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

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。