激光增材制造技術在渦輪葉片中的應用

陶云亞，薛偉鵬，唐洪飛，蘇云亮，黃順洲，趙曉明

(1.中國燃氣渦輪研究院，成都610500；2.西安鉑力特激光成形技術有限公司，西安710072)

激光增材制造技術在渦輪葉片中的應用

陶云亞1，薛偉鵬1，唐洪飛1，蘇云亮1，黃順洲1，趙曉明2

(1.中國燃氣渦輪研究院，成都610500；2.西安鉑力特激光成形技術有限公司，西安710072)

基于激光增材制造技術可快速、精確地制造出任意復雜形狀零件的特點，以帶復雜冷卻內腔結構的航空發(fā)動機渦輪葉片為研究對象，對激光增材制造技術在渦輪葉片制備過程中的工程應用特點和難點進行了研究，并提出相應解決措施。研究結果顯示，激光增材制造技術在降低零件制造成本和減少零件交貨周期方面具有顯著優(yōu)勢，但在材料力學性能、表面粗糙度、位置及型面公差、氣膜孔收縮率及機械加工定位點等方面依然存在挑戰(zhàn)。

航空發(fā)動機；渦輪葉片；增材制造；3D打??；激光選區(qū)熔融；毛坯；氣膜孔

1 引言

先進航空發(fā)動機燃氣渦輪在約1 700℃的極端高溫下運行，需采用不同類型的冷卻技術以實現(xiàn)發(fā)動機渦輪葉片在超過材料熔點環(huán)境下可靠工作[1]。因此，高效冷卻渦輪葉片通常具有復雜的內腔結構，其加工精度要求也高，是目前航空發(fā)動機制造領域中的瓶頸。激光增材制造技術(也稱3D打印)，是一項顛覆傳統(tǒng)的新型加工技術，它不需要傳統(tǒng)的刀具、夾具及多項加工工序，利用三維設計數(shù)據(jù)在一臺設備上即可快速、精確地制造出任意復雜形狀的零件，大大減少加工工序，縮短加工周期[2]。但增材制造也存在著表面質量不夠精細、設備成形尺寸有限、需要增加支撐結構、設計自由度不足、材料組織各向異性、材料組織熱應力以及CAD工具處理復雜結構能力受限等不足之處[3]。因此，有必要對激光增材制造技術在渦輪葉片中的應用進行探索研究，為渦輪葉片的制造尋找一條捷徑。

根據(jù)成形原理的不同，激光增材制造技術可分為激光選區(qū)燒結(SLS)、激光選區(qū)熔融(SLM)、激光近凈成形(LENS)、電子束熔融(EBM)等。目前，有關激光增材制造渦輪葉片的國外文獻并不多見，從已公開的文獻可知，激光增材制造技術前景廣闊，可用于實現(xiàn)葉片復雜冷卻結構成形，使葉片更加輕量化，甚至可重塑葉片設計規(guī)范；而國內航空發(fā)動機渦輪葉片領域中增材制造研究尚屬空白。本研究為國內首次開展結合增材制造技術的渦輪葉片設計及試驗驗證研究，針對激光選區(qū)熔融技術在渦輪葉片制備過程中的技術特點及難點，對渦輪葉片成形過程中渦輪葉片材料性能數(shù)據(jù)獲取、葉身表面質量、葉身型面輪廓、氣膜孔收縮及機加定位點等一系列問題進行了分析，并相應地提出了可行的解決措施。研究內容涵蓋了采用增材制造技術制造渦輪葉片的全過程，可為增材制造技術在渦輪葉片中的推廣應用提供技術參考。

2 成形方法

渦輪葉片采用粉末床激光選區(qū)熔融成形技術制造，如圖1所示。使用激光束熔化粉末材料，利用分層的思想，將計算機中的UG模型直接成形為三維實體零件。

圖1 粉末床選區(qū)熔融成形Fig.1 Powder bed selective laser melting

熔融過程中，將激光、光學、溫度控制和材料相聯(lián)系。成形過程分為三步：①首先在粉體床上鋪一薄層粉體并壓實，可根據(jù)需要在激光熔融前進行預熱；②激光照射粉體層、熔融粉體，形成所設計零件一層的形狀；③粉體床下降一個薄層厚度距離，重復上述過程直到原型零件完成[4]。該方法可滿足近乎無限復雜結構的零件加工，但對于構型復雜的零件，為確保零件合格，必要時需進行工藝支撐設計、零件結構優(yōu)化以及擺放方位研究等補充工作。

3 葉片結構

選擇某型渦輪工作葉片和導向葉片進行激光增材制造技術應用研究，葉片結構模型見圖2。工作葉片為單層壁，冷氣內腔為3腔結構，氣膜孔直徑為0.4～0.8 mm。導向葉片為單層壁，冷氣內腔為2腔結構，氣膜孔直徑為0.5～1.0 mm。激光增材制造原材料選擇Inconel718粉末。

圖2 渦輪葉片實體模型Fig.2 Solid models

4 制造結果及分析

從力學性能、葉身表面質量、葉身型面輪廓、氣膜孔及機加定位點5個方面，對激光增材制造技術在渦輪葉片中的應用進行闡述，并給出相應技術分析。

4.1 力學性能

根據(jù)要求，對葉身橫向、豎向及45°方向的薄壁試樣，在25℃(常溫)及200℃條件下進行拉伸性能檢測。試樣尺寸(橫向和豎向厚度為1.5 mm，45°方向為1.6 mm)見圖3，檢測結果見表1。表中：H表示橫向(與激光燒結層平行)，S表示豎向(與激光燒結層垂直)，45℃表示橫縱等分線方向，-1、-2分別表示試樣1和試樣2?？梢姡?5℃及200℃下的拉伸強度均較高。根據(jù)材料性能數(shù)據(jù)[5]對工作葉片進行強度評估，發(fā)現(xiàn)葉身強度儲備滿足強度設計要求。

圖3 試樣尺寸Fig.3 Sample dimensions

表1 試樣25℃和200℃拉伸性能檢測結果Table 1 Tensile property test results of samples at 25℃and 200℃

4.2 葉身表面質量

采用激光增材制造成形的葉片毛坯如圖4所示。可見，其葉身外表面存在波紋，表面凹凸明顯，且紋路走向基本一致。經(jīng)檢測，表面粗糙度在3.2～12.0 μm之間，超出設計要求(≯3.2 μm)[6]。

經(jīng)分析，引起毛坯表面波紋及粗糙度超差的原因主要有：

(1)激光光斑具有一定直徑(直徑為0.08～0.12 mm)，激光沿理論輪廓的熔融過程中，光斑邊緣的低溫區(qū)會在外輪廓面上形成熔融分界面，產生不完全熔融區(qū)域，導致成形后的毛坯表面粗糙；

(2)激光在熔融過程中，光斑的實際行進路線為折線，熔融完成的輪廓面上會形成突點或毛刺，影響粗糙度；

(3)分層熔融過程中，由于層與層之間的熔融分界面疊加、錯位而形成走向大致相同的波紋線；

(4)目標模型成形完畢后，需要將零件表面的支撐結構與目標模型分離，分離過程中會影響目標模型局部表面的質量。

針對粗糙度過大問題，分別采用拋光和吹砂的方法對毛坯進行處理，處理后的毛坯見圖5。經(jīng)粗糙度輪廓儀檢測，拋光后表面粗糙度達到了0.10 μm的量級，吹砂處理后的毛坯葉身表面粗糙度在0.16～0.32 μm之間，葉身質量明顯改善。

圖4 毛坯圖Fig.4 Rough part picture

圖5 拋光和吹砂后的毛坯表面Fig.5 Polished and grit blasted surfaces of rough parts

4.3葉身型面輪廓

經(jīng)檢測，導向葉片毛坯前緣偏差最大達到0.2 mm，葉背偏差最大升至0.3 mm，見圖6、圖7。輪廓度超出規(guī)定范圍，尤其是局部表面凹凸嚴重，可能會引起氣動性能大幅衰減。

為準確獲取葉型輪廓超差對氣動性能的影響，對氣動參數(shù)和效率進行了評估。根據(jù)葉柵參數(shù)變化，中截面的設計值與加工葉型的分析值之間差異不大，但尖截面加工葉型的進口結構角、尾緣折轉角、出口收斂角等參數(shù)與設計值有較大差異，見表2。

圖6 毛坯三維成像圖Fig.6 Rough part 3D image

圖7 葉片截面檢測結果Fig.7 Test results of middle and top sections

表2 設計與加工葉柵參數(shù)對比Table 2 Cascade parameters of design in comparison with that of machining

圖8 導向葉片馬赫數(shù)分布云圖Fig.8 Mach number contours of guide vane

導向葉片馬赫數(shù)云圖模擬結果見圖8。圖中，Ma2為葉柵出口馬赫數(shù)，Eloss為葉柵能量損失，αout為出口氣流角。由圖可知：中截面在葉背位置葉型超差最大，最大值接近0.35 mm，但對葉柵參數(shù)影響不大，負荷差異不大，表面載荷和損失變化不大；尖截面葉型超差比中截面小，但在壓力面尾緣處出現(xiàn)明顯不光滑，導致激波強度增強，損失增加近1個百分點。

葉型馬赫數(shù)設計值與加工實際值之間的對比見圖9。從加工葉型與設計葉型的對比可看出，葉片存在整體變形。中截面吸力面喉部位置外凸，相應位置的壓力面內凹。尖截面近尾緣處吸力面內凹，而壓力面外凸。通過對增材制造工藝分析，導致葉型遠離設計點的主要原因有：

圖9 葉片截面馬赫數(shù)對比圖Fig.9 Mach number comparison of middle and top sections

(1)支撐結構影響。增加支撐結構是針對模型局部采取的一種受力補償措施，支撐可看成是主體結構的延伸。為保持主體結構的完整性，制造完成后必須去除支撐，去支撐過程會引起局部型面變形。

(2)葉身擺放方位影響。受重力影響，葉片制造時葉身擺放方位不同對葉型影響的程度也不同，在確定擺放方位時應優(yōu)先考慮對葉背靠尾緣區(qū)域的影響。

(3)毛坯熱處理影響。激光熔融局部溫度很高，與熔融周邊區(qū)域形成溫度梯度，即使激光單點掃射范圍很小，但由此引起的熱應力也無法避免,因此毛坯制造完成后需進行熱處理。

(4)激光掃射光斑影響。激光光斑有一定直徑，且熔融過程中的折線行進方式會引起輪廓偏移。

通過對激光光斑參數(shù)、支撐結構、擺放方位、熱處理制度等影響因素進行反復研究，結合試制及工藝參數(shù)優(yōu)化調整，對毛坯進行了改進制造。改進后的毛坯雖然依舊存在局部型面輪廓超差，尤其是前緣局部輪廓偏小，但超差范圍小，超差數(shù)值低，相比改進前有很大改觀，可讓步使用。葉型輪廓檢測結果見圖10～圖12。

圖10 改進后毛坯的三維成像圖Fig.10 Improved rough part 3D image

圖11 葉型輪廓偏差分布圖Fig.11 Deviation distribution of airfoil profile

4.4 氣膜孔

渦輪葉片的氣膜孔通常是在毛坯鑄造完成后，采用電火花、激光及電液束等方法加工而成。這些制孔方法不僅加工周期長、成本高，且容易在孔壁形成重熔層等缺陷。本文的渦輪葉片氣膜孔與葉片毛坯同時采用整體打印。導向葉片氣膜孔檢測結果見表3，氣膜孔分布見圖13?？梢?，按照理論孔徑打印的氣膜孔孔徑偏小，不符合要求。

研究發(fā)現(xiàn)，采用激光增材技術成形的氣膜孔，受光斑直徑及熔融溫度梯度的影響，均會出現(xiàn)不同程度的“縮孔”現(xiàn)象，且收縮率與材料、孔深、壁厚、孔徑大小、激光參數(shù)、毛坯熱處理等因素密切相關。后經(jīng)反復工藝試驗，得到氣膜孔的“縮孔”規(guī)律，使孔徑基本符合設計要求。

4.5 機加定位點

由于渦輪葉片對縱樹形榫頭及定位配合面的表面精度及表面質量要求很高，采用激光增材制造技術制備的渦輪葉片還無法達到直接裝機要求，必須對毛坯進行機械加工。渦輪葉片的機械加工通常采用六點定位法來統(tǒng)一基準[7]，以確保毛坯到成品件的質量一致性。

圖12 改進后葉片截面檢測結果Fig.12 Test results of middle and top sections of improved rough part

表3 氣膜孔檢測結果Table 3 Test results of film holes

圖13 導葉氣膜孔分布Fig.13 Film holes distribution of guide vane

圖14為工作葉片、導向葉片六點的檢測結果。從結果可知，工作葉片和導向葉片的六點均存在超差，部分定位點偏差超過0.1 mm。

圖14 葉片六點檢測結果Fig.14 Blade and vane test results of“six points”

為驗證六點超差對產品的影響，對超差件進行了機加。機加后零件葉型截面與理論葉型的對比見圖15?？梢姡诹c超差的情況下，機加后的安裝葉型與設計葉型偏離很大，最大偏離值達1.0 mm，且葉型積疊軸發(fā)生了偏移，葉型安裝角偏離設計值。經(jīng)氣動性能評估，偏離引起了巨大的安裝損失，結果無法接受。后續(xù)對六點精度開展了多輪改進研究，但由于合格率低，最終采用葉型靠板進行透光修正檢查的方法完成了葉片機加。

圖15 實測葉型與設計葉型對比Fig.15 Comparison of designed and measured profiles

對機加完成后的導向器喉道面積進行了測量，結果見圖16。各窗口面積大致分布在-2.0%～0.5%范圍內，實測喉部總面積相比設計值僅偏小0.29%。由此可見，采用3D打印工藝獲得的葉片毛坯具有較好的一致性，后期的機加也有效保證了葉片安裝定位的可靠性。

圖16 導向器喉道面積測量結果Fig.16 Measure results of throat area of turbine nozzle

5 結束語

對激光增材制造技術制造航空發(fā)動機渦輪葉片進行了研究，取得了有價值的工程應用成果和經(jīng)驗，是激光增材制造技術在渦輪葉片應用中的有益嘗試。進行了增材制造渦輪葉片的渦輪部件環(huán)吹及級性能試驗考核，獲取了各項試驗參數(shù)，驗證了采用激光增材制造技術制造渦輪工作葉片與導向葉片的可行性。研究結果表明，激光增材制造技術可有效縮短制造周期，實現(xiàn)復雜構型零件的快速成形，是渦輪葉片制造技術的突破，能夠推動渦輪技術尤其是渦輪冷卻技術及試驗技術的發(fā)展。

目前，國內外采用激光增材制造技術制造的渦輪葉片還無法直接用于裝機，制造精度不夠導致葉片在表面質量、型面控制、基準轉換等方面無法完全滿足要求，需要借助額外的輔助工序。此外，試樣的材料性能數(shù)據(jù)獲取還不全面，尚未形成完整的技術標準、規(guī)范；在葉片成形路徑規(guī)劃、成形方法仿真、成形過程建模、支撐結構優(yōu)化以及數(shù)據(jù)庫參數(shù)支持等方面，還存在不足。

[1]Bernstein J A，Bravato A，Ealy B，et al.Fabrication and analysis of porous superalloys for turbine components using laser additive manufacturing[R].AIAA 2013-4178，2013.

[2]盧秉恒，李滌塵.增材制造(3D打印)技術發(fā)展[J].機械制造與自動化，2013，42(4)：1—4.

[3]Seppala J，Hupfer A.Topology optimization in structural design of a LP turbine guide vane:potential of additive manufacturingforweightreduction[R].ASME GT2014-25637，2014.

[4]羅新華，花國然.基于激光快速成型技術的金屬粉末燒結工藝[J].南通工學院學報，2004，3(3)：29—32

[5]《中國航空材料手冊》編輯委員會.中國航空材料手冊：第2卷——變形高溫合金鑄造高溫合金[K].北京：中國標準出版社，2001.

[6]HB 5647-1998，葉片葉型的標注、公差與葉身表面粗糙度[S].

[7]《航空發(fā)動機手冊》總編委會.航空發(fā)動機設計手冊：第10冊——渦輪[K].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

Application of laser additive manufacturing technology in turbine blade and vane

TAO Yun-ya1，XUE Wei-peng1，TANG Hong-fei1，SU Yun-liang1，HUANG Shun-zhou1，ZHAO Xiao-ming2
(1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.Xi’an Bright Laser Technologies Company Limited，Xi’an 710072，China)

With Laser Additive Manufacturing(LAM)technology,any arbitrary complicated structures can be formed rapidly and precisely.The engineering application traits and difficulties of LAM during the preparation of certain aero-engine turbine blade and vane with complex cooling cavity structures were investigated and relevant solutions were put forward.The research results reveal that LAM offers significant advantages in reducing both part cost and lead time,but also presents some challenges in these aspects,like material mechanical properties,surface roughness,positional and profile tolerance,film holes shrinkage rate and machining position points.

aero-engine；turbine blade and vane；additive manufacturing；3D printing；selective laser melting(SLM)；rough part；film hole

V261；V232.4

A

1672-2620(2016)06-0044-07

2016-08-10；

2016-12-19

陶云亞(1985-)，男，湖南綏寧人，工程師，主要從事航空發(fā)動機渦輪結構設計研究。