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

“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

中值疲劳强度σ_-1：

疲劳强度子样标准差为：

变异系数为：

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

“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

中值疲劳强度σ_-1：

疲劳强度子样标准差为：

变异系数为取置信度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

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

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n_i ^*为权的σ_i ^*的加权平均值，即：

式中，n^*为对子总数

疲劳强度子样标准差为：

变异系数为：

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

“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

中值疲劳强度σ_-1：

疲劳强度子样标准差为：

变异系数为：

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。