激光增材制造技術(shù)在渦輪葉片中的應(yīng)用

陶云亞，薛偉鵬，唐洪飛，蘇云亮，黃順洲，趙曉明

(1.中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，成都610500；2.西安鉑力特激光成形技術(shù)有限公司，西安710072)

激光增材制造技術(shù)在渦輪葉片中的應(yīng)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(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，成都610500；2.西安鉑力特激光成形技術(shù)有限公司，西安710072)

基于激光增材制造技術(shù)可快速、精確地制造出任意復(fù)雜形狀零件的特點(diǎn)，以帶復(fù)雜冷卻內(nèi)腔結(jié)構(gòu)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片為研究對(duì)象，對(duì)激光增材制造技術(shù)在渦輪葉片制備過(guò)程中的工程應(yīng)用特點(diǎn)和難點(diǎn)進(jìn)行了研究，并提出相應(yīng)解決措施。研究結(jié)果顯示，激光增材制造技術(shù)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(shì)，但在材料力學(xué)性能、表面粗糙度、位置及型面公差、氣膜孔收縮率及機(jī)械加工定位點(diǎn)等方面依然存在挑戰(zhàn)。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；渦輪葉片；增材制造；3D打印；激光選區(qū)熔融；毛坯；氣膜孔

1 引言

先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)鉁u輪在約1 700℃的極端高溫下運(yùn)行，需采用不同類(lèi)型的冷卻技術(shù)以實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片在超過(guò)材料熔點(diǎn)環(huán)境下可靠工作[1]。因此，高效冷卻渦輪葉片通常具有復(fù)雜的內(nèi)腔結(jié)構(gòu)，其加工精度要求也高，是目前航空發(fā)動(dòng)機(jī)制造領(lǐng)域中的瓶頸。激光增材制造技術(shù)(也稱3D打印)，是一項(xiàng)顛覆傳統(tǒng)的新型加工技術(shù)，它不需要傳統(tǒng)的刀具、夾具及多項(xiàng)加工工序，利用三維設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)在一臺(tái)設(shè)備上即可快速、精確地制造出任意復(fù)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(zhì)量不夠精細(xì)、設(shè)備成形尺寸有限、需要增加支撐結(jié)構(gòu)、設(shè)計(jì)自由度不足、材料組織各向異性、材料組織熱應(yīng)力以及CAD工具處理復(fù)雜結(jié)構(gòu)能力受限等不足之處[3]。因此，有必要對(duì)激光增材制造技術(shù)在渦輪葉片中的應(yīng)用進(jìn)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(shù)可分為激光選區(qū)燒結(jié)(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(guān)激光增材制造渦輪葉片的國(guó)外文獻(xiàn)并不多見(jiàn)，從已公開(kāi)的文獻(xiàn)可知，激光增材制造技術(shù)前景廣闊，可用于實(shí)現(xiàn)葉片復(fù)雜冷卻結(jié)構(gòu)成形，使葉片更加輕量化，甚至可重塑葉片設(shè)計(jì)規(guī)范；而國(guó)內(nèi)航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片領(lǐng)域中增材制造研究尚屬空白。本研究為國(guó)內(nèi)首次開(kāi)展結(jié)合增材制造技術(shù)的渦輪葉片設(shè)計(jì)及試驗(yàn)驗(yàn)證研究，針對(duì)激光選區(qū)熔融技術(shù)在渦輪葉片制備過(guò)程中的技術(shù)特點(diǎn)及難點(diǎn)，對(duì)渦輪葉片成形過(guò)程中渦輪葉片材料性能數(shù)據(jù)獲取、葉身表面質(zhì)量、葉身型面輪廓、氣膜孔收縮及機(jī)加定位點(diǎn)等一系列問(wèn)題進(jìn)行了分析，并相應(yīng)地提出了可行的解決措施。研究?jī)?nèi)容涵蓋了采用增材制造技術(shù)制造渦輪葉片的全過(guò)程，可為增材制造技術(shù)在渦輪葉片中的推廣應(yīng)用提供技術(shù)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(shù)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(jì)算機(jī)中的UG模型直接成形為三維實(shí)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(guò)程中，將激光、光學(xué)、溫度控制和材料相聯(lián)系。成形過(guò)程分為三步：①首先在粉體床上鋪一薄層粉體并壓實(shí)，可根據(jù)需要在激光熔融前進(jìn)行預(yù)熱；②激光照射粉體層、熔融粉體，形成所設(shè)計(jì)零件一層的形狀；③粉體床下降一個(gè)薄層厚度距離，重復(fù)上述過(guò)程直到原型零件完成[4]。該方法可滿足近乎無(wú)限復(fù)雜結(jié)構(gòu)的零件加工，但對(duì)于構(gòu)型復(fù)雜的零件，為確保零件合格，必要時(shí)需進(jìn)行工藝支撐設(shè)計(jì)、零件結(jié)構(gòu)優(yōu)化以及擺放方位研究等補(bǔ)充工作。

3 葉片結(jié)構(gòu)

選擇某型渦輪工作葉片和導(dǎo)向葉片進(jìn)行激光增材制造技術(shù)應(yīng)用研究，葉片結(jié)構(gòu)模型見(jiàn)圖2。工作葉片為單層壁，冷氣內(nèi)腔為3腔結(jié)構(gòu)，氣膜孔直徑為0.4～0.8 mm。導(dǎo)向葉片為單層壁，冷氣內(nèi)腔為2腔結(jié)構(gòu)，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(shí)體模型Fig.2 Solid models

4 制造結(jié)果及分析

從力學(xué)性能、葉身表面質(zhì)量、葉身型面輪廓、氣膜孔及機(jī)加定位點(diǎn)5個(gè)方面，對(duì)激光增材制造技術(shù)在渦輪葉片中的應(yīng)用進(jìn)行闡述，并給出相應(yīng)技術(shù)分析。

4.1 力學(xué)性能

根據(jù)要求，對(duì)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(jìn)行拉伸性能檢測(cè)。試樣尺寸(橫向和豎向厚度為1.5 mm，45°方向?yàn)?.6 mm)見(jiàn)圖3，檢測(cè)結(jié)果見(jiàn)表1。表中：H表示橫向(與激光燒結(jié)層平行)，S表示豎向(與激光燒結(jié)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。可見(jiàn)，25℃及200℃下的拉伸強(qiáng)度均較高。根據(jù)材料性能數(shù)據(jù)[5]對(duì)工作葉片進(jìn)行強(qiáng)度評(píng)估，發(fā)現(xiàn)葉身強(qiáng)度儲(chǔ)備滿足強(qiáng)度設(shè)計(jì)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(cè)結(jié)果Table 1 Tensile property test results of samples at 25℃and 200℃

4.2 葉身表面質(zhì)量

采用激光增材制造成形的葉片毛坯如圖4所示。可見(jiàn)，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(cè)，表面粗糙度在3.2～12.0 μm之間，超出設(shè)計(jì)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(guò)程中，光斑邊緣的低溫區(qū)會(huì)在外輪廓面上形成熔融分界面，產(chǎn)生不完全熔融區(qū)域，導(dǎo)致成形后的毛坯表面粗糙；

(2)激光在熔融過(guò)程中，光斑的實(shí)際行進(jìn)路線為折線，熔融完成的輪廓面上會(huì)形成突點(diǎn)或毛刺，影響粗糙度；

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

(4)目標(biāo)模型成形完畢后，需要將零件表面的支撐結(jié)構(gòu)與目標(biāo)模型分離，分離過(guò)程中會(huì)影響目標(biāo)模型局部表面的質(zhì)量。

針對(duì)粗糙度過(guò)大問(wèn)題，分別采用拋光和吹砂的方法對(duì)毛坯進(jìn)行處理，處理后的毛坯見(jiàn)圖5。經(jīng)粗糙度輪廓儀檢測(cè)，拋光后表面粗糙度達(dá)到了0.10 μm的量級(jí)，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(zhì)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(cè)，導(dǎo)向葉片毛坯前緣偏差最大達(dá)到0.2 mm，葉背偏差最大升至0.3 mm，見(jiàn)圖6、圖7。輪廓度超出規(guī)定范圍，尤其是局部表面凹凸嚴(yán)重，可能會(huì)引起氣動(dòng)性能大幅衰減。

為準(zhǔn)確獲取葉型輪廓超差對(duì)氣動(dòng)性能的影響，對(duì)氣動(dòng)參數(shù)和效率進(jìn)行了評(píng)估。根據(jù)葉柵參數(shù)變化，中截面的設(shè)計(jì)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(jìn)口結(jié)構(gòu)角、尾緣折轉(zhuǎn)角、出口收斂角等參數(shù)與設(shè)計(jì)值有較大差異，見(jiàn)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(cè)結(jié)果Fig.7 Test results of middle and top sections

表2 設(shè)計(jì)與加工葉柵參數(shù)對(duì)比Table 2 Cascade parameters of design in comparison with that of machining

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

導(dǎo)向葉片馬赫數(shù)云圖模擬結(jié)果見(jiàn)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(duì)葉柵參數(shù)影響不大，負(fù)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(dǎo)致激波強(qiáng)度增強(qiáng)，損失增加近1個(gè)百分點(diǎn)。

葉型馬赫數(shù)設(shè)計(jì)值與加工實(shí)際值之間的對(duì)比見(jiàn)圖9。從加工葉型與設(shè)計(jì)葉型的對(duì)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(yīng)位置的壓力面內(nèi)凹。尖截面近尾緣處吸力面內(nèi)凹，而壓力面外凸。通過(guò)對(duì)增材制造工藝分析，導(dǎo)致葉型遠(yuǎn)離設(shè)計(jì)點(diǎn)的主要原因有：

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

(1)支撐結(jié)構(gòu)影響。增加支撐結(jié)構(gòu)是針對(duì)模型局部采取的一種受力補(bǔ)償措施，支撐可看成是主體結(jié)構(gòu)的延伸。為保持主體結(jié)構(gòu)的完整性，制造完成后必須去除支撐，去支撐過(guò)程會(huì)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(shí)葉身擺放方位不同對(duì)葉型影響的程度也不同，在確定擺放方位時(shí)應(yīng)優(yōu)先考慮對(duì)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(diǎn)掃射范圍很小，但由此引起的熱應(yīng)力也無(wú)法避免,因此毛坯制造完成后需進(jìn)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(guò)程中的折線行進(jìn)方式會(huì)引起輪廓偏移。

通過(guò)對(duì)激光光斑參數(shù)、支撐結(jié)構(gòu)、擺放方位、熱處理制度等影響因素進(jìn)行反復(fù)研究，結(jié)合試制及工藝參數(shù)優(yōu)化調(diào)整，對(duì)毛坯進(jìn)行了改進(jìn)制造。改進(jìn)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(jìn)前有很大改觀，可讓步使用。葉型輪廓檢測(cè)結(jié)果見(jiàn)圖10～圖12。

圖10 改進(jìn)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(zhǎng)、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(shí)采用整體打印。導(dǎo)向葉片氣膜孔檢測(cè)結(jié)果見(jiàn)表3，氣膜孔分布見(jiàn)圖13。可見(jiàn)，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(shù)成形的氣膜孔，受光斑直徑及熔融溫度梯度的影響，均會(huì)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(guān)。后經(jīng)反復(fù)工藝試驗(yàn)，得到氣膜孔的“縮孔”規(guī)律，使孔徑基本符合設(shè)計(jì)要求。

4.5 機(jī)加定位點(diǎn)

由于渦輪葉片對(duì)縱樹(shù)形榫頭及定位配合面的表面精度及表面質(zhì)量要求很高，采用激光增材制造技術(shù)制備的渦輪葉片還無(wú)法達(dá)到直接裝機(jī)要求，必須對(duì)毛坯進(jìn)行機(jī)械加工。渦輪葉片的機(jī)械加工通常采用六點(diǎn)定位法來(lái)統(tǒng)一基準(zhǔn)[7]，以確保毛坯到成品件的質(zhì)量一致性。

圖12 改進(jìn)后葉片截面檢測(cè)結(jié)果Fig.12 Test results of middle and top sections of improved rough part

表3 氣膜孔檢測(cè)結(jié)果Table 3 Test results of film holes

圖13 導(dǎo)葉氣膜孔分布Fig.13 Film holes distribution of guide vane

圖14為工作葉片、導(dǎo)向葉片六點(diǎn)的檢測(cè)結(jié)果。從結(jié)果可知，工作葉片和導(dǎo)向葉片的六點(diǎn)均存在超差，部分定位點(diǎn)偏差超過(guò)0.1 mm。

圖14 葉片六點(diǎn)檢測(cè)結(jié)果Fig.14 Blade and vane test results of“six points”

為驗(yàn)證六點(diǎn)超差對(duì)產(chǎn)品的影響，對(duì)超差件進(jìn)行了機(jī)加。機(jī)加后零件葉型截面與理論葉型的對(duì)比見(jiàn)圖15。可見(jiàn)，在六點(diǎn)超差的情況下，機(jī)加后的安裝葉型與設(shè)計(jì)葉型偏離很大，最大偏離值達(dá)1.0 mm，且葉型積疊軸發(fā)生了偏移，葉型安裝角偏離設(shè)計(jì)值。經(jīng)氣動(dòng)性能評(píng)估，偏離引起了巨大的安裝損失，結(jié)果無(wú)法接受。后續(xù)對(duì)六點(diǎn)精度開(kāi)展了多輪改進(jìn)研究，但由于合格率低，最終采用葉型靠板進(jìn)行透光修正檢查的方法完成了葉片機(jī)加。

圖15 實(shí)測(cè)葉型與設(shè)計(jì)葉型對(duì)比Fig.15 Comparison of designed and measured profiles

對(duì)機(jī)加完成后的導(dǎo)向器喉道面積進(jìn)行了測(cè)量，結(jié)果見(jiàn)圖16。各窗口面積大致分布在-2.0%～0.5%范圍內(nèi)，實(shí)測(cè)喉部總面積相比設(shè)計(jì)值僅偏小0.29%。由此可見(jiàn)，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(jī)加也有效保證了葉片安裝定位的可靠性。

圖16 導(dǎo)向器喉道面積測(cè)量結(jié)果Fig.16 Measure results of throat area of turbine nozzle

5 結(jié)束語(yǔ)

對(duì)激光增材制造技術(shù)制造航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片進(jìn)行了研究，取得了有價(jià)值的工程應(yīng)用成果和經(jīng)驗(yàn)，是激光增材制造技術(shù)在渦輪葉片應(yīng)用中的有益嘗試。進(jìn)行了增材制造渦輪葉片的渦輪部件環(huán)吹及級(jí)性能試驗(yàn)考核，獲取了各項(xiàng)試驗(yàn)參數(shù)，驗(yàn)證了采用激光增材制造技術(shù)制造渦輪工作葉片與導(dǎo)向葉片的可行性。研究結(jié)果表明，激光增材制造技術(shù)可有效縮短制造周期，實(shí)現(xiàn)復(fù)雜構(gòu)型零件的快速成形，是渦輪葉片制造技術(shù)的突破，能夠推動(dòng)渦輪技術(shù)尤其是渦輪冷卻技術(shù)及試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展。

目前，國(guó)內(nèi)外采用激光增材制造技術(shù)制造的渦輪葉片還無(wú)法直接用于裝機(jī)，制造精度不夠?qū)е氯~片在表面質(zhì)量、型面控制、基準(zhǔn)轉(zhuǎn)換等方面無(wú)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(shù)標(biāo)準(zhǔn)、規(guī)范；在葉片成形路徑規(guī)劃、成形方法仿真、成形過(guò)程建模、支撐結(jié)構(gòu)優(yōu)化以及數(shù)據(jù)庫(kù)參數(shù)支持等方面，還存在不足。

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[7]《航空發(fā)動(dòng)機(jī)手冊(cè)》總編委會(huì).航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)：第10冊(cè)——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(dòng)機(jī)渦輪結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)研究。