航空发动机单晶涡轮工作叶片气膜孔制孔技术研究Word文件下载.docx
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关键词：
涡轮叶片，气膜孔，电火花，重熔层
ABSTRACT
Turbineisthecomponentofaero-enginewhichundertakesthelargestthermalloadandmachanicalload,soithasahighdemandaboutthehightemperaturepropertyofthematerial.Oneofeffectivesolutiontotheseproblemsistoadoptcoolingtechnologytodecreasethelocaltemperatureofthematerialandmakeitpossibletowwkathighertemerature.Astheheartoftheaero-engine,turbinebladeisoneofthemaincomponentwhichdieidesthethepropertyoftheengine.Duringtheworkingcyclesoftheaero-engine,turbinebladeexperincestheimpactofthehightemperatureandhighpressuregas.Themanufacutringtechniqueofitisconsideredasthekeytechnologyforthemodemaero-engine.
Singlecrystalhightemperaturealloyiswidelyusedintheareaofadvanedpropukionsystemsuchasturbineengine,owingtoit&
rsquo;
sexcellenthightemperaturestrength,creepproperty,fatigueproperpty,structurestabilityandservicereliability,togetherwithitsabilitytoresistoxidationandthermalcorrosion.Therearemanynewtechnologiestomakefilmholesontheturbine,howevernoneofthemcanmeettherequriementsofengineeringapplication.Inondertoemploysinglecrystalturbineblade,developingamethodwhichcanbothsatisfytherequirementofdesignandengineeringapplicationbecomeurgent
Inthispaper,reasonableprocessingmethodwasselectedandexperimentswerecarriedoutaftercomparingdifferentspecialmachiningprocesses.Thetechnologyformakingholeswasstudiedbytheoreticalanalysisandphysicalandchemicaltest.
Themainresearchcontentsandconclusionsarelistedasbellow:
Meaningofusingsinglecrystaltomanufactureturbinebladeandthemainproblemstodrillholesontheturbine;
Specialmachiningporeesstomaketinyhole;
Specialmachiningtechnologytomakefilmholeonthesinglecrystalturbineblade,suchasmakingholewithhighspeedelectricaldischargemachining（processparameters,jigdesignandprograming）andthemethodtoremovetheremeltlayer.
Physical,chemical,appearanceandmicrostructurechangeofthematerialafterremovingtheremeltinglayer;
theeffectofthediameteroffilmholeandthewaytoestimatewhethertheremeltinglayerwascompletelyremoved.
Comparingtolaserdrilling,thecostofelectricaldischargemachiningwithremeltinglayerremovingprocessislowerandthesurfacequalityisbetter;
Comparingtoelectrohydraulicbeammachining,theefficiencyofitishigher.Thereisnodoubtthatelectricaldischargemachiningwithremeltinglayerremovingprocesswhichcanfitengineeringapplicationandbringeconomicbenefitisabetterchociethanotherspecialmachiningmethods.
Keywords:
turbineblade;
filmhole;
electricaldischargemachining;
remeltinglayer.
目录
NorthwesternPolytechnicalUniversityIII
摘要I
ABSTRACTI
第一章绪论1
1.1课题研究背景及意义1
1.2气膜冷却孔发展趋势2
1.3涡轮叶片气膜孔加工技术发展及应用 3
1.4本文主要研究内容 5
第二章单晶涡轮工作叶片气膜孔的特种加工工艺研究7
2.1高速电火花小孔加工气膜孔工艺性研究7
2.1.1气膜小孔加工的表面质量 7
2.1.2高压涡轮工作叶片电火花制孔工艺方案及加工参数8
2.2ZT-040A设备打孔工装和程序的设计建立 9
2.2.1气膜孔的数据建立和程序生成 9
2.2.2气膜孔的工装设计和后置程序生成仿真 9
2.3化学去除重熔层技术研究11
2.3.1重熔层去除方法研究 11
2.3.2去除重熔层的化学腐蚀工艺方法研究12
2.4重熔层去除的判定方法研究19
2.4.1体视镜观察 19
2.4.2电镜分析19
2.4.3金相法22
2.5化学腐蚀去除重熔层的孔与其他方法制孔的比较22
2.5.1宏观观察22
2.5.2扫描电镜观察22
2.5.3金相显微观察24
第三章试验结果对比及去除重熔层的验证试验25
3.1委托对比分析25
3.2去除重熔层的验证试验 25
3.3模拟工作条件的高温、热循环试验28
3.3.1高温、热循环试验方法28
3.3.2试验结果28
3.3.3试验结论28
3.4不同工艺方法的疲劳和蠕变性能对比分析 30
3.4.1疲劳试验31
3.4.2高温蠕变试验32
第四章疲劳试验34
4.1疲劳试验方案 34
4.2试棒的单晶完整性及晶体取向检查34
4.3疲劳试样的制备34
4.4试验设备 35
4.5试验条件 35
4.6试验步骤 35
4.7疲劳试验结果 35
4.7.1疲劳试验数据35
4.7.2平均寿命比较图36
4.8数据结果分析 36
4.9疲劳试验的断口分析37
第五章热循环+振动试验41
5.1试验方案 41
5.2试验结果 41
第六章总结及展望43
6.1研究结论 43
6.2研究效果 43
参考文献44
致谢46
第一章绪论
1.1课题研究背景及意义
涡轮是航空发动机中热负荷和机械负荷最大的部件，由于对燃气涡轮发动机推重比的要求不断增加,导致对材料的高温性能的要求越来越高，其中以提高热效率最为关键。
使用气膜冷却保护技术可以有效解决该难题，可以使材料的局部温度降低,同样的材料可以应用在温度更高的高温工作环境中[2]。
在发动机循环工作中，涡轮叶片在不断承受高温高压燃气的冲击,使涡轮叶片制造技术称为现代航空发动机的关键技术之一。
涡轮叶片作为航空发动机的&
其工作环境极其恶劣，是决定发动机性能的关键部件之一。
当前涡轮前的燃气温度从一代机的1000K已经提升到现在的2000K以上，对于涡轮叶片的材料，涡轮前进口温度的增加对其迎来极大的挑战【1】。
虽然涡轮进口温度的高低很大程度上决定了发动机的性能，但是其温度的控制却受到了涡轮叶片材料的限制。
相对于导向叶片，涡轮工作叶片除了在高温燃气的冲击下承受极大的热负荷、热冲击、振动负荷和气动负荷外，还承受着相当大的离心负荷。
涡轮工作叶片要求其材料在工作温度下，第一能够具备很高的持久强度极限和蠕变极限，即为通常所说的热强度【3】；
第二热安定性好，即在高温下，具有较高的抗氧化及抗腐蚀的能力；
第三要有足够的塑性、好的抗热疲劳及机械疲劳性能，这种材料的抗疲劳性能更高。
单晶高温合金，正因为其本身在高温下不仅具有很好的热强度、高温持久蠕变与热疲劳抗力，还具备良好的抗氧化性、高温抗热腐蚀性，而且具有良好的组织稳定性和使用可靠性，因此被大量用于电站用燃气轮机涡轮和航空发动机等先进动力推进系统涡轮叶片等部件。
在高温恶劣工作环境下，需对涡轮叶片进行连续不断地冷却，才能保证其安全可靠工作【2】。
为提高发动机的性能，目前一般采用具有代表性的重要结构，即气膜冷却技术，但使用该技术的同时，对气膜孔加工技术相应提出了非常高的要求。
冷却孔加工一直以来都是发动机叶片制造过程中的加工难点。
一般情况下，气膜冷却孔孔径在01.25mm以下，最小可达到（D0.2mm[4],每片涡轮叶片按内腔结构，按列分布有几十个到几百个不等。
相对于导向叶片，发动机涡轮工作叶片上的气膜孔，孔径更细小，通常为①0.2〜0.5mm【5】，沿叶身方向呈线性排列。
由于叶片型面复杂，气流方向复杂，气膜孔在叶片上空间分布位置也极其复杂。
由于每排气膜孔轴线与叶身表面夹角特别小，孔的斜度很大，同时由于内腔结构的缘故，导致每排孔的斜度以及当排孔不同位置的斜度均有不同，位置精度要求非常高。
冷却孔正因为数量多、孔径小，三维空间复杂分布，导致气膜孔冷却孔在加工中，装夹和加工难度非常大。
作为先进航空发动机制造关键技术，气膜孔加工技术被广泛应用，叶片气膜冷却孔的加工质量的好坏直接影响到叶片的安全可靠程度，因此气膜冷却孔加工质量是航空发动机零部件制造中极为关注的环节之一。
由于传统的金属切削方法根本不适用于气膜冷却孔的制造，作为首选的激光、电火花、电化学等特种加工技术由于其重要的应用领域而得到迅速发展。
对于特种加工技术，通常衡量气膜冷却孔的质量指标有孔表面重熔层厚度、是否存在微裂纹、孔的圆度和锥度（即喇叭口情况）等。
其中重熔层厚度和是否存在微裂纹是气膜冷却孔最重要的两个技术指标，其决定了发动机涡轮部件的使用寿命和工作稳定性。
涡轮工作叶片目前均采用镣基定向凝固和单晶高温铸造合金制造。
随着特种制造技术的发展，不断涌现出各种气膜孔加工新技术,在激光高能束制孔、高速电火花制孔、电化学制孔等传统加工方法的基础上,又逐步出现了激光和电火花复合式制孔、电化学和电火花复合制孔等新特种加工技术,同时，对于高热能量等特种加工产生的重熔层去除方面，在磨粒流研磨技术的基础上，又产生应用了化学研磨、电解质一等离子加工等新的去除方法。
这些新技术的产生为提高涡轮叶片气膜孔加工质量、技术水平和生产效率提供了更多的研究发展空间。
虽然单晶镣基合金涡轮工作叶片气膜孔的加工新工艺被不断开发，但是均没有达到能满足工程化应用的阶段，面对单晶涡轮工作叶片需要的迫切性，研究一种既能实现工程化应用，又不会产生重熔层或者可以去除重熔层的复合式的工艺方法尤为重要。
采用电火花制孔的主工艺，结合去除重熔层的辅助工艺，相比于激光制孔的成本低，孔表而质量好，相比于电液束流加工效率高，无疑是一种适用于工程化且能带来较大经济效益的工艺方法。
本课题拟采用传统的适合于涡轮工作叶片气膜孔加工工程化应用且加工表面较激光加工表面好的电火花加工工艺与一种可以有效去除重熔层的工艺相结合的复合工艺来实现单晶镣基高温合金涡轮工作叶片气膜孔的无重熔层制孔。
课题研究将有利于缓解目前单晶涡轮工作叶片工程化制造的压力，且一种去除单晶材料重熔层方法的研究对于突破单晶涡轮叶片无重熔层制孔技术有一定的技术推动作用。
1.2气膜冷却孔发展趋势
据统计结果表明，涡轮前工作温度平均每年升高的25K中约有15K是通过冷却技术的进步来实现的。
从七、八十年代以来，涡轮前工作温度大约提高了450K,其中涡轮工作叶片和导向叶片的高效冷却设计发挥了70%的作用，同时，高温合金和铸造加工工艺的改进也占据30%的功劳。
随着航空发动机技术的不断发展，多种先进的涡轮叶片冷却技术【2】也相继出现，其发展趋势见图l.lo
图1.1气膜孔冷却技术发展历程[2]
提高发动机推力与推重比的重要手段之一便是提高涡轮进口温度。
由于材料的耐高温能力有限，涡轮叶片的冷却技术使得提高涡轮前进口温度、保证涡轮在高温恶劣环境下可靠工作成为可能，是最目前最可行且最高效的途径。
所以，国内外航空发动机设计部门与生产制造商共同合作研究并开发了多种的涡轮叶片冷却技术，如冲击、对流、气膜、复合冷却、铸冷和超冷等叶片技术被成功验证和应用，有效的提高了涡轮前进口温度（进而提高涡扇发动机的性能）。
图1.2是涡轮叶片及其内腔冷却通道的形式图。
图1.2气膜冷却的发动机涡轮叶片[2]
1.3涡轮叶片气膜孔加工技术发展及应用
在涡轮叶片前缘、叶身型面等部位设计大量的气膜孔，是气膜冷却技术的主要结构特点。
每片涡轮叶片按内腔结构，按列分布有几十个到几百个不等。
相对于导向叶片，发动机涡轮工作叶片上的气膜孔，孔径更细小，通常为①0.2〜0.5mm【5】，沿叶身方向呈线性排列。
由于叶片型面复杂，气流方向复杂，气膜孔在叶片上空间分布位置也极其复杂。
由于每排气膜孔轴线与叶身表面夹角特别小，孔的斜度很大，同时由于内腔结构的缘故，导致每排孔的斜度以及当排孔不同位置的斜度均有不同，位置精度要求非常高。
冷却孔正因为数量多、孔径小，三维空间复杂分布，导致气膜孔冷却孔在加工中，装夹和加工难度非常大。
目前，涡轮叶片气膜冷却孔的加工方法主要有激光高能束制孔、高速电火花制孔、电化学（电解、电液束）制孔等，这些方法由于其工艺特点不同，加工质量和生产效率也均有不同:
激光高能束制孔的效率非常高，但重熔层很厚，一般用于涡轮导向叶片气膜孔的加工中，后续配合吹砂工艺去除激光加工产生的飞溅物及毛刺;
高速电火花制孔重熔层相对激光制孔较薄，效率一般，是目前涡轮叶片制孔应用最广的方法;
而电化学（电解、电液束）制孔无重熔层，质量相对较好，但加工效率特别低，不适用于工程化应用。
（1）重熔层
重熔层：
指的是金属在去除加工过程中，被高温熔化后又受到周围工作液介质的快速冷却，在其原位置重新凝固形成的表面部分。
一般是指激光高能束或电火花加工等特种加工表面产生的残留物，这些残留物即为零件加工表面的重熔层【6】。
它与基体（母材）金属完全不同，是一种树枝状淬火的铸造组织，与内层的结合也不牢固。
通过对加工零件基体材料和重熔层的产生原因分析，最终摸索出多种去除重熔层的方法，对于航空发动机零部件的特种加工有着非常重要的意义。
对于涡轮工作叶片，产生重熔层后导致金属表层质地变得不均匀甚至有微裂纹的存在，使得涡轮叶片在长时间高温热循环交变应力作用的情况下进行工作时，可能会发生断裂而出现事故，所以，涡轮叶片气膜孔表面特种加工后所产生的重熔层必须去除彻底，杜绝安全事故隐患。
（2）激光高能束制孔
激光高能束制孔成形的工艺方法包括定点冲击和旋切［2］两种。
1）定点冲击打孔
通常加工范围为孔径0.01〜1.0mm;
孔深5〜15mm的小孔，孔的形状呈喇叭口状，表面粗糙度Ra6.3um以上，通常孔壁会残留约0.15mm的表面重熔层。
激光定点冲击时聚焦的面功率密度不低于106kw/cm2o
2）旋切打孔
激光束旋转的同时，工件随之旋转。
该方法形成的孔内壁表面冶金质量好，孔形相对较圆，孔径大小不受任何限制，但其缺点是孔深受限。
激光高能束制孔的优点是可广泛应用于各种种类和硬度的材料，但是其用量和应用规模都不是很大，主要是由于激光加工的精度较差，重复精度也较低。
但在航空发动机或燃气涡轮发动机的涡轮叶片制造中，采用激光高能束制孔取得了很大效益。
通常采用YAG激光旋切加工，仅会在孔内壁的小部分范围内存在重熔层，且最大厚度小于0.05mm,即使个别孔表面存在微裂纹，但不会进入基体，高效快速的激光工艺适合的特种技术之一。
另外，对高硬度、非导体材料的孔径小、孔数大的零件加工，也有相当大的优势，如发动机扩散器隔热屏等结构件的打孔加工。
（3）电化学制孔
电化学制孔也称电解制孔，通常可分为2种，主要区别在于加工用的电极不同。
第一种采用细小玻璃管内的金属丝电极，即电液束打孔，称为CD（ECF）毛细管加工。
一般用于孔径在25〜0.5mm,孔深最大不超过50mm小孔加工中;
第二种是型管电极电化学加工，该电极是一种中空金属管，其外壁上涂有绝缘涂层，一般用于孔直径在0.5〜7mm,孔深最大不超过600mm的孔加工中。
通常在位于叶片后缘或顶部的冷却气膜孔，此部位的冷却孔相互之间的距离和孔径均很小，孔的外缘距外壁的距离过小，而且该部位的孔的深径比非常大，如果存在重熔层，有可能导致孔穿透外壁等问题，因此，一般采用电化学加工工艺［6］o
电液束流制孔一般可用于孔径在0.25〜5.0mm的孔表面精加工;
其表面粗糙度Ra取决于基体材料和基体的加工工艺，由于电解液流动会产生平滑的表面流动波纹，孔内壁表而金相无热影响区域，无残余表面应力，无裂化现象；
若出现碳化物，可能会晶间腐蚀的出现；
不溶金属会形成氧化皮。
目前国内航空制造工艺研究所对电液束打孔工艺进行较长时间的研究，同时也开发研制了几台电液束流制孔设备，开始应用于四代机发动机单晶涡轮叶片气膜孔的试制加工中。
该工艺方法加工的气膜孔不存在重熔层、微裂纹、热影响区，进出口可自然形成一定的圆角，孔壁相对光滑。
但电液束流打孔的加工速度很低，电极的进给速度一般在1.8〜2.5mm/min,远远低于电火花高速打孔速度（50mm/min）,不适合批量工程化应用。
（4）高速电火花制孔
高速电火花制孔的加工原理为：
电极采用00.l-3.0mm的细铜管，铜管旋转或不旋转，管内通入高压加工冷却液体，铜管与工件之间放电，高压冷却液起到介质、冷却及快速将放电蚀除物排出的作用。
由于在高压加工液的作用下能够快速将蚀除物从深小孔中排出，所以放电状态良好，加工效率高。
铜管电极的高速旋转可使其端面底部损耗均匀，不会被高压、高速冷却液的反作用力而偏斜。
高速电火花制孔工艺主要适用于对重熔层厚度有严格要求的零部件、非圆异形孔的加工以及加工路线不开敞、无法用激光方法加工的气膜冷却孔和基体材料为用电化学打孔工艺无法加工的零部件。
在气膜冷却孔主要制孔工艺方法中，高速电火花制孔工艺是目前应用时间最长，技术也最成熟的工艺。
该方法最突出的特点是，孔表面残留的重熔层厚度可控制在0.02mm以下，仅仅是激光高能束制孔产生的重熔层厚度的一半，几乎能满足所有发动机热端部件的冶金质量要求。
对于某些位于叶身型面的气膜冷却孔，国外标准允许有少量重熔层存在，且均使用高速电火花打孔机床，重熔层厚度一般控制在0.04mm以内。
在国内，高速电火花制孔工艺很早就应用于航空零部件加工中，国内各发动机制造厂商都拥有多种型号的高速电火花机床设备。
在过去的三十多年里，发动机制造商将高速电火花制孔工艺用于涡喷发动机涡轮导向叶片气膜冷却孔的加工，加工设备为国产精密高速电火花打孔机，直径0.5mm的孔加工时间约20s,该工艺作为涡喷系列发动机的标准工艺，一直在发动机制造厂家使用，加工叶片质量稳定。
近年来由于数控技术的不断更新发展，国外一些公司开始制造多轴、多通道的数控电火花打孔专机，其加工效率可达到激光打孔的效率。
随着国内新型航空发动机性能的不断提高,发动机热端部件已广泛采用气膜冷却技术，与之同时，电火花打孔加工工艺已经越来越多地应用于国外航空发动机热端部件，成为近年来航空制造特种加工技术发展新趋势。
但是，在高速电火花制孔工艺中，如
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