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    基于真空熱處理制度對航空發(fā)動機渦輪葉片影響的研究

    2020-04-16 02:49:18
    機械管理開發(fā) 2020年2期
    關鍵詞:貧化渦輪熱處理

    鄭 娟

    (中國航發(fā)成都發(fā)動機有限公司, 四川 成都 610503)

    引言

    航空發(fā)動機為航空器提供飛行所需的動力,是航空器的核心部件,被譽為“工業(yè)制造皇冠上的明珠”,其地位不言而喻。作為飛機的心臟,它直接影響著飛機的性能、可靠性及經濟性,是一個國家科技、工業(yè)和國防實力的重要體現,被譽為“工業(yè)之花”。航空發(fā)動機之所以能夠在工業(yè)制造方面具有如此高的地位,核心就在其超高的設計制造要求,高性能航空發(fā)動機是一個國家在工業(yè)制造方面最高水平的重要標志之一。

    在整個航空發(fā)動機內部,其中葉片數量可達上千件,是發(fā)動機的主要零件,其加工工作量占整臺發(fā)動機加工工作量的30%~40%。航空發(fā)動機葉片分為壓氣機和渦輪部分,其作用是在發(fā)動機的氣流通道內改變氣流方向與實現氣流功能轉換,特別是渦輪葉片是將燃氣部分能量轉化成渦輪功,再通過發(fā)動機軸帶動壓氣機,用以產生發(fā)動機推力。因此,研究渦輪葉片的制造技術對航空發(fā)動機制造尤為重要。

    1 試驗根據與目的

    航空發(fā)動機渦輪葉片結構特點有別于其他壓氣機葉片,由榫頭、葉型和葉冠部分組成(見圖1)。一般在加工制造完成后,會對葉片進行熱處理以消除表面應力。選擇合適的熱處理制度,對其已加工完成的零件尺寸變化有直接影響,特別是葉冠裝配尺寸的影響。因此,該試驗的目的:選擇合適的真空熱處理制度,既消除了機械加工過程中帶來的殘余應力的同時,又滿足了航空發(fā)動機葉片最終裝配特性和材料性能特性。

    圖1 渦輪葉片示意圖

    一般渦輪葉片材料選用的高溫耐熱鎳基合金,其材料特點是能夠在1 000~1 100℃的高溫下承受很大的熱輻射,并能在高速旋轉的條件下工作,具有優(yōu)良的熱強性能、熱穩(wěn)定性及熱疲勞性能。根據其鑄件技術文件要求去應力熱處理制度為:(760±10)℃/4 h 或(1 000±10)℃/2.5 h,隨爐冷卻至300 ℃以下出爐。因此,通過工藝試驗選擇出最優(yōu)真空熱處理制度,既消除了零件加工殘余應力又對尺寸變化影響較小。

    2 工藝試驗

    2.1 試驗方案

    針對熱處理制度會對葉片材料性能和一些薄壁尺寸會有影響,因此,選取航空發(fā)動機帶冠渦輪葉片進行工藝試驗,并進行熱處理前后尺寸檢測、表面貧化層檢測及疲勞試驗等特性對比分析,具體試驗方案如下:

    選取同一批次20 件進行(760±10)℃/4 h 真空去應力,并且隨爐裝入一個零件的榫頭一邊的試樣1,對該零件的葉冠一邊的試樣2 不進行該熱處理。

    選取該批次中另外17 件進行(1 000±10)℃/2.5 h真空去應力,并且隨爐裝入一個零件的榫頭一邊的試樣3,對該零件的葉冠一邊的試樣4 不進行該熱處理。

    2.2 試驗結果

    分別對兩組真空熱處理溫度試驗的零件進行了尺寸、表面貧化層和疲勞試驗進行了檢測和對比,試驗結果如下:

    2.2.1 真空熱處理去應力前后尺寸變化量情況

    在最終機加完成后,熱處理對零件變形比較大的地方一般是薄壁尺寸,因此,選取了葉冠尺寸A、L和a進行對比分析(見圖2),比較真空去應力不同溫度對零件的變形影響。具體情況如下:

    圖2 渦輪葉片葉冠裝配尺寸示意圖

    2.2.1.1 (760±10)℃真空去應力

    選取了20 件用于(760±10)℃/4 h 真空去應力試驗,尺寸A(27.46±0.05)mm、L(3.4±0.1)mm,α(4°±10′)真空熱處理前后檢測結果見圖3—圖5。從760 ℃真空熱處理前后測量尺寸可以看出:

    圖3 (760±10)℃真空去應力前后A 尺寸CMM 測量結果

    圖4 (760±10)℃真空去應力前后L 尺寸CMM 測量結果

    圖5 (760±10)℃真空去應力前后預扭角α 尺寸測具測量結果

    尺寸A:真空熱處理前后變化量最大在0.012 mm,除第14 號件變化量在0.199 5 mm 外(該零件熱處理前三坐標檢測數據失真),平均變化量0.013 mm。

    尺寸L:真空熱處理前后變化量最大在0.024 5 mm,平均變化量0.002 6 mm。

    預扭角α:角度的測量,采用在長度上轉化成了高度差的讀表數。因此,通過計算可知,葉冠尺寸31.25 mm 長度上,如果角度變化10′,則其百分表讀數差在0.1 mm 以內。真空熱處理前后變化量最大在0.1 mm(即11′),平均變化量0.025 mm。

    因此,從檢測數據結果分析,(760±10)℃真空去應力對零件尺寸變化影響很小。

    2.2.1.2 (1000±10)℃真空去應力

    選取了17 件用于(1 000±10)℃/2.5 h 真空去應力試驗,尺寸A(27.46±0.05)mm、L(3.4±0.1)mm、α(4°±10′)真空熱處理前后檢測結果見圖6—圖8。從1 000 ℃真空熱處理前后測量尺寸可以看出:

    圖6 (1 000±10)℃真空去應力前后A 尺寸CMM 測量結果

    圖7 (1 000±10)℃真空去應力前后L 尺寸CMM 測量結果

    尺寸A:真空熱處理前后變化量最大在0.048 2 mm,平均變化量0.028 mm。

    尺寸L:真空熱處理前后變化量最大在0.005 mm,平均變化量0.002 3 mm。

    預扭角α:測量方式同前,采用在長度上將角度轉化成高度差的讀表數。真空熱處理前后變化量最大在0.17 mm(即18′),平均變化量0.061 mm。

    針對兩種熱處理溫度前后變化進行了合格率統計,情況見表1。

    圖8 (1 000±10)℃真空去應力前后預扭角α 尺寸測具測量結果

    表1 兩種熱處理溫度前后合格率統計

    因此,從檢測數據結果及合格率統計分析,(1 000±10)℃真空去應力對零件尺寸變化有影響,通過數據分析,發(fā)現熱處理后零件葉冠普遍逆時針旋轉,即預扭角變小。

    2.2.2 表面貧化層情況

    所謂表面貧化層就是基體固溶體的合金元素消失或者部分消失了,對材料的組織性能產生影響。由于渦輪葉片采用的是高溫合金材料,因此,真空熱處理后,需進行表面貧化層檢測。經過760 ℃消應力后,將試樣1 榫頭和試樣2 葉冠兩部分試樣進行表面合金貧化層檢測,榫頭和葉冠部分均未見貧化層。經過1 000 ℃消應力后,將試樣3 榫頭和試樣4 葉冠兩部分試樣進行表面合金貧化層檢測,榫頭和葉冠部分均未見貧化層。

    2.2.3 生產疲勞和極限疲勞情況

    零件加工完成后,分別選取了760℃/4 h 和1 000 ℃/2.5 h 真空熱處理后的零件進行2×106循環(huán)數的振動疲勞試驗,試驗完成后,經熒光檢查,無熒光顯示,振動疲勞試驗合格。隨后,又選取了6 件進行2×107循環(huán)數的極限疲勞試驗,試驗完成后,經熒光檢查,無熒光顯示,極限疲勞試驗同樣也合格。

    2.2.4 零件自然時效后變化情況

    將剩余12 件(760±10)℃/4 h 真空去應力的零件進行自然時效2 個月后,采用相同測具進行α(4°±10′)的尺寸測量,其變化量情況見圖9。

    從760 ℃真空熱處理前后及自然時效后α 尺寸可以看出:

    圖9 (760±10)℃真空去應力前后及自然時效后α 尺寸測量結果

    預扭角α:測量方式同前,采用在長度上將角度轉化成高度差的讀表數。真空熱處理后和自然時效2 個月后僅1 件變化量最大在0.07 mm(即8′),其余變化量均在0.05 mm 以內。

    因此,從檢測數據結果分析,(760±10)℃真空去應力后,零件自然時效后變化量不大。

    3 試驗結論

    通過選取某型低壓II 級渦輪葉片在制品進行(760±10)℃/4 h 真空去應力和(1 000±10)℃/2.5 h真空去應力試驗對比,試驗結果如下:

    1)熱處理前后變化量對比。從檢測數據結果及合格率統計分析,發(fā)現(1 000±10)℃比(760 ±10)℃真空去應力對零件尺寸變化量較大,尤其對預扭角影響。

    2)表面貧化層情況。經晶相理化分析,發(fā)現(1 000±10)℃和(760±10)℃真空去應力后零件均未見貧化層。

    3)生產疲勞和極限疲勞情況。(760±10)℃真空去應力后零件選取做生產疲勞和極限疲勞均合格。

    4)自然時效后變化情況。經過(760±10)℃真空去應力后的零件自然時效2 個月,檢查其預扭角(α 尺寸)變化量不大。

    4 結論

    對航空發(fā)動機帶冠渦輪葉片760 ℃/4 h 和1 000℃/2.5 h 真空熱處理去應力溫度與變形控制的可行性進行了工藝試驗研究。采用兩種熱處理制度分別對零件熱處理前后尺寸變化量、表面貧化層、生產疲勞、極限疲勞及自然時效等進行了對比分析,發(fā)現選用760 ℃/4 h 真空熱處理制度對零件尺寸變形影響小。該試驗為航空發(fā)動機葉片熱處理制度溫度選擇提供了參考依據。

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