本发明涉及航空发动机测试研发领域，特别是涉及一种钛合金整体叶盘叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的强化方法。
背景技术
为满足先进航空发动机提高推重比(达到10以上)、大幅减少全机零件数量、提高可靠性和使用寿命等需求，在风扇/压气机部件上普遍采用整体叶盘结构是其重要措施和主要发展方向。但由于航空发动机工作状态复杂，钛合金叶片较薄，易与叶盘出现耦合共振(特别是高阶共振)，诱发薄叶片的疲劳破坏。在实际的使用过程中，由高阶复合应力振型振动所引发的疲劳断裂事故是重要失效形式，且呈现掉角等典型破坏特征，如图1所示。由于钛合金整体叶盘造价昂贵，而且生产工艺复杂、加工周期长，产品附加值极高，单个钛合金薄叶片出现叶尖掉块、裂纹或断裂将导致整盘报废，经济损失巨大，因此急需解决预防钛合金整体叶盘薄叶片叶尖掉角问题。
激光冲击强化技术(laser shock peeing)是提高航空发动机部件振动疲劳性能的重要手段。它是利用短脉宽(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，形成梯度残余压应力和梯度微观组织变化，抑制疲劳裂纹萌生和扩展，从而提高构件的疲劳性能。大量的研究结果表明激光冲击强化技术可以有效提高钛合金薄叶片的一阶振动疲劳性能。但钛合金叶片一阶振动疲劳破坏位于叶根处，而叶尖掉块属于高阶复合应力振型导致的疲劳破坏。
为此，本发明创新激光冲击强化机理与工艺方法，依据不同于之前激光冲击强化提高低阶振动疲劳性能的机理，从改变高阶振动特性出发，提出一种钛合金整体叶盘薄叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的处理方法。
激光冲击强化改变薄壁结构高阶振动特性的核心在表面特定区域一定深度内形成残余压应力和梯度组织结构，残余压应力的存在可以影响薄壁结构共振频率，梯度组织结构的存在可以提高阻尼，降低高阶振动特性的振幅，从而提高薄构件高阶振动性能。
但由于整体叶盘叶片造价昂贵，且现有试验能力直接对叶盘叶片开展高阶振型测试研究，存在高阶振型激振困难、频率过高、振幅不足等问题，使得试验中振动应力难以达到疲劳破坏的要求。而在振幅较大时，一般又会具有不同程度的非线性特征，这不仅会影响试验的顺利开展，也会对结构的疲劳特性产生影响，增加疲劳破坏发生的复杂性和突然性。为此，本发明从类叶片试件设计和提高激振能力两方面设计了一种专门用于开展模拟薄叶片叶尖掉块的高阶振动疲劳试验试验件，获取强化后的薄模拟叶片在高振幅下的非线性振动特性影响规律，来验证薄叶片激光冲击改变高阶振动疲劳特性的效果。
此外，在对钛合金薄叶片激光冲击强化处理时，激光冲击波传播深度过深容易使得叶尖处发生宏观变形，不满足设计要求。本发明还采用一种微激光冲击强化的方法，采用mJ级的激光能量，5-10ns尺度的微激光冲击处理设计的叶尖区域，以达到降低冲击波传播深度，防止叶尖宏观变形的目的，最后采用三坐标测量仪表征模拟叶片强化前后的尺寸形貌，测试变形度是否满足要求。
发明内容
本发明克服了现有技术中钛合金整体叶盘叶片因高阶振型产生叶尖掉块的问题，提供一种结构稳定、使用寿命长的钛合金整体叶盘叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的强化方法。
本发明的技术解决方案是，提供一种具有以下结构的钛合金整体叶盘叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的强化方法：含有以下步骤：
步骤1、对航空发动机钛合金叶片叶尖掉块故障进行统计与分析；
步骤2、根据叶尖掉角故障统计与分析结果确定叶片高阶振动薄弱环节，基于微激光冲击强化技术并结合数值仿真的方法针对薄弱区域设计强化区；
步骤3、基于有限元方法，采用动态响应分析的边界条件加载方法，对类叶片试件在不同材料参数和几何参数下的振动特性及实验性能进行仿真分析，研究材料参数和几何参数的影响规律，完成类叶片试件设计；
步骤4、对高阶复合应力振型振动试件进行微激光冲击强化，从试件固有频率、振动响应幅值、残余应力方面评价振动疲劳特性的提高效果；
步骤5、依据试验件强化结果，对真实钛合金薄叶片进行微激光冲击强化，采用三坐标测量仪表征真实叶片强化前后的尺寸形貌，测试变形度是否满足要求，同时测定强化前后残余应力值，以确定强化工艺。
优选地，所述步骤1中从叶尖掉角故障发生区域及掉角位置、尺寸特征方面，根据叶尖掉角故障统计与分析结果并结合数值仿真的方法确定叶片高阶振动薄弱区，基于故障特点针对薄弱区域设计的强化区域为：叶尖边长为2cm的等腰三角形区域。
优选地，所述步骤2中设置高阶复合应力振型试验件的算例模型，并设定边界条件，进行模态分析。
优选地，所述步骤3中对试验件结构的危险部位进行微激光冲击强化，再对该试件的目标高阶阵型应力最大区域进行激光冲击强化，激光冲击强化参数为：激光能量500mJ，光斑直径0.3mm，频率500Hz，脉宽8ns。
优选地，所述步骤4中对试验件进行残余应力测试及高阶振动疲劳测试：残余应力测试结果为在强化区域引入-423Mpa±18的残余压应力。
优选地，所述步骤5中对真实叶片叶尖区域进行微激光冲击强化，激光冲击强化参数为：激光能量500mJ，光斑直径0.3mm，频率500Hz，脉宽8ns；三坐标测量仪系统分辨率0.1um，沿叶片四周边缘对强化前后叶片机型扫描，步长10um。
优选地，采用的微激光参数为:激光能量mJ级，脉宽5-10ns，波长1064nm，约束层采用水，吸收层采用黑色胶带。
优选地，所述步骤6中对真实叶片叶尖区域进行残余应力测试及变形测量，叶尖处残余应力为:叶盘-480±24Mpa，叶背：-488±21Mpa；强化后叶尖前缘最大变形为0.15mm。
与现有技术相比，本发明钛合金整体叶盘叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的强化方法具有以下优点：在叶尖强化区域形成不小于400MPa的残余压应力层，并使强化区组织得到细化，同时强化前后最大变形小于0.15mm，试件高阶目标振型的固有频率下降93Hz，振动幅值比下降至原来的1/2。该方法可广泛应用于预防航空发动机钛合金整体叶盘薄叶片高阶振型诱发叶尖掉块故障问题。
附图说明
图1是本发明高阶共振导致的叶片掉角故障的示意图；
图2是本发明钛合金整体叶盘薄叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的处理方法流程图；
图3是本发明菱形平板试件的示意图；
图4是本发明菱形平板试件的振型图；
图5是本发明菱形平板试件的应力分布图；
图6是本发明强化薄壁高阶振型模拟试件的示意图；
图7是本发明微激光冲击强化技术对薄壁模拟试件共振频率影响的示意图；
图8是本发明微激光冲击强化技术对薄壁模拟试件振动幅值比影响的示意图；
图9是本发明微激光冲击强化真实叶片的示意图；
图10是本发明微激光冲击强化技术对真实叶片变形影响的示意图。
其中图6中(a)强化试件示意图，(b)应力集中区域小光斑、扫描式激光冲击强化后试件。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明钛合金整体叶盘叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的强化方法作进一步说明：如图所示，本实施例中首先对航空发动机钛合金整体叶盘薄叶片故障数据进行统计分析，确定叶片掉角主要发生在叶尖至叶根2cm以内的区域范围内，之后针对该特定区域进行特定参数的激光冲击强化，以改变薄壁部件高阶振动特性，预防叶片叶尖掉块。针对整体叶盘叶片造价昂贵，开展高阶振型测试研究难度较大的问题，设计一种类叶片结构试件，基于abaqus有限元分析软件的振型叠加法求解方式，分析研究了材料参数及几何参数对试件的振动特性及试验性能的影响规律，完成了菱形高阶复合应力振型试件设计。之后对试验件进行强化加工处理验证强化效果，强化后从试件固有频率、振动响应幅值、残余应力等方面验证改善高阶振动疲劳特性的效果。根据类叶片的验证结果，对真实叶片进行激光冲击强化，采用三坐标测量仪表征真实叶片强化前后的尺寸形貌，测试变形度是否满足要求。三坐标测量仪系统分辨率0.1um，沿叶片四周边缘对强化前后叶片机型扫描，步长10um。
该目的是通过以下技术方案实现的：
步骤1、从叶尖掉角故障发生区域及掉角位置、尺寸特征等方面对某型航空发动机钛合金叶片叶尖掉块故障进行统计与分析；
步骤2、根据叶尖掉角故障统计与分析结果确定叶片高阶振动薄弱环节，基于微激光冲击强化技术特点并结合数值仿真的方法针对薄弱区域设计强化区；
步骤3、基于有限元方法，采用动态响应分析的边界条件加载方法，对类叶片试件在不同材料参数和几何参数下的振动特性及实验性能进行仿真分析，研究材料参数和几何参数的影响规律，完成类叶片试件设计。选用一种菱形平板试件，边界条件加载方法采用基于abaqus有限元分析软件的利用参考系变换实现的振型叠加法求解方式，该方法相对传统基于振型叠加法的求解，仿真度高，相对直接积分求解方法节约时间90％以上。仿真结果先是在第6阶振型在试件表面的中间部位产生了应力集中，并产生了复合应力。由于试件的各项参数可能会对各阶振型的排列顺序产生影响，因此称第6阶振型为目标振型。
步骤4、对高阶复合应力振型振动试件进行微激光冲击强化，从试件固有频率、振动响应幅值、残余应力等方面评价振动疲劳特性的提高效果。
步骤5、依据试验件强化结果，对真实钛合金薄叶片进行微激光冲击强化，采用三坐标测量仪表征真实叶片强化前后的尺寸形貌，测试变形度是否满足要求，同时测定强化前后残余应力值，以确定强化工艺。
步骤4、步骤5中，采用的微激光参数为:激光能量mJ级，脉宽5-10ns，波长1064nm，约束层采用水，吸收层采用黑色胶带。
以下将结合附图及叶片模拟件实施例来详细说明本发明的实施方式，借此对本发明如何应用技术手段来解决技术问题，并达成技术效果的实现过程充分理解并据以实施。
步骤1，叶尖强化区域设计：根据叶尖掉角故障统计与分析结果并结合数值仿真的方法确定叶片高阶振动薄弱区，基于故障特点针对薄弱区域设计的强化区域为：叶尖边长为2cm的等腰三角形区域，如图9所示。
步骤2，高阶复合应力振型试验件设计：设置算例模型，几何参数如图3(a)所示，厚度为2mm，并按照图3(a)所示夹持方法设定边界条件，进行模态分析，z方向振动的前八阶振型图如图4所示，应力分布如图5所示。
由图4可见，第6阶振型在试件表面的中间部位产生了应力集中。图5所示为X方向应力分布及Y方向应力分布，可见在表面中间位置产生了复合应力。由于试件的各项参数可能会对各阶振型的排列顺序产生影响，因此称第6阶振型为目标振型。因此该试件可以有效开展在目标振型下的疲劳试验以研究高阶振动引发的疲劳问题，运用该试件在目标振型下开展振动试验不仅可以有效研究高阶复合应力振型振动疲劳问题，还具有以下优点：应力集中区域远离夹持边，易于观察可监控；可有效避免由于夹持边所产生的磨损疲劳。
步骤3，对试验件进行微激光冲击强化：激光冲击强化原则上选择结构的危险部位进行强化，按照该原则，对该试件的目标高阶阵型应力最大区域进行激光冲击强化，如图6所示。激光冲击强化参数为：激光能量500mJ，光斑直径0.3mm，频率500Hz，脉宽8ns。
步骤4，对试验件进行残余应力测试及高阶振动疲劳测试：残余应力测试结果为在强化区域引入-423Mpa±18的残余压应力，激光冲击强化技术对薄壁模拟件各阶振型共振频率的影响如图7所示，对振动幅值比的影响如图8所示。可以看到，目标振型共振响应发生了明显的变化，而其他阶次的共振响应几乎未受影响。目标振型共振频率从900.4Hz降低为806.76Hz(下降93Hz)；目标振型振动幅值比从25.6降低至13.43(下降47.66％)。可以看到，试验件的高阶振动疲劳特性得到了显著提高。
步骤5，对真实叶片叶尖区域进行微激光冲击强化：按照之前对试验件进行激光冲击强化的处理结果，激光冲击强化参数为：激光能量500mJ，光斑直径0.3mm，频率500Hz，脉宽8ns，强化过程如图9所示。
步骤6，对真实叶片叶尖区域进行残余应力测试及变形测量。叶尖处残余应力为:叶盘-480±24Mpa；叶背：-488±21Mpa。对叶片变形的影响结果如图10所示，可以看到，强化后叶尖前缘最大变形为0.15mm，符合叶片加工尺寸要求
虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容只是为了便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属技术领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式上及细节上作任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (8)

1.一种钛合金整体叶盘叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的强化方法，其特征在于：含有以下步骤：
步骤1、对航空发动机钛合金叶片叶尖掉块故障进行统计与分析；
步骤2、根据叶尖掉角故障统计与分析结果确定叶片高阶振动薄弱环节，基于微激光冲击强化技术并结合数值仿真的方法针对薄弱区域设计强化区；
步骤3、基于有限元方法，采用动态响应分析的边界条件加载方法，对类叶片试件在不同材料参数和几何参数下的振动特性及实验性能进行仿真分析，研究材料参数和几何参数的影响规律，完成类叶片试件设计；
步骤4、对高阶复合应力振型振动试件进行微激光冲击强化，从试件固有频率、振动响应幅值、残余应力方面评价振动疲劳特性的提高效果；
步骤5、依据试验件强化结果，对真实钛合金薄叶片进行微激光冲击强化，采用三坐标测量仪表征真实叶片强化前后的尺寸形貌，测试变形度是否满足要求，同时测定强化前后残余应力值，以确定强化工艺。
2.根据权利要求1所述的钛合金整体叶盘叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的强化方法，其特征在于：所述步骤1中从叶尖掉角故障发生区域及掉角位置、尺寸特征方面，根据叶尖掉角故障统计与分析结果并结合数值仿真的方法确定叶片高阶振动薄弱区，基于故障特点针对薄弱区域设计的强化区域为：叶尖边长为2cm的等腰三角形区域。
3.根据权利要求1所述的钛合金整体叶盘叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的强化方法，其特征在于：所述步骤2中设置高阶复合应力振型试验件的算例模型，并设定边界条件，进行模态分析。
4.根据权利要求1所述的钛合金整体叶盘叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的强化方法，其特征在于：所述步骤3中对试验件结构的危险部位进行微激光冲击强化，再对该试件的目标高阶阵型应力最大区域进行激光冲击强化，激光冲击强化参数为：激光能量500mJ，光斑直径0.3mm，频率500Hz，脉宽8ns。
5.根据权利要求1所述的钛合金整体叶盘叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的强化方法，其特征在于：所述步骤4中对试验件进行残余应力测试及高阶振动疲劳测试：残余应力测试结果为在强化区域引入-423Mpa±18的残余压应力。
6.根据权利要求1所述的钛合金整体叶盘叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的强化方法，其特征在于：所述步骤5中对真实叶片叶尖区域进行微激光冲击强化，激光冲击强化参数为：激光能量500mJ，光斑直径0.3mm，频率500Hz，脉宽8ns；三坐标测量仪系统分辨率0.1um，沿叶片四周边缘对强化前后叶片机型扫描，步长10um。
7.根据权利要求5或6所述的钛合金整体叶盘叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的强化方法，其特征在于：采用的微激光参数为:激光能量mJ级，脉宽5-10ns，波长1064nm，约束层采用水，吸收层采用黑色胶带。
8.根据权利要求1所述的钛合金整体叶盘叶片预防高阶振型诱发叶尖掉块的强化方法，其特征在于：所述步骤6中对真实叶片叶尖区域进行残余应力测试及变形测量，叶尖处残余应力为:叶盘-480±24Mpa，叶背：-488±21Mpa；强化后叶尖前缘最大变形为0.15mm。
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