基于真空熱處理制度對航空發動機渦輪葉片影響的研究

鄭 娟

（中國航發成都發動機有限公司， 四川 成都 610503）

引言

航空發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、工業和國防實力的重要體現，被譽為“工業之花”。航空發動機之所以能夠在工業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，高性能航空發動機是一個國家在工業制造方面最高水平的重要標志之一。

在整個航空發動機內部，其中葉片數量可達上千件，是發動機的主要零件，其加工工作量占整臺發動機加工工作量的30%～40%。航空發動機葉片分為壓氣機和渦輪部分，其作用是在發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，再通過發動機軸帶動壓氣機，用以產生發動機推力。因此，研究渦輪葉片的制造技術對航空發動機制造尤為重要。

1 試驗根據與目的

航空發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，具有優良的熱強性能、熱穩定性及熱疲勞性能。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。該試驗為航空發動機葉片熱處理制度溫度選擇提供了參考依據。