CN113462872A - 一种叶片及其制备工艺 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种叶片及其制备工艺，包括如下过程：在精密锻造叶片叶型成型的校正工序后，对叶片锻件进行一次真空消应力退火；再对叶片锻件进行机械加工；对机械加工后的叶片锻件进行二次真空消应力退火；对二次真空消应力退火后的叶片锻件进行喷丸和振动光饰，制备完成。

Description

一种叶片及其制备工艺
技术领域
本发明涉及航空发动机精密锻造叶片的抗疲劳制造技术，具体涉及一种叶片及其制备工艺。
背景技术
疲劳破坏是指机械结构件的高应力集中区域内的较弱晶粒，在交变应力/应变的作用下经过一定的循环次数后形成微观裂纹，然后发展成宏观裂纹并继续扩展，最终导致材料断裂的过程，而疲劳裂纹的起始点通常发生在金属构件的表面或亚表面的缺陷处，特别是转动件，当其表面存在加工刀痕、非金属夹杂、微孔、烧伤、磨削裂纹、化学成分偏析等缺陷时，更易诱发疲劳裂纹萌生。
根据相关资料统计显示：机械构件失效中疲劳失效占50％～90％，航空构件中疲劳失效占80％以上，特别是飞机、发动机关键构件，疲劳是安全服役威胁最大的失效模式，也是制约飞机、发动机寿命的主要成因。抗疲劳制造技术的研究越来越受到人们的重视，并已经取得了明显的进展。但目前在航空发动机叶片抗疲劳制造方面，现有技术对提高叶片在使用过程中发生疲劳断裂能力方面有限，因此航空发动机叶片抗疲劳制造工艺还有进一步的提升空间。
发明内容
为解决现有技术中存在的问题，本发明的目的在于提供一种叶片及其制备工艺，以让航空发动机压气机精密锻造叶片从成型制造向抗疲劳制造前进。
本发明采用的技术方案如下：
一种叶片的制备工艺，包括如下过程：
在精密锻造叶片叶型成型的校正工序后，对叶片锻件进行一次真空消应力退火；
再对叶片锻件进行机械加工；
对机械加工后的叶片锻件进行二次真空消应力退火；
对二次真空消应力退火后的叶片锻件进行喷丸和振动光饰，制备完成。
优选的，叶片锻件进行一次真空消应力退火过程中，退火温度为500～700℃，保温时间为2～6小时(不同材料选择不同参数)。
优选的，二次真空消应力退火过程中，退火温度为500～700℃，保温时间为2～6小时(不同材料选择不同参数)。
优选的，振动光饰过程中，采用20mm×20mm锥状树脂，过程中不间断加水和研磨剂，光饰时间为60min～90min。
优选的，喷丸时对叶片锻件的榫头以及叶身进行喷丸处理。
优选的，喷丸过程中，榫头采用S110铸钢丸，叶身采用Z300陶瓷丸。
优选的，在喷丸后对叶片锻件进行振动光饰。
优选的，在喷丸前以及喷丸后均对叶片锻件进行振动光饰。
优选的，所述叶片锻件的材质为钛合金类和镍基合金。
本发明还提供了一种叶片，该叶片通过本发明如上所述的制备工艺制得。
本发明具有如下有益效果：
本发明叶片的制备工艺中，精密锻件校正后叶身型面内部存在残余拉应力，对精密锻造叶片叶型成型的校正工序后设置真空消除应力工序，能够有效消除锻造叶身型面的残余拉应力。因机械加工会带来残余应力，因此在精密锻件机械加工完成后增加真空消除应力工序，即消除了因机械加工带来的残余应力，同时能够消除氢元素，避免钛合金金属的“氢脆”发生。在叶片机械加工成型后增加喷丸工艺，能够有效提升精密锻造叶片的压应力，残余压应力能消除应力集中影响，减少疲劳缺口敏感，延长裂纹萌生期，减慢或抑制裂纹的扩展，增加疲劳强度。利用振动光饰工艺能够有效降低叶片表面粗糙度值，提高叶片表面完整性。综上，通过本发明的处理工艺，能够有效提升航空发动机压气机精密锻造叶片的抗疲劳性能。
附图说明
图1为第二级高压转子叶片疲劳强度极限试验升降图(改进前)；
图2为第二级高压转子叶片疲劳强度极限试验升降图(改进后)；
图3为第八级转子叶片疲劳强度极限升降图(改进前)；
图4为第八级转子叶片疲劳强度极限升降图(改进后)；
图5为本发明叶片的制备工艺路线图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明做进一步的说明。
参照图5，本发明针对航空发动机压气机精密锻造叶片(材料主要为钛合金类和镍基合金)，通过优化航空发动机精密锻造叶片的加工工艺方案，提高航空发动机精密锻造叶片的疲劳极限值。本发明创造的目的是通过下述的技术方案实现的：
(1)对精密锻造叶片叶型成型的校正工序后增加真空消除应力工序。残余拉应力会增大疲劳缺口的敏感，在疲劳载荷作用下则减少裂纹萌生期，增大裂纹扩展速度，降低疲劳强度。精密锻件校正后叶身型面内部存在残余拉应力，真空消除应力后，可有效消除锻造叶身型面的残余拉应力。
(2)在精密锻件机械加工完成后增加真空消除应力工序，增加真空应力可有效消除因机械加工带来的残余应力，同时能够消除氢元素，避免钛合金金属的“氢脆”发生。精密锻造叶片在后续加工工序中会对叶片进、排气边，榫头、缘板、叶尖等部位进行加工，每经过一道加工工艺均有可能向零件表层内引入方向与量值不同的残余应力，最终以平衡状态存在于零件内部。
(3)对完成机械加工的精密锻件叶身和榫头进行喷丸工艺处理。对容易引起疲劳破坏的表面，在叶片机械加工成型后增加喷丸工艺，有效提升精密锻造叶片榫头和叶身的压应力。残余压应力能消除应力集中影响，减少疲劳缺口敏感，延长裂纹萌生期，减慢或抑制裂纹的扩展，增加疲劳强度。
(4)在消除应力后，增加振动光饰工艺。振动光饰工艺分别安排在喷丸前和喷丸后，有效降低叶片表面粗糙度值，提高叶片表面完整性，振动光饰工艺一般安排在喷丸后进行，在喷丸前和喷丸后各安排一次振动光饰效果更佳。
(5)零件在入库前进行外观的检查，对零件外观进行检查，避免零件表面有碰、压、划伤。零件的外观，尤其碰、压、划伤等表面缺陷对叶片疲劳敏感，易造成零件的疲劳断裂。
本发明的具体工艺路线如下：原材料检验→下料→精密锻造工艺(叶身锻造型面成型)→尺寸检查→校正→真空稳定回火→毛料终检→叶片机械加工→检验→真空消除应力→特种工艺→振动光饰→喷丸→振动光饰→碰压划伤检验。
本发明的优点是：通过对航空发动机压气机精密锻造叶片，从工艺流程上通过大量的测试和试验，优化了精密锻造叶片的锻造工艺、加工工艺、热处理工艺和表面喷丸、光饰工艺，有效提升了航空发动机精密锻造叶片的抗疲劳制造水平。
实施例1
以某型航空发动机第二级高压压气机转子叶片为例，其材料为钛合金TA11。
改进工艺前，第二级高压压气机转子叶片疲劳强度极限试验数据见表1。
表1为第二级高压压气机转子叶片疲劳强度极限试验数据(改进前)
表1
Figure BDA0003141570400000041
Figure BDA0003141570400000051
“闭合”升降图、配对结果分别见图1、表2，表2为相邻应力水平配对表。
表2
Figure BDA0003141570400000052
中值疲劳强度σ-1：
Figure BDA0003141570400000053
疲劳强度子样标准差为：
Figure BDA0003141570400000054
变异系数为：
Figure BDA0003141570400000061
取置信度95％，误差限度5％时，所需对子总数(最小观测值个数)n*＝6，本次试验参与运算的对子数为7，表明试验所取得的数据点个数已满足要求。
因此，第二级高压压气机转子叶片(改进前)其疲劳强度极限σ-1＝350MPa，置信度为95％，相对误差不超过±5％。
按照本发明的工艺进行改进，主要工艺路线包括：原材料检验→下料→精密锻造工艺(叶身锻造型面成型)→尺寸检查→校正→真空消除应力→毛料终检精密→叶片机械加工→检验→真空消除应力→特种工艺→振动光饰→喷丸→振动光饰→碰压划伤检验。
按上述工艺方案提升疲劳强度的主要工艺方案及参数如下：
(1)精密锻造成型后真空稳定退火：设备为真空炉，温度为520℃，保温6小时。
(2)叶片机械加工成型后真空稳定退火：设备为真空炉，温度为520℃，保温6小时。
(3)振动光饰：光饰采用20mm×20mm锥状树脂，过程中不间断加水和研磨剂，光饰时间为90min。
(4)对叶片榫头和叶身进行喷丸：榫头采用S110铸钢丸，叶身采用Z300陶瓷丸。
(5)振动光饰：光饰采用20mm×20mm锥状树脂，过程中不间断加水和研磨剂，光饰时间为90min。
(6)碰压划伤检查：对表面碰、压、划伤等外观缺陷进行检查。
经上述工艺处理后，第二级高压压气机转子叶片疲劳强度极限试验数据见表3，表3为第二级高压压气机转子叶片疲劳强度极限试验数据：
表3
Figure BDA0003141570400000062
Figure BDA0003141570400000071
“闭合”升降图、配对结果分别见图2、表4，表4为相邻应力水平配对表。
表4
Figure BDA0003141570400000072
中值疲劳强度σ-1：
Figure BDA0003141570400000073
疲劳强度子样标准差为：
Figure BDA0003141570400000074
变异系数为
Figure BDA0003141570400000075
取置信度95％，误差限度5％时，所需对子总数(最小观测值个数)n*＝4，本次试验参与运算的对子数为6，表明试验所取得的数据点个数已满足要求。
因此，第二级高压压气机转子叶片(经本实施例的工艺改进后)其疲劳强度极限σ-1＝500MPa，置信度为95％，相对误差不超过±5％。
实施例2
以某型航空发动机第八级高压压气机转子叶片为例，第八级高压压气机转子叶片材料为1Cr16Co5Ni2MoWVNbN。
改进工艺前，第八级高压压气机转子叶片疲劳强度极限试验数据见表5，表5为第八级高压压气机转子叶片疲劳强度极限试验数据(改进前)。
表5
Figure BDA0003141570400000081
根据表5试验数据结果绘制得到“闭合”升降图，见图3。根据升降图将相邻的具有相反试验结果的数据进行配对，计算出疲劳强度极大似然估计值σ* i，并以此值作为统计分析的随机变量，配对结果见表6，表6为相邻应力水平配对表。
表6
Figure BDA0003141570400000091
试验中各试验件均为随机抽取，假设指定循环基数下的疲劳强度服从正态分布，中值疲劳强度可由子样平均值来估计，中值疲劳强度σ-1等于以ni *为权的σi *的加权平均值，即：
Figure BDA0003141570400000092
式中，n*为对子总数
疲劳强度子样标准差为：
Figure BDA0003141570400000093
变异系数为：
Figure BDA0003141570400000094
取置信度95％，误差限度5％时，所需对子总数(最小观测值个数)n*＝5，本次试验参与运算的对子数为5，表明试验所取得的数据点个数已满足要求。
因此，第八级高压压气机转子叶片(改进前)其疲劳强度极限σ-1＝380MPa，置信度为95％，相对误差不超过±5％。
按照本发明的工艺进行改进，主要工艺路线包括：原材料检验→下料→精密锻造工艺(叶身锻造型面成型)→尺寸检查→校正→真空消除应力→毛料终检精密→叶片机械加工→检验→真空消除应力→特种工艺→振动光饰→喷丸→振动光饰→碰压划伤检验。
按上述工艺方案提升疲劳强度的主要工艺方案及参数如下：
(1)精密锻造成型后真空稳定退火：设备为真空炉，温度为630℃，保温2小时。
(2)叶片机械加工成型后真空稳定退火：设备为真空炉，温度为630℃，保温2.5小时。
(3)振动光饰：光饰采用20mm×20mm锥状树脂，过程中不间断加水和研磨剂，光饰时间为60。
(4)对叶片榫头和叶身进行喷丸：榫头采用S110铸钢丸，叶身采用Z300陶瓷丸。
(5)振动光饰：光饰采用20mm×20mm锥状树脂，过程中不间断加水和研磨剂，光饰时间为75min。
(6)碰压划伤检查：对表面碰、压、划伤等外观缺陷进行检查。
经上述工艺处理后，第八级高压压气机转子叶片疲劳强度极限试验数据见表7，表7为第八级高压压气机转子叶片疲劳强度极限试验数据(改进后)。
表7
Figure BDA0003141570400000101
“闭合”升降图、配对结果分别见图4、表8，表8为相邻应力水平配对表。
表8
Figure BDA0003141570400000102
Figure BDA0003141570400000111
中值疲劳强度σ-1：
Figure BDA0003141570400000112
疲劳强度子样标准差为：
Figure BDA0003141570400000113
变异系数为：
Figure BDA0003141570400000114
取置信度95％，误差限度5％时，所需对子总数(最小观测值个数)n*＝5，本次试验参与运算的对子数为5，表明试验所取得的数据点个数已满足要求。
因此，第八级高压压气机转子叶片(改进后)其疲劳强度极限
σ-1＝530MPa，置信度为95％，相对误差不超过±5％。
综上可以看出，本发明通过合理的处理工艺，能够有效提升航空发动机压气机精密锻造叶片的抗疲劳性能。

Claims (10)

1.一种叶片的制备工艺，其特征在于，包括如下过程：
在精密锻造叶片叶型成型的校正工序后，对叶片锻件进行一次真空消应力退火；
再对叶片锻件进行机械加工；
对机械加工后的叶片锻件进行二次真空消应力退火；
对二次真空消应力退火后的叶片锻件进行喷丸和振动光饰，制备完成。
2.根据权利要求1所述的一种叶片的制备工艺，其特征在于，叶片锻件进行一次真空消应力退火过程中，退火温度为500～700℃，保温时间为2～6小时。
3.根据权利要求1所述的一种叶片的制备工艺，其特征在于，二次真空消应力退火过程中，退火温度为500～700℃，保温时间为2～6小时。
4.根据权利要求1所述的一种叶片的制备工艺，其特征在于，振动光饰过程中，采用20mm×20mm锥状树脂，光饰时间为60min～90min。
5.根据权利要求1所述的一种叶片的制备工艺，其特征在于，喷丸时对叶片锻件的榫头以及叶身进行喷丸处理。
6.根据权利要求5所述的一种叶片的制备工艺，其特征在于，喷丸过程中，榫头采用S110铸钢丸，叶身采用Z300陶瓷丸。
7.根据权利要求1所述的一种叶片的制备工艺，其特征在于，在喷丸后对叶片锻件进行振动光饰。
8.根据权利要求1所述的一种叶片的制备工艺，其特征在于，在喷丸前以及喷丸后均对叶片锻件进行振动光饰。
9.根据权利要求1所述的一种叶片的制备工艺，其特征在于，所述叶片锻件的材质为钛合金类和镍基合金。
10.一种通过权利要求1-9任意一项制备工艺制得的叶片。
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