CN112324515A - 涡轮叶片可靠性提高方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种涡轮叶片可靠性提高方法，主要包括以下步骤：质量改进阶段：对榫头的型面与榫头两端的侧端面的交接处的棱边沿齿形倒角R1，及对伸根的表面、伸根与第一榫齿转接R2处的表面沿榫头的纵向抛光。可靠性提升阶段：通过切除部分结构和/或减薄厚度的措施减轻涡轮叶片的整体重量，以使伸根与第一榫齿转接R2处的应力降低。塑造进化阶段：将装设于同一榫槽中的涡轮叶片设计为包括相对拼接布设的前行叶片和后继叶片，前行叶片和后继叶片均为一面带有榫齿且另一面为光滑的拼接面的单面榫齿结构，并前行叶片和后继叶片两者拼接面的平面相对榫槽的中心平面偏置，涡轮盘旋转运动方向分为前行叶片和后继叶片。

Description

涡轮叶片可靠性提高方法

技术领域

本发明涉及航空发动机涡轮叶片领域，特别地，涉及一种涡轮叶片可靠性提高方法。

背景技术

航空涡轮发动机的涡轮叶片是关键的定寿件，其工作环境极端恶劣，涡轮叶片要耐受高温高速燃气腐蚀，承受巨大的离心力和气动力，以及振动和热应力，涡轮叶片失效对发动机而言是灾难性的，严重危及飞行安全，故超过使用时数或循环次数的涡轮叶片强制报废。

涡轮叶片的结构、材料、表面处理、冷却方案、设计技术、制造工艺、及检测技术等很多方面有众多的知识产权保护。我国的涡桨发动机在设计技术上存在局限性，在结构尺寸上给人一种老大笨粗的印象，但其大功率等级处于世界领先水平，我国的涡桨发动机大多寿命短，涡轮叶片在工作过程中榫头易断裂，特别是右叶片第一榫齿与伸根转接R处，该处主应力大，表面易产生应力疲劳，长时间使用后可能产生疲劳裂纹并扩展至断裂。

发明内容

本发明提供了一种涡轮叶片可靠性提高方法，以解决现有的涡轮叶片可靠性低的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：

一种涡轮叶片可靠性提高方法，涡轮叶片包括叶身、连接于叶身两端的叶冠和榫头，榫头包括沿径向依次设置且相连的下缘板、伸根、第一榫齿、第二榫齿……第n榫齿，涡轮叶片可靠性提高方法主要包括以下步骤：质量改进阶段：对榫头的型面与榫头两端的侧端面的交接处的棱边沿齿形倒角R1，及对伸根的表面、伸根与第一榫齿转接R2处的表面沿榫头的纵向抛光；可靠性提升阶段：通过切除部分结构和/或减薄厚度的措施减轻涡轮叶片的整体重量，以使伸根与第一榫齿转接R2处的应力降低；塑造进化阶段：将装设于同一榫槽中的涡轮叶片设计为包括相对拼接布设的前行叶片和后继叶片，前行叶片和后继叶片均为一面带有榫齿且另一面为光滑的拼接面的单面榫齿结构，并前行叶片和后继叶片两者拼接面的平面相对榫槽的中心平面偏置。

进一步地，质量改进阶段中，步骤“对榫头的型面与榫头两端的侧端面的交接处的棱边沿齿形倒角R1”具体包括：采用片砂轮沿齿形倒角R1；采用磨针沿齿形倒角R1磨削榫齿的齿顶和齿根，以使榫齿的齿顶、齿根转接圆滑；采用细砂布打磨倒角R1处，除去明显的机械加工痕迹；采用羊毛毡轮抛光倒角R1处，使倒角处无机械加工痕迹且转接圆滑，并表面粗糙度保证Ra0.8。

进一步地，质量改进阶段还包括步骤：采用蠕动磨床对榫齿进行蠕动磨削加工，以提高榫齿加工精度；采用磨针修锉加工后的榫齿；对加工后的榫头进行探伤检测。

进一步地，可靠性提升阶段中，步骤“通过切除部分结构的措施减轻涡轮叶片的整体重量”具体包括：切除叶冠排气侧的部分上缘板，以使上缘板沿涡轮盘轴向的宽度变窄；将上缘板上两道篦齿整体朝叶冠的进气侧外移，以使位于外侧的篦齿靠近上缘板的进气侧或与上缘板的进气侧齐平。

进一步地，可靠性提升阶段中，步骤“通过减薄厚度的措施减轻涡轮叶片的整体重量”具体包括：沿叶身型面方向缩减叶身的厚度；控制上缘板和下缘板的厚度；对上缘板和下缘板的边角进行倒圆。

进一步地，可靠性提升阶段还包括步骤：采用镍基多晶高温锻造合金材料成型涡轮叶片；取消相邻上缘板间的相接面上涂层的喷涂，保证相邻涡轮叶片的周向间隙；对涡轮叶片测一弯静频，确保频率范围合格。

进一步地，塑造进化阶段中，步骤“前行叶片和后继叶片两者拼接面的平面相对榫槽的中心平面偏置”具体操作为：减薄前行叶片榫头的厚度，同时增加后继叶片榫头的厚度，以使前行叶片和后继叶片两者拼接面的平面相对榫槽的中心平面朝向前行叶片偏置。

进一步地，塑造进化阶段还包括步骤：对后继叶片榫头的底端面进行材料补充，以使后继叶片榫头的底端面与其叶身方向中线的夹角由原有的锐角变成直角。

进一步地，塑造进化阶段还包括步骤：使后继叶片榫头排气侧的侧端面外凸成斜坡，且斜坡沿后继叶片榫头的径向延伸。

进一步地，塑造进化阶段还包括步骤：对前行叶片和后继叶片两者的拼接面进行着色检查、对前行叶片和后继叶片两者拼接面间的间隙进行检查、对前行叶片和后继叶片两者拼接面的平面度进行检查、及对前行叶片和后继叶片两者榫齿的直线度进行检查。

本发明具有以下有益效果：

本发明的涡轮叶片可靠性提高方法，解决了涡桨发动机涡轮叶片发生疲劳裂纹直至断裂失效的故障，保障了飞机的正常工作；使涡轮叶片循环寿命延长很多，在此基础上提高涡桨发动机的功率，延长了大修寿命，经济效益显著；涡轮叶片可靠性改进仿生学概念的提出，使人们又一次重温人类模仿飞鸟发明飞机的智慧历程，现在仿生学应用到了飞机的涡轮叶片，可以预见仿生学应用领域会越来越广，对涡桨发动机的涡轮叶片断裂故障，从治标到治本，从健身到塑身，然后根据计算应力云图分配前行叶片、后继叶片的榫头受力截面大小，并使后继叶片的榫头比前行叶片的榫头强壮，前行叶片和后继叶片按可靠性要求等寿命设计，大修更换整盘同步到单叶片时，减少了浪费。

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是本发明优选实施例的涡轮叶片和涡轮盘20及锁片的装配示意图；

图2是图1的局部放大结构示意图；

图3是图1中配合设置的前行叶片和后继叶片的剖视主视结构示意图；

图4是图3的剖视俯视结构示意图；

图5是图3中后继叶片的空间结构示意图；

图6是图5中伸根表面、伸根与第一榫齿转接R2处表面两者沿榫头的纵向抛光主视结构示意图。

图例说明

10、涡轮叶片；101、叶身；102、叶冠；1021、上缘板；1022、篦齿；103、榫头；1031、下缘板；1032、伸根；1033、第一榫齿；1034、第二榫齿；1035、斜坡；11、前行叶片；12、后继叶片；20、涡轮盘；201、榫槽。

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，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。

参照图1-图2、图5-图6所示，本发明的优选实施例提供了一种涡轮叶片可靠性提高方法，涡轮叶片10包括叶身101、连接于叶身101两端的叶冠102和榫头103，榫头103包括沿径向依次设置且相连的下缘板1031、伸根1032、第一榫齿1033、第二榫齿1034……第n榫齿，涡轮叶片可靠性提高方法主要包括以下步骤：质量改进阶段：对榫头103的型面与榫头103两端的侧端面的交接处的棱边沿齿形倒角R1，及对伸根1032的表面、伸根1032与第一榫齿1033转接R2处的表面沿榫头103的纵向抛光。可靠性提升阶段：通过切除部分结构和/或减薄厚度的措施减轻涡轮叶片10的整体重量，以使伸根1032与第一榫齿1033转接R2处的应力降低。塑造进化阶段：将装设于同一榫槽201中的涡轮叶片10设计为包括相对拼接布设的前行叶片11和后继叶片12，前行叶片11和后继叶片12均为一面带有榫齿且另一面为光滑的拼接面的单面榫齿结构，并前行叶片11和后继叶片12两者拼接面的平面相对榫槽201的中心平面偏置，涡轮盘20旋转运动方向分为前行叶片11和后继叶片12。

本发明的目的是解决涡桨发动机涡轮叶片10大应力疲劳断裂的深层次技术问题，通过受力分析、振动模态和自振频率分析、材料分析、强度计算、外场监控普查，发现涡轮叶片10存在设计不足，致使第一榫齿1033与伸根1032转接R2处强度储备偏小，涡轮叶片10重量偏重、自振频率分散度及叶冠间隙大等造成转接R2处应力增加，并存在非正常交变应力，导致叶片发生疲劳裂纹直至断裂失效，从而采取了三阶段改进措施：质量改进阶段对涡轮叶片10的处理，用于提高涡轮叶片10的光洁度，杜绝肉眼可见的横向加工缺陷，进而提高涡轮叶片10的加工质量；可靠性提升阶段对涡轮叶片10的处理，可减轻涡轮叶片10的整体重量，进而使伸根1032与第一榫齿1033转接R2处的应力降低；塑造进化阶段对涡轮叶片10的处理，将使前行叶片11富余的可靠性匀一点给后继叶片12，进而使涡轮叶片10总体可靠性水平均衡地提高。以上三阶段技术改进措施是继承、进化关系，不因技术研究的深入而仅重视塑造进化阶段的处理，而轻视质量改进阶段和可靠性提升阶段的处理，在未来的大功率涡桨发动机的涡轮叶片上，加工质量、叶片重量、频率、间隙、涂层耐磨性、叶型、榫头几何形状、榫头接触状况都是影响榫头应力分布云图的要素，不是单纯改善某一方面的状况就可从根本上解决问题，涡轮叶片可靠性改进三段论本是可以用形象生动的进化论和仿生学语言进行描叙的，仿生学设计的清晰思路可协助理清涡轮叶片断裂故障的海量调查、计量、分析、统计、试验数据，仿生学指引着可靠性改进的正确方向，使专业技术内容通俗易懂。

本发明的涡轮叶片可靠性提高方法，解决了涡桨发动机涡轮叶片发生疲劳裂纹直至断裂失效的故障，保障了飞机的正常工作；使涡轮叶片循环寿命延长很多，在此基础上提高涡桨发动机的功率，延长了大修寿命，经济效益显著；涡轮叶片可靠性改进仿生学概念的提出，使人们又一次重温人类模仿飞鸟发明飞机的智慧历程，现在仿生学应用到了飞机的涡轮叶片，可以预见仿生学应用领域会越来越广，对涡桨发动机的涡轮叶片断裂故障，从治标到治本，从健身到塑身，然后根据计算应力云图分配前行叶片11、后继叶片12的榫头受力截面大小，并使后继叶片12的榫头比前行叶片11的榫头强壮，前行叶片11和后继叶片12按可靠性要求等寿命设计，大修更换整盘同步到单叶片时，减少了浪费。

可选地，如图5所示，质量改进阶段中，步骤“对榫头103的型面与榫头103两端的侧端面的交接处的棱边沿齿形倒角R1”中，还制定了用于指导加工和验收的标准样件，榫头齿形倒角按标准样件加工，细化、改进沿齿形倒角工艺，将沿齿形倒角工序定为关键工序，编制关键工序控制卡，具体包括：

采用片砂轮沿齿形倒角R1；

采用磨针沿齿形倒角R1磨削榫齿的齿顶和齿根，以使榫齿的齿顶、齿根转接圆滑；

采用细砂布打磨倒角R1处，除去明显的机械加工痕迹；

采用羊毛毡轮抛光倒角R1处，使倒角处无机械加工痕迹且转接圆滑，并表面粗糙度保证Ra0.8。

可选地，如图6所示，对伸根1032的表面、伸根1032与第一榫齿1033转接R2处的表面沿榫头103的纵向抛光，用于消除应力及荧光检查工序。

实际设计时，叶片第一榫齿R处的工作应力较大，且右叶片应力明显大于左叶片的应力；叶片频率分散度大，叶片长期工作后由于叶冠喷涂层磨损，间隙增大、振动阻尼降低，易于产生较大的交变应力；在较大的离心应力和较大的交变应力作用下，导致叶片发生疲劳裂纹直至断裂失效；涡轮工作右叶片断裂模式均与以往断裂模式相同，断裂部位均为叶片榫头排气边一侧的第一榫齿边角R处，由叶盆向叶背方向扩展，呈现疲劳断裂特征；断裂叶片断面较粗糙，高差起伏较大，瞬断区面积约占整个断面面积55％左右；断裂源区及扩展区可见清晰的疲劳弧线及放射棱线。经扫描电镜观察，断裂或开裂源区呈线源，有类解理特征；断裂叶片源区表面未见明显锉磨缺口和材质冶金缺陷，扩展区呈穿晶特征，局部可见清晰疲劳条带及二次裂纹；涡轮右工作叶片断裂模式为大应力低循环疲劳断裂，其主要原因是叶片榫头排气边端面第一榫齿与伸根转接R处存在较深的锉痕，产生应力集中，在使用过程中萌生裂纹，并逐渐扩展直至断裂。针对故障原因，对新机、大修机涡轮叶片倒角R1处贯彻沿齿形倒角和抛光，保证表面粗糙度(Ra0.8)的措施，并对未贯彻相应改进措施的外场发动机采用内窥镜和涡流进行监控。

可选地，质量改进阶段还包括步骤：

采用蠕动磨床对榫齿进行蠕动磨削加工，以提高榫齿加工精度；

采用磨针修锉加工后的榫齿，不允许手工修锉榫齿，因手工修锉表面较粗糙，控制不当可能会造成个别叶片出现锉痕较深的现象，存在于转接R2处较深的锉痕会导致涡轮叶片应力集中，在使用过程中更容易诱发疲劳裂纹，故而采用磨针修锉加工后的榫齿；

对加工后的榫头103进行探伤检测，具体操作为：拆除发动机尾锥和飞机延伸管，采用涡流探伤和内窥镜相结合的方法进行普查，当发现涡轮叶片的涡流阻抗图存在裂纹显示时，将发动机返厂回修。

可选地，如图5所示，可靠性提升阶段中，步骤“通过切除部分结构的措施减轻涡轮叶片10的整体重量”具体包括：

切除叶冠102排气侧的部分上缘板1021，以使上缘板1021沿涡轮盘20轴向的宽度变窄，进而使伸根1032与第一榫齿1033转接R2处的应力降低；

将上缘板1021上两道篦齿1022整体朝叶冠102的进气侧外移，以使位于外侧的篦齿1022靠近上缘板1021的进气侧或与上缘板1021的进气侧齐平，调整涡轮叶片的应力分布，使应力分布更均匀。

可选地，如图5所示，可靠性提升阶段中，步骤“通过减薄厚度的措施减轻涡轮叶片10的整体重量”具体包括：

沿叶身101型面方向缩减叶身101的厚度，进而使伸根1032与第一榫齿1033转接R2处的应力降低；

控制上缘板1021和下缘板1031的厚度，现有技术中，上缘板1021和下缘板1031的厚度是根据涡轮叶片10其它的设计参数而自然获得的，并未对其专门设计和控制，本发明中，将上缘板1021和下缘板1031的厚度控制在(1±0.2)mm，进而使伸根1032与第一榫齿1033转接R2处的应力降低；

对上缘板1021和下缘板1031的边角进行倒圆，也可减轻涡轮叶片10的整体重量，降低伸根1032与第一榫齿1033转接R2处的应力。

可选地，如图2所示，可靠性提升阶段还包括步骤：

采用镍基多晶高温锻造合金材料成型涡轮叶片10，进而提高涡轮叶片10的结构强度；

取消相邻上缘板1021间的相接面上涂层的喷涂，保证相邻涡轮叶片10的周向间隙，如果上缘板1021相接面涂层剥落较严重，则涡轮叶片叶冠间隙变大，进而使涡轮叶片振幅增大，叶冠阻尼作用减少，当取消相邻上缘板1021间的相接面上涂层的喷涂时，则不存在涂层剥落问题，从而使涡轮叶片抗振能力较强；

对涡轮叶片10测一弯静频，确保频率范围合格。

可选地，如图3和图4所示，塑造进化阶段中，步骤“前行叶片11和后继叶片12两者拼接面的平面相对榫槽201的中心平面偏置”具体操作为：

减薄前行叶片11榫头103的厚度，同时增加后继叶片12榫头103的厚度，以使前行叶片11和后继叶片12两者拼接面的平面相对榫槽201的中心平面朝向前行叶片11偏置。本发明中，拼接面的平面相对榫槽201的中心平面的偏置量为0.4mm，具体偏置量因发动机型号和涡轮级数而不同，这样将使前行叶片11富余的可靠性匀一点给后继叶片12，使涡轮叶片10总体可靠性水平均衡地提高。现有设计中，虽然左叶片强度储备系数高，从未发生断裂，但是以上质量改进阶段和可靠性提升阶段的措施对左、右叶片同步进行，左叶片应力水平也降低了，虽然解决了右叶片发生断裂的隐患，但左、右叶片的可靠性差距并没有缩小，右叶片可靠性仍然是涡桨发动机可靠性“水桶”的“短板”，因此，不能满足于现在右叶片断裂的故障消失了，随着功率提升和延寿工作的持续进行，必须把“短板”补齐，进而本发明中，进行了上述的设计，解决了该存在的技术问题。

现有设计中，由于涡桨发动机涡轮提取功率多，尾气能量少，涡轮级数多，组合于涡轮盘20上的叶片数量多，叶片高度相对涡轮盘20直径比值大，涡轮盘20因榫头尺寸和强度不宜开设与叶片同等数量的榫槽201，一般都采取一个榫槽201装两片叶片的方案，每个叶片只有单面榫齿，且榫槽201的对称面作为单面榫齿的分界面。左、右叶片叶型、榫头、叶冠及篦齿相同，但左叶片的叶背与榫齿在同一侧，右叶片的叶盆与榫齿同侧，因榫槽201斜角，左叶片的榫齿后边缘为钝角，右叶片的榫齿后边缘为锐角。静强度计算表明，第一榫齿与伸根转接R处的工作应力，左叶片小于右叶片，右叶片进气边小于排气边，这就是左、右叶片榫头对称平分榫槽201的弊端，实际上该涡桨发动机的涡轮叶片断裂全部源自右叶片第一榫齿R处，该处主应力大，表面易产生应力疲劳，长时间使用后可能产生疲劳裂纹并扩展至断裂。本发明中，根据仿生学原理，将现有的左叶片、右叶片的设计理念修改为前行叶片11、后继叶片12的设计理念，前行叶片11、后继叶片12的中分面偏置，不再是对称设计，以使前行叶片11最大主应力增大，后继叶片12最大主应力减小，加上质量改进等措施，控制叶片最大主应力水平，则可从根本上均衡两种叶片的可靠性。

现有设计中，右叶片靠排气边榫齿啮合痕迹较重，且啮合痕迹偏向榫齿齿根，而进气边的印迹较轻；左叶片进排气边均有明显印痕，中间局部无明显印痕；右叶片断裂源为线源，断口粗糙，高差起伏较大，瞬断区较大，叶片断裂属于大应力疲劳断裂；断口存在疲劳弧线，并在弧线间(弧形带内)存在疲劳条带，表明叶片在运转过程中，不仅承受了正常的离心力负荷，还承受了振动负荷，左、右叶片榫头第一榫齿R处为高应力区。本发明中，通过叶片切冠、改材料、叶型减薄等措施可提高第一榫齿R处的安全裕度。

可选地，如图3和图4所示，塑造进化阶段还包括步骤：

对后继叶片12榫头103的底端面进行材料补充，以使后继叶片12榫头103的底端面与其叶身101方向中线的夹角由原有的锐角变成直角，后继叶片12的榫头底端面锐角塑造为直角，拉近了前行叶片11、后继叶片12的榫头最大应力水平，增加了后继叶片12的强度储备系数，进而使两种叶片的可靠性接近。

可选地，如图2所示，塑造进化阶段还包括步骤：

使后继叶片12榫头103排气侧的侧端面外凸成斜坡1035，且斜坡1035沿后继叶片12榫头103的径向延伸。后继叶片12榫头103排气侧的侧端面增加一个2mm隆起的斜坡1035，虽然几何形状更加复杂，但是使后继叶片12应力分布更加均匀，显著地减小应力集中，将可靠性“短板”补齐。

可选地，塑造进化阶段还包括步骤：

对前行叶片11和后继叶片12两者的拼接面进行着色检查、对前行叶片11和后继叶片12两者拼接面间的间隙进行检查、对前行叶片11和后继叶片12两者拼接面的平面度进行检查、及对前行叶片11和后继叶片12两者榫齿的直线度进行检查，以提高前行叶片11和后继叶片12的加工质量，避免不合格产生出现。

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 (10)

1.一种涡轮叶片可靠性提高方法，涡轮叶片(10)包括叶身(101)、连接于叶身(101)两端的叶冠(102)和榫头(103)，榫头(103)包括沿径向依次设置且相连的下缘板(1031)、伸根(1032)、第一榫齿(1033)、第二榫齿(1034)……第n榫齿，其特征在于，涡轮叶片可靠性提高方法主要包括以下步骤：

质量改进阶段：对榫头(103)的型面与榫头(103)两端的侧端面的交接处的棱边沿齿形倒角R1，及对伸根(1032)的表面、伸根(1032)与第一榫齿(1033)转接R2处的表面沿榫头(103)的纵向抛光；

可靠性提升阶段：通过切除部分结构和/或减薄厚度的措施减轻涡轮叶片(10)的整体重量，以使伸根(1032)与第一榫齿(1033)转接R2处的应力降低；

塑造进化阶段：将装设于同一榫槽(201)中的涡轮叶片(10)设计为包括相对拼接布设的前行叶片(11)和后继叶片(12)，前行叶片(11)和后继叶片(12)均为一面带有榫齿且另一面为光滑的拼接面的单面榫齿结构，并前行叶片(11)和后继叶片(12)两者拼接面的平面相对榫槽(201)的中心平面偏置。

2.根据权利要求1所述的涡轮叶片可靠性提高方法，其特征在于，质量改进阶段中，步骤“对榫头(103)的型面与榫头(103)两端的侧端面的交接处的棱边沿齿形倒角R1”具体包括：

采用片砂轮沿齿形倒角R1；

采用磨针沿齿形倒角R1磨削榫齿的齿顶和齿根，以使榫齿的齿顶、齿根转接圆滑；

采用细砂布打磨倒角R1处，除去明显的机械加工痕迹；

采用羊毛毡轮抛光倒角R1处，使倒角处无机械加工痕迹且转接圆滑，并表面粗糙度保证Ra0.8。

3.根据权利要求1所述的涡轮叶片可靠性提高方法，其特征在于，质量改进阶段还包括步骤：

采用蠕动磨床对榫齿进行蠕动磨削加工，以提高榫齿加工精度；

采用磨针修锉加工后的榫齿；

对加工后的榫头(103)进行探伤检测。

4.根据权利要求1所述的涡轮叶片可靠性提高方法，其特征在于，可靠性提升阶段中，步骤“通过切除部分结构的措施减轻涡轮叶片(10)的整体重量”具体包括：

切除叶冠(102)排气侧的部分上缘板(1021)，以使上缘板(1021)沿涡轮盘(20)轴向的宽度变窄；

将上缘板(1021)上两道篦齿(1022)整体朝叶冠(102)的进气侧外移，以使位于外侧的篦齿(1022)靠近上缘板(1021)的进气侧或与上缘板(1021)的进气侧齐平。

5.根据权利要求1所述的涡轮叶片可靠性提高方法，其特征在于，可靠性提升阶段中，步骤“通过减薄厚度的措施减轻涡轮叶片(10)的整体重量”具体包括：

沿叶身(101)型面方向缩减叶身(101)的厚度；

控制上缘板(1021)和下缘板(1031)的厚度；

对上缘板(1021)和下缘板(1031)的边角进行倒圆。

6.根据权利要求1所述的涡轮叶片可靠性提高方法，其特征在于，可靠性提升阶段还包括步骤：

采用镍基多晶高温锻造合金材料成型涡轮叶片(10)；

取消相邻上缘板(1021)间的相接面上涂层的喷涂，保证相邻涡轮叶片(10)的周向间隙；

对涡轮叶片(10)测一弯静频，确保频率范围合格。

7.根据权利要求1所述的涡轮叶片可靠性提高方法，其特征在于，塑造进化阶段中，步骤“前行叶片(11)和后继叶片(12)两者拼接面的平面相对榫槽(201)的中心平面偏置”具体操作为：

减薄前行叶片(11)榫头(103)的厚度，同时增加后继叶片(12)榫头(103)的厚度，以使前行叶片(11)和后继叶片(12)两者拼接面的平面相对榫槽(201)的中心平面朝向前行叶片(11)偏置。

8.根据权利要求1所述的涡轮叶片可靠性提高方法，其特征在于，塑造进化阶段还包括步骤：

对后继叶片(12)榫头(103)的底端面进行材料补充，以使后继叶片(12)榫头(103)的底端面与其叶身(101)方向中线的夹角由原有的锐角变成直角。

9.根据权利要求1所述的涡轮叶片可靠性提高方法，其特征在于，塑造进化阶段还包括步骤：

使后继叶片(12)榫头(103)排气侧的侧端面外凸成斜坡(1035)，且斜坡(1035)沿后继叶片(12)榫头(103)的径向延伸。

10.根据权利要求1所述的涡轮叶片可靠性提高方法，其特征在于，塑造进化阶段还包括步骤：

对前行叶片(11)和后继叶片(12)两者的拼接面进行着色检查、对前行叶片(11)和后继叶片(12)两者拼接面间的间隙进行检查、对前行叶片(11)和后继叶片(12)两者拼接面的平面度进行检查、及对前行叶片(11)和后继叶片(12)两者榫齿的直线度进行检查。

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