CN112453610A - 小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法 - Google Patents

Abstract

一种小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，包括叶片模型特性分析、疲劳试样图纸设计、加工电极设计、电火花加工方法、叶片试样表面观测与深处理。试样加工完成后，结合有限元软件进行叶片变形行为计算分析，得到考核部位的应力应变状态，以此指导疲劳验证实验，用于航天冲击式涡轮叶片的可重复使用性相关的特性研究。本发明直接成型叶片试样，从根本上保证了试样设计要求和加工质量。加工工具制造渠道广泛，加工成本和试样加工数量方便控制。有限元计算分析和疲劳试样表面微结构观测保证了疲劳实验结果的可信性。在很大程度上克服了小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样设计加工的困难。

Description

小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法

技术领域

本发明属于燃气涡轮热端部件重复使用性研究领域，涉及一种小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，该试样可用于小尺度冲击式涡轮叶片疲劳或气动相关的理论与实验研究。

背景技术

随着商业航天和空天科学技术的发展，可重复使用航天运载器的研究越来越引起人们的关注。涡轮叶片作为液体火箭发动机的关键部件，其疲劳寿命的实验研究对确定发动机的可重复使用性至关重要。与航天冲击式涡轮叶片相比，航空领域的涡轮叶片尺寸较大，一般多采用铸造或者焊接的方法来设计加工疲劳试样。焊接过程会对小尺寸叶片的结构造成破坏，而且焊接带来的热处理过程会引起叶片材料力学性能的改变，热量分布的不均匀性会造成严重的加工误差。一般，实验室条件下所需叶片试样批量较小，铸造过程模具的设计和制造相对而言较难，且叶片铸造加工的获取途径比较有限。因此，航空领域的涡轮叶片铸造方法也不适合在实验室条件下开展小尺寸航天冲击式涡轮叶片试样的制备。这样，研究一种价廉方便的小尺度冲击式涡轮叶片的设计加工方法对航天涡轮重复使用性的实验验证研究具有十分重要的意义。

北航王荣桥对单晶涡轮叶片的热机械疲劳行为开展了实验研究(王荣桥，荆甫雷，胡殿印.单晶涡轮叶片热机械疲劳试验技术[J].航空动力学报.2013,28(2):252-258.)，叶片榫头部位作为下固定端由下夹具夹持，为了方便上夹具的夹持固定，他们在叶片模型的叶尖部位通过加工铸造叶冠来固定叶片试样。对于尺寸较大的单个叶片来说，该设计的最大特点是方便快捷。但对于整体成型的航天冲击式涡轮叶片而言，叶栅根部间距只有2mm，合理地切割获取单个叶片模型几乎不可能，而且该叶片尺寸较小，考核部位恰位于叶身与轮盘的连接部位，这也就导致了通过铸造夹持部位来施加机械载荷的方案对小尺寸航天冲击式涡轮叶片而言是比较困难甚至不可行的。

U.Gampe等设计了一种气冷涡轮叶片试样来研究叶片的循环热载荷效应(GampeU,Martynov I,Keyser J.Advanced tools for design and anlysis of hightemperature cyclic loaded turbine components.https://www.researchgate.net/publication.)，该试样采用铸造上下夹头，并在上下夹头处留有冷气进出口，以此模拟叶片受到的机械与热载荷。理论而言，此类试样整体铸造方法虽然可以满足绝大多数的试样形式，但该类方法实施困难、价格昂贵，且获取途径有限，不适合实验室环境下小数量的叶片疲劳实验研究。

美国刘易斯研究中心的D.A.Spera等利用流化床方法对涡轮叶片的热疲劳问题开展了实验研究(Spera D A,Howes M AH,Bizon P T.Thermal-fatigue resistance of15high-temperature alloys determined by the fluidized-bed technique[R].1971,NASA TM X-52975.)。研究中，首先通过铸造获得疲劳试样的大致结构，在设计、铸造过程该疲劳试样两端预设专门的夹持部位。然后，进一步加工至需要的尺寸与光洁度要求。虽然该方法获取的叶片试样与实际叶片的结构形式一致，但该方法并没有保证叶片试样加工的一条基本原则：保证试样与叶片的最终加工性态(表面光洁度、最终热处理形式、表面微结构性态等)一致。

除此以外，焊接方法可用于考核点远离焊接部位的大尺寸涡轮叶片试样加工，但并不适合小尺寸航天涡轮叶片疲劳试样的加工，因为在焊接过程中叶片关键考核部位(叶尖和叶根)很难受到有效保护，溅落的熔融金属会对这些部位带来严重损伤，而且焊接局部区域出现较大的温度梯度，这引起试样的同轴度在加工过程中很难得到保证。

南通中能机械制造有限公司的张望梧等人提出了一种汽轮机小动叶片加工方法(CN102825436 A)，首先根据叶片的长度和高度锻造坯料，然后对坯料进行粗精铣加工获得叶片外形面，最后总检合格入库。在坯料的加工阶段要对坯料取样进行冲击韧性、拉伸检测实验，以保证坯料的基本力学性能满足常规方法的要求。该发明对高度小于80mm的叶片适用，因为此时叶片受力较小。但狭窄的加工空间(叶片试样较小造成的)会对加工刀具、加工策略等有着比较苛刻的要求，所以，铣削加工尺寸较小的冲击式涡轮叶片试样比较困难。

综上所述，虽然整体铸造方法可以满足绝大多数的疲劳试样加工，但铸造过程模具的设计和制造相对而言较难，且叶片铸造加工的获取途径比较有限。因此，铸造方法也不适合在实验室条件下开展小批量的小尺寸航天冲击式涡轮叶片试样的制备。叶片尺寸较小，叶片考核部位位于叶根连接倒角处，且从整体式铸造叶片上切割单个叶片模型比较困难，为此，局部铸造夹持段的方法并不适合该型叶片疲劳试样的加工。除此以外，焊接方法会对叶片实验段造成结构破坏，焊接过程的温度不均匀分布造成加工质量无法得到控制，所以该方法也不适合小尺寸的航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的加工。涡轮叶片的加工方法较多，但这些方法都不适合小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的制备。因此，在现有制造加工方法的基础上，难以为实验室条件下开展小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的设计加工与验证方法提供一种方便廉价的途径。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法。

本发明解决技术的方案是：

小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，该方法的步骤包括：

步骤一，利用有限元方法计算叶片模型的力学响应特性，在此基础上选定疲劳寿命考核部位；

步骤二，利用CATIA三维绘图软件绘制叶片疲劳试样模型，利用AutoCAD二维绘图软件完成叶片疲劳试样的图纸设计；

步骤三，根据疲劳试样的结构形式，设计并制作过渡段的加工电极和实验段的加工电极，分别用于叶片疲劳试样过渡段和实验段的加工；

步骤四，按照疲劳试样的图纸进行试样的加工；

步骤五，利用喷砂抛光技术对叶片疲劳试样进行深加工，以获取与实际叶片相近的表面形态，完成叶片疲劳试样的电火花加工方法。

所述步骤二中，绘制疲劳试样模型时，根据叶片的特性分析设计疲劳试样实验段，保证实验段的细节与实际叶片的细节相符，其实施细节如下：

①叶片试样的几何重心应当位于机械负荷施加的轴线上；

②实验段与夹持段之间设计有过渡段，以保证机械载荷的平稳施加，实验段与过渡段的过渡倒角设计值与实际叶片倒角一致，同时，过渡段与夹持段的过渡倒角设计值大于实验段与过渡段的过渡倒角；

③为了保证①和②，实验段与过渡段的几何重心位于两端夹持段的轴线上。

所述步骤三中，过渡段的加工电极包括压力面侧过渡段加工电极和吸力面侧过渡段加工电极；实验段的加工电极包括压力面侧实验段加工电极和吸力面侧实验段加工电极；

压力面侧实验段加工电极的加工部位与叶片压力面侧形状一致，吸力面侧实验段加工电极的加工部位与叶片吸力面侧形状一致。

过渡段的加工电极和实验段的加工电极均为铜制电极，利用线切割加工技术完成。

实验段加工电极的加工部位粗糙度为Ra0.3。

所述步骤四的实现方式如下：

第一步：使用数控车床将金属棒材加工成直接用于电火花机床加工用的工件，工件由三段构成，中间一段为圆柱段，两端各有一个夹持段，圆柱段和夹持段之间为过渡环节，过渡环节的坡角为45°；

第二步：使用电火花机床，将第一步加工完成的工件安装在工位上，采用浸油加工的方式使用压力面侧过渡段加工电极完成压力面侧过渡段的加工；

第三步：保持第二步的工位，使用电火花机床，采用浸油加工的方式使用压力面侧实验段加工电极完成压力面侧实验段的加工；

第四步：使用电火花机床，将第三步加工完成的工件安装在工位上，采用浸油加工的方式使用吸力面侧过渡段加工电极完成吸力面侧过渡段的加工；

第五步：保持第四步的工位，使用电火花机床，采用浸油加工的方式使用吸力面侧实验段加工电极完成吸力面侧实验段的加工。

加工过程中电火花机床的加工参数为：峰值电流1A；脉冲启动时间0.8μs；脉冲停机时间1.6μs；电容值1nF。

所述疲劳试样用于疲劳试验时，利用有限元方法对疲劳试样进行计算分析，采用试错的方法，保证叶片模型和疲劳试样在考核部位发生等效的塑性应变，以此确定疲劳试验所需施加的峰值机械载荷大小。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

本发明根据实际叶片轮廓的特点，通过设计压、吸力侧加工电极，控制加工参数，利用电火花加工机床加工了与实际叶片形貌相符的叶片疲劳试样。与焊接方法相比，本发明直接成型叶片试样，从根本上保证了试样设计要求和加工质量。与铸造加工方法相比，本发明中的加工工具制造渠道广泛，加工成本和试样加工数量方便控制。叶片试样的固有性质本质上来说并不受温度载荷的影响，据此，本发明中叶片疲劳试样的实验验证程序简单。有限元计算分析和疲劳试样表面微结构观测保证了疲劳实验结果的可信性。本发明在很大程度上克服了小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样设计加工的困难。

附图说明

图1为本发明方法流程图；

图2为部分叶片实际样貌图；

图3为疲劳试样设计图；

图4为加工电极设计图，其中(a-1)为压力面侧过渡段加工电极，(a-2)为吸力面侧过渡段加工电极，(b-1)为压力面侧实验段加工电极，(b-2)为吸力面侧实验段加工电极；

图5为加工步骤实施图，其中(a)为机加后的工件示意图，(b)为工件压力侧加工示意图，(b-1)为压力侧过渡段加工示意图，(b-2)为压力侧实验段加工示意图，(c)为工件吸力侧加工示意图，(c-1)为吸力侧过渡段加工示意图，(c-2)为吸力侧实验段加工示意图；

图6为叶片试样表面微结构图；

图7为有限元模型网格划分示意图，其中(a)为叶片模型图，(b)为疲劳试样模型图；

图8为应力应变计算结果图，其中(a)为叶片模型计算结果图，(b)为疲劳试样计算结果图；

图9为试样疲劳裂纹结果图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步阐述。

本发明旨在根据叶片基本特性，设计加工小尺寸(扩张段最大叶身身高小于20mm)航天冲击式涡轮叶片疲劳试样，通过电火花加工成型，喷砂抛光处理，实现与实际叶片形状和表面性态相符的实验段。利用夹持段、过渡段和实验段的设计形式保证所施加载荷的光滑过渡，并结合有限元软件进行叶片变形行为计算分析，得到考核部位的应力应变状态，以此指导疲劳验证实验，用于航天冲击式涡轮叶片的可重复使用性相关的特性研究。

本发明包括叶片模型特性分析、疲劳试样图纸设计、加工电极设计、电火花加工方法、叶片试样表面观测与深处理，疲劳试样加工完成后，还可以进行叶片及试样的有限元计算，进而进行疲劳实验验证。

所述叶片模型特性分析，包括叶片几何构型分析，气动特性与有限元分析。考察常用航空涡轮叶片疲劳试样的加工方法用于小尺度航天冲击式涡轮叶片疲劳试样加工的可行性。根据有限元计算结果与实际叶片使用情况选定叶片的待考核部位。

所述疲劳试样设计是模型特性分析的结果。主要内容有：试样各段的布置与连接形式设计。较小的气动载荷与气动弯矩并不在叶片设计中加以考虑。为了使施加的机械载荷符合实际并且保证载荷在各段之间光滑过渡，叶片试样设计成三段式，要求实验段、过渡段的几何重心位于夹持段的轴线上，并且过渡段与夹持段、夹持段与实验段之间有倒角光滑过渡，以此保证载荷的合理施加。

所述加工电极是为满足疲劳试样设计要求而专门设计的加工工具。主要内容包括：过渡段电极和实验段电极的设计。根据疲劳试件设计的要求，过渡段采用与实验段相似的外貌形式，为了防止在过渡段与夹持段连接部位提前发生不可接受的失效，过渡段与夹持段的连接倒角要大于实验段与过渡段的连接倒角。两组电极设计的基本原则是保证压力侧与吸力侧加工完成后能够形成光滑连接的“叶身”轮廓。尽管后续的喷砂处理会对疲劳试样表面进一步的加工，但电极的表面加工质量仍加以规定以保证叶片模型加工的精度。

所述的电火花加工方法是在疲劳试样设计、电极设计加工的基础上开展的，主要内容包括：工件的安装定位、加工参数设置，以及加工监控。为了提高加工效率，利用数字车床加工金属棒材形成两端的夹持段，然后将工件固定在设计工位上，调整电火花加工参数，利用电火花加工机床对叶片试样的过渡段和实验段进行浸油加工。加工过程中，通过监测加工效率和加工表面情况适当调整加工参数以保证加工效率和加工质量。压力侧与吸力侧的加工分别进行，最后保证两侧加工型面可以完整的形成“叶片”轮廓。

所述的叶片试样表面观测与深处理是疲劳试样加工工作的延续。主要内容包括：叶片试样表面微结构的观测与喷砂处理。电火花加工出来的叶片疲劳试样表面会存在残余应力和表面微缺陷，它们对叶片的疲劳特性影响较大，实际叶片加工中也会采用喷砂方法对表面进行抛光处理。采用扫描电子显微镜对叶片试样表面微观情况进行观测，利用喷砂方法对试样表面抛光处理，然后再次进行微结构观测，以此保证叶片疲劳试样的表面形态与实际叶片表面形态分布一致。

所述的叶片及试样的有限元计算可以保证叶片及其试样考核部位一致，并且为疲劳验证实验提供一定的机械载荷输入参考。主要内容包括：叶片模型和试样的有限元计算。叶片试样的本质合理性并不应当受热载荷的影响。因此，简化起见，有限元的计算状态定为常温离心载荷条件。有限元模型的网格应当在考核部位加密，试件端面载荷的施加应使得试样考核部位的有效塑性应变和叶片模型关键部位的有效塑性应变大小相等，以此保证有限元载荷施加的合理性。

实施例：

如图1所示，本发明的小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，步骤包括：

步骤一，分析叶片的基本构造，了解叶片各部位的尺寸、形状特点，部分叶片实际样貌图如图2所示。利用有限元方法计算叶片模型的力学响应特性，网格划分如图7中(a)所示，在此基础上选定叶片前缘靠叶根处为疲劳寿命考核部位。

步骤二，利用CATIA三维绘图软件绘制叶片疲劳试样模型，利用AutoCAD二维绘图软件完成叶片疲劳试样的图纸设计，如图3所示。

绘制疲劳试样模型时，根据叶片的特性分析设计疲劳试样实验段，保证实验段的细节与实际叶片的细节相符，其实施细节如下：

①根据叶片尺寸小的特性，忽略气动弯矩对叶片变形的作用，只考虑离心载荷对叶片塑性变形的影响，因此叶片试样的几何重心应当位于机械负荷施加的轴线上；

②实验段与夹持段之间设计有过渡段，以保证机械载荷的平稳施加，实验段与过渡段的过渡倒角设计值为0.2mm，该值也是实际叶片和叶根、围带倒角的设计值。同时，过渡段与夹持段的过渡倒角设计值为1mm；

③为了保证①和②，实验段与过渡段的几何重心位于两端夹持段的轴线上。

步骤三，根据疲劳试样的结构形式，设计并制作过渡段的加工电极和实验段的加工电极，分别用于叶片疲劳试样过渡段和实验段的加工；

过渡段的加工电极包括压力面侧过渡段加工电极和吸力面侧过渡段加工电极；实验段的加工电极包括压力面侧实验段加工电极和吸力面侧实验段加工电极；

压力面侧实验段加工电极的加工部位与叶片压力面侧形状一致，吸力面侧实验段加工电极的加工部位与叶片吸力面侧形状一致；电极的设计保证实验段最终成型面与实际叶片型面相同，同时实验段与过渡段的连接状态(如倒角大小)和实际叶片所处状态(如叶身与叶冠连接倒角)一致，以此保证不因加工细节导致实验结果的无效。过渡段与夹持段平滑连接，以防在连接部位有不可接受的早期失效发生。

过渡段的加工电极和实验段的加工电极均为铜制电极，利用线切割加工技术完成。

实验段加工电极的加工部位粗糙度为Ra0.3。

两组电火花铜质加工电极如图4所示。图4中(a-1)所示电极为压力面侧过渡段加工电极(包括正视图和侧视图)，(a-2)所示电极为吸力面侧过渡段加工电极(包括正视图和侧视图)，用于加工疲劳试样过渡段形状。

图4中(b-1)为压力面侧实验段加工电极(包括正视图、侧视图和俯视图)，(b-2)为吸力面侧实验段加工电极(包括正视图、侧视图和俯视图)，分别用于叶片疲劳试样实验段压力侧和吸力侧型面的加工。

两侧电极可保证最终实验段的加工型面与实际叶片型面一致。

其中，电极的有效加工面设计粗糙度为Ra0.3，为使加工表面达到设计粗糙度，电极表面的切割加工按照由粗到精的三道工序完成。

步骤四，按照疲劳试样的图纸进行试样的加工；

试样的加工步骤如下：①对棒材工件进行车削处理，得到夹持段；②利用电极加工压力面侧的过渡段和实验段；③利用电极加工吸力面侧的过渡段和实验段。

其具体的实施方式如下：

第一步：使用数控车床将金属棒材加工成直接用于电火花机床加工用的工件，工件由三段构成，中间一段为圆柱段，两端各有一个夹持段，圆柱段和夹持段之间为过渡环节，过渡环节的坡角为45°，如图5中(a)所示；

第二步：使用电火花机床，将第一步加工完成的工件安装在图5中(b)所示的工位上，采用浸油加工的方式使用图4中(a-1)所示的压力面侧过渡段加工电极完成压力面侧过渡段的加工，具体成型过程见图5中(b-1)；

第三步：保持第二步的工位，使用电火花机床，采用浸油加工的方式使用图4中(b-1)所示的压力面侧实验段加工电极完成压力面侧实验段的加工，具体成型过程见图5中(b-2)；

第四步：使用电火花机床，将第三步加工完成的工件安装在图5中(c)所示的工位上，采用浸油加工的方式使用图4中(a-2)所示的吸力面侧过渡段加工电极完成吸力面侧过渡段的加工,具体成型过程见图5中(c-1)；

第五步：保持第四步的工位，使用电火花机床，采用浸油加工的方式使用图4中(b-2)所示的吸力面侧实验段加工电极完成吸力面侧实验段的加工，具体成型过程见图5中(c-2)。

以上加工过程中电火花机床主要的加工参数为：峰值电流1A；脉冲启动时间0.8μs；脉冲停机时间1.6μs；电容值1nF。

步骤五，利用喷砂抛光技术对叶片疲劳试样进行深加工，以获取与实际叶片相近的表面形态；

利用扫面电子显微镜对步骤四加工的叶片疲劳试样进行表面微结构分析，首先对实验段和过渡段连接的考核部位进行观测(如图6中(a-1)和(a-3))，然后对叶片疲劳试样前缘进行观测(如图6中(a-2))。为了保证叶片疲劳试样的表面特性与实际叶片表面特性相符，根据实际叶片的加工过程对叶片疲劳试样采用喷砂处理，以消除电火花加工带来的表面残余应力和微结构缺陷。喷砂工艺根据实际叶片加工过程选定，保证喷砂后叶片表面粗糙度为Ra0.2。喷砂处理后叶片表面的微观形貌如图6中(b-1)～(b-3)所示。

利用有限元方法对疲劳试样进行计算分析，网格划分如图7中(b)所示，采用试错的方法，保证叶片模型和疲劳试样在考核部位发生等效的塑性应变，以此确定疲劳试验所需施加的峰值机械载荷大小，疲劳试样的有限元计算结果如图8中(b)所示。

根据叶片模型的有限元计算结果，如图8中(a)所示，采用试错的方法通过保证叶片模型和疲劳试样在考核部位发生等效的塑性应变来确定叶片疲劳试验所需施加的峰值机械载荷大小为10347N。实验条件是三角波加载，负荷比0；实验频率0.25Hz。经验证，叶片疲劳试样的裂纹出现部位恰好发生在仿真最大等效塑性应变处，如图9所示。

从上述具体实施过程可以发现，本发明通过分析叶片模型特性与有限元计算结果设计的航天冲击式涡轮叶片疲劳实验模型可以很方便的进行电火花加工，并且加工质量满足叶片结构件疲劳实验的原则：①叶片试验件考核区几何结构与真实叶片一致，整个试验件的制造、加工过程与真实叶片一致；②试验件截面设计要有效地排除了附加弯矩在加载方向的影响；③设计考核区域恰为试验件的最薄弱截面，试件在预期部位发生失效。这3点在我们叶片试样设计加工中已全部加以考虑，在很大程度上克服了航天冲击式涡轮叶片疲劳试样难以设计加工的难题。

在利用焊接加工制备叶片疲劳试样的过程中，飞溅的熔融金属液会对叶片实验段造成损伤，同时焊接带来的温度不均匀性会引起试样的变形，从而难以保证试样的加工精度，甚至无法满足试样的设计要求。尽管铸造方法可以满足绝大多数疲劳试样的加工要求，但由于试样模具制造复杂且制造成本较高，在小批量叶片试样的加工过程中该类方法不适合实验室条件下进行理论研究。本发明根据实际叶片轮廓的特点，通过设计压、吸力侧加工电极，控制加工参数，利用电火花加工机床加工了与实际叶片形貌相符的叶片疲劳试样。与焊接方法相比，本发明直接成型叶片试样，从根本上保证了试样设计要求和加工质量。与铸造加工方法相比，本发明中的加工工具制造渠道广泛，加工成本和试样加工数量方便控制。叶片试样的固有性质本质上来说并不受温度载荷的影响，据此，本发明中叶片疲劳试样的实验验证程序简单。有限元计算分析和疲劳试样表面微结构观测保证了疲劳实验结果的可信性。本发明在很大程度上克服了小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样设计加工的困难。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (8)

1.小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，其特征在于该方法的步骤包括：

步骤一，利用有限元方法计算叶片模型的力学响应特性，在此基础上选定疲劳寿命考核部位；

步骤二，利用CATIA三维绘图软件绘制叶片疲劳试样模型，利用AutoCAD二维绘图软件完成叶片疲劳试样的图纸设计；

步骤三，根据疲劳试样的结构形式，设计并制作过渡段的加工电极和实验段的加工电极，分别用于叶片疲劳试样过渡段和实验段的加工；

步骤四，按照疲劳试样的图纸进行试样的加工；

步骤五，利用喷砂抛光技术对叶片疲劳试样进行深加工，以获取与实际叶片相近的表面形态，完成叶片疲劳试样的电火花加工方法。

2.根据权利要求1所述的小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，其特征在于：所述步骤二中，绘制疲劳试样模型时，根据叶片的特性分析设计疲劳试样实验段，保证实验段的细节与实际叶片的细节相符，其实施细节如下：

①叶片试样的几何重心应当位于机械负荷施加的轴线上；

②实验段与夹持段之间设计有过渡段，以保证机械载荷的平稳施加，实验段与过渡段的过渡倒角设计值与实际叶片倒角一致，同时，过渡段与夹持段的过渡倒角设计值大于实验段与过渡段的过渡倒角；

③为了保证①和②，实验段与过渡段的几何重心位于两端夹持段的轴线上。

3.根据权利要求1所述的小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，其特征在于：所述步骤三中，过渡段的加工电极包括压力面侧过渡段加工电极和吸力面侧过渡段加工电极；实验段的加工电极包括压力面侧实验段加工电极和吸力面侧实验段加工电极；

压力面侧实验段加工电极的加工部位与叶片压力面侧形状一致，吸力面侧实验段加工电极的加工部位与叶片吸力面侧形状一致。

4.根据权利要求3所述的小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，其特征在于：过渡段的加工电极和实验段的加工电极均为铜制电极，利用线切割加工技术完成。

5.根据权利要求4所述的小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，其特征在于：实验段加工电极的加工部位粗糙度为Ra0.3。

6.根据权利要求1所述的小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，其特征在于：所述步骤四的实现方式如下：

第一步：使用数控车床将金属棒材加工成直接用于电火花机床加工用的工件，工件由三段构成，中间一段为圆柱段，两端各有一个夹持段，圆柱段和夹持段之间为过渡环节，过渡环节的坡角为45°；

第二步：使用电火花机床，将第一步加工完成的工件安装在工位上，采用浸油加工的方式使用压力面侧过渡段加工电极完成压力面侧过渡段的加工；

第三步：保持第二步的工位，使用电火花机床，采用浸油加工的方式使用压力面侧实验段加工电极完成压力面侧实验段的加工；

第四步：使用电火花机床，将第三步加工完成的工件安装在工位上，采用浸油加工的方式使用吸力面侧过渡段加工电极完成吸力面侧过渡段的加工；

第五步：保持第四步的工位，使用电火花机床，采用浸油加工的方式使用吸力面侧实验段加工电极完成吸力面侧实验段的加工。

7.根据权利要求6所述的小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，其特征在于：加工过程中电火花机床的加工参数为：峰值电流1A；脉冲启动时间0.8μs；脉冲停机时间1.6μs；电容值1nF。

8.根据权利要求1所述的小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，其特征在于：所述疲劳试样用于疲劳试验时，利用有限元方法对疲劳试样进行计算分析，采用试错的方法，保证叶片模型和疲劳试样在考核部位发生等效的塑性应变，以此确定疲劳试验所需施加的峰值机械载荷大小。

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