航空发动机风扇∕压气机叶片激光冲击强化技术的发展与应用.pdf

一髟 A e r O e n g i n eM a n u f a C tu r - n gT e C h n O l O g y 万方数据 穆 ! f ：l 堑! Q B _ MQ E1 日E B 航空发动机风扇压气机叶片 激光冲击强化技术的发展与应用 D e v e l o p m e n ta n dA p p l i c a t i o no f L a s e rS h o c kP e e n i n gT b c h n o I o g yi n A e r o e n g i n eF a n a n dC o m p r e s s o rB l a d e 粱春华 自然科学研究员工程硕士主要 从事航空推进系统情报研究工作。 中航工业沈阳发动机设计研究所 梁春华 激光冲f ，强化( 1 Prs h o r k P e i ，L s P 技术是利用强脉冲激 光产乍的冲山波从部件表面引入 残余爪应力的一种节新且最热门的 表f 酊强化技术 反技术在部件表面 形成的残余胝应山深度比常规喷丸 强化处理的深5 1 0 倍，具有提高 抗疲劳强度、延长疲劳寿命，抑制裂 4 6 航窜制造技术2 0 1 2 年笨2 3 2 4 期 随着技术的不断成熟和效率的迅速提高，激光冲击 强化将更广泛地应用在军用战斗机轰炸机直升机发 动机与商用客机发动机风扇与压气机叶片上，在使其抗 外物损伤能力大大提高和高循环疲劳寿命明显延长的同 时。也能够使其成本降低、污染降低和生产效率提高。 纹的形成与扩展、提高抗微动疲劳， 抗磨损，抗应力腐蚀断裂特性等特 点。经过多年的开发与研究，美国于 1 9 9 7 年将激光冲击强化技术成功应 用于航空发动机风扇，压气机叶片， 大幅度地提高了其抗外物损伤能力 和高循环疲劳性能，并且于1 9 9 8 年 被美国研发杂志评为全美1 0 0 项最 重要的先进技术之一，被美国军方认 定为第4 代战斗机发动机的8 0 项夫 键技术之一。2 0 0 3 年以来，该技术 又被应用到F 1 1 9 发动机等第4 代战 斗机发动机高压压气机整体叶盘上， 目前正在研究应用于包括激光雄以 进入区域的航空发动机轮盘等部什 l l 川。 激光冲击强化技术原理与 特点 激光冲击强化技术的原理，是采 用短脉冲( 几十纳秒) 的强激光辐射 金属部件表面涂_ | 聱f 的约束层( 如流动 的水等) ，并通过约束层作用于金属 表面涂覆的不透明涂覆层( 如黑漆或 胶带) 涂覆层吸收激光能量发生爆 炸陀汽化蒸发蒸发的气体吸收剩余 的激光产巾快速膨胀的等离子流，限 定在部件表面与约束层问的等离子 流产，I ：急速增大的高压冲击波，冲击 波产，I 二的“冷作用”作I J 于金属表面 并向内传播，形成n 1 塑性变形引发的 残余压应力”。，“1 冲击波的峰值 万方数据 。+ 。航空发动机制造技术 J KJ J 超过被处理材料动态心恨强度 口t 材料丧层小产生J 世变硬化残例 很大啦，J ，川时微脱绑纵发牛很大的 变化硅著提高材料的抗疲劳、耐蠛 拟和防虚力腐蚀特性 虽然与常姚喷丸弛l 化类似，激光 冲击慢化技术| _ I 土足通过存金属部什 的袅晰产生仃益的残余压应，J 提高 部件的批疲劳与耐损伤特性，但是I 于，j 1 人残余压廊力的方法才：同激光 巾击强化技术处理的部什明品优1 二 常规喷儿懂化处理的部件 ( 1 ) 激光冲击强化一般采J J 钕 玻璃，Y A G 及红二莨打的高功率脉冲 式激光器所产1 i 激光的波长为 I 0 5 4 m ，脉冲宽度为8 4 0 n s ，脉冲 能髓达5 0 J ，激光点直径为5 6 m m 功牢密度为5 l O ( ；w c n 1 2 ，这是常规 的l 械加I 。难以达到的 ( 2 ) 激光冲击强化主要利用高 压儿效啦，具有无渗人或沉积污染 非接触、无热影响区，毖强化效果显著 等特点， ( 3 ) 激光冲击强化后部件的表 m l 硬度通常比常规处理方法的高 1 0 5 0 ，可以获得极细的硬化层 组织：硬化层深度通常为l l ，5 n l n l 明显深下利蹦喷丸强化处理的部件 的硬化层深度”“l 。 ( 4 ) 激光冲击强化能够使部件 的j 应劳寿命明显延长和抗疲劳强度 提高激光冲击强化处理和喷丸强 化处理的7 0 7 5 一T 7 3 5 I 铝试样试验 结果丧明激光冲击强化处理后部件 的疲劳寿命延长1 个量级抗疲劳强 度提高3 0 5 0 。 ( 5 ) 激光冲击强化能够提高高 媪下残余应力的稳定性。高温对激 光冲击强化处理的T i 8 A l I v l M o 残余 应力释放的影响。结果表明在高温 下暴露4 h 后，其残余应力没有恢复 I ( ：O N E I 7 1 8 、”6 A 1 4 V 等其他一些 材料在激光冲击强化处理后也呈现 棚似的结果。 ( 6 ) 激光冲击强化能够明屉延 Jn l 14 I J2 f 型l 县 I l = n i 4 I n2 I I J ；1 + 0 。”I 、l J 图1 激光冲击强化处理部件的高循环疲劳强度 长部件的高循环疲劳强度，如图1 所 示。 ( 7 ) 激光冲击强化应用范围宽。 其不仅对各种铝合金、镍基台金、不 锈钢、钛合金、铸铁以及粉末冶金等 均有良好的强化效果还可以利用激 光束的精确定位处理一屿受几何形 状约束而尤法进行喷丸处理的部位 ( 如小槽、小孔和轮廓线等) ：因m ， 该技术广泛应用于航卒_ T 业、汽乍制 造、医疗卫生、海洋运输和核1 ：业等 领域? ( 8 ) 激光冲击处理能对表而局 部区域进行冲击强化且可在空气中 直接进行，【；l j 而具有对1 ：件R1 、形 状投所处环境适应性强工艺过程简 单，控制方便日灵活等特点 激光冲击强化技术的发展 2 0 世纪7 0 年代幸7 J 美旧巴特尔 学院( B a e l I PM P n ln f 训I j l I l ”) 的B P F a i r a n d 等人前次采川高J J J 率脉 | | I 激光诱导的冲击波来改变7 f ) 7 5 舒 合 金的瞳敝结构组织以提高J t 机械性 能，从此揭开了川激光冲Ir 姒化应用 研究的序幕 2 0 世纪9 0 年f 激光冲击强化 技术僻到r 大山丌发j 快速发展，破 美国军方和川p 界陆续应J 一螳县 刊的战：J 机，轰炸机发动机和商用 客机发动机M 痢，爪气机叶片与整 体叶盘上与此I 【l 】时，世界激光冲t 0 ，l 州州 m 协l i = jL 强化技术的研究与应用人员从2 0 0 8 年起每2 年组织l 届国际激光冲击 强化技术研讨会，对激光冲击强化的 基础理论、工艺的数值模拟、T 艺的 试验验证、由L s P 条件造成的机械特 性等方面进行深入探讨。这些标志 着激光冲击强化技术越来越得到世 界的戈注 1 在风扇压气机叶片上的应用与 发展 2 0 世纪9 0 年代初，配装B l B 轰炸机的F l O l 发动机因风扇叶片 断裂引发了多次重大飞行事故。其 原闲，是第1 级钛合金风扇叶片前缘 被褥人发动机的硬外来物打伤，造成 疲劳强度由要求的7 5 k s i ( 5 1 8 M P a1 左右下降到2 0 k s i ( 1 3 8 M P a ) 以下 进而引发疲劳断裂。为了避免该类 故障的发生，美国空军地勤人员在 F 1 0 1 发动机每飞行2 5 h 和每天第1 次飞行前对所有风扇叶片进行1 次 能够发现0 1 2 7 m m 裂纹的精细榆查 1 9 9 4 年，为了完成上述检台和保证 B l B 轰炸机安全飞行，美罔窄军花 费rl ( ) 【) 多万维护人时和1 0 【) o 多万 美元， 1 9 9 4 年1 2 月，美冈正式实施 “高循环疲劳科技计划”，以帮助消除 飞机涡轮发动机的高循环疲劳故障。 作为该计划的关键技术激光冲击强 化等部件表面处理技术得到丁大J J 丁f ：发和验证、同川在美国国防部的 2 0 1 2 年第2 3 2 4 贿航宅制造技术4 7 万方数据 盘。!，。：。；：。 制造技术( M a l l 怍rh ) 研究计划下，G E 公司和激光冲击强化技术( I s P T ) 公 司合作也开经激光冲击强化技术以 提高钛台金J x 【扇叶片的耐久性和降 低其舯外米物 ： _ 伤f ；f f 】敏感性 I s 1 7 r 公州河先进行了喷丸强 化J 激光冲击强化对F 1 0 l ( ：E 1 0 2 发功机风痢叶片疲劳特性影响 的比较研究”。7 I ：疲劳试验结果( 见 罔2 ) 表明：基准的无损伤的叶片 在8 0 k s i ( 5 5 2 M P a ) 下在I 驴个循 环火效；带有凹口的未处理的叶片 存2 0 3 0 k s i ( 1 3 8 2 0 7 M P H ) 下失 效；双强度喷丸强化的叶片的平均 失效应力估算值为3 5 k 州2 4 2 M P a ) ： 高强度喷几强化的叶片的平均失效 应力估算忾为4 5 k s i ( 3 1 1 M P a ) ：而 激光冲旨强化的带凹口的叶片的平 均失效庇力为x ) k s j ( 6 9 0 M P a ) ，高于 没有损伤的叶片的火效应力；甚至 激光冲i h 强化的带放电加工的凹口 的叶片的平均失效应力为7 5 8 0 k s i ( 5 l8 ，5 5 2 M P a ) 、激光冲击强化部件 疲劳啦度改进数据乜袁明，j 基准的 术| ：5 i 伤、未处川! 的风崩叶+ 片相比，有 6 3 5n 1 ”切【| 拈i j 的F 1 0 l 发动机风 扇叶片经激光冲忤强化后的疲劳强 度等于或高于未受扫i 伤、未处理的叶 片的疲劳强度也就足说，激光冲击 强化能够恢复受损伤的风扇叶片的 结构完整性，保证风尉叶片连续且安 全地T 作，甚至有最大刮63 5n 1n 1 的 外来物损伤缺陷的F 1 0 1 发动机风痢 叶片也可以继续使川、 1 9 9 5 年L s I ，1 公司得到美司 宅毕的批准玎始研制乍产型激光 冲山强化系统、在解决了激光的光 学布局、系统诊断的选择、激光箱体 与电子箱体的机械设计等问题后 L s P T 公司成功地开发厂由激光室勺 处理室组成的原型生产型激光系统 1 9 9 7 年，G E 公司引进rL s P T 公司 设计与制造的4 套激光冲击强化系 统弗开始列F 1 0 1 发动机第1 级风 扇叶片进行冲击强化，终过激j t 冲 4 8 航市制造拄术2 0 1 2 l ：第2 3 2 4 期 | 1 I 舢川 J I IJ L 删帅I l 叫洲I I 删删I n I 卅j 、l I 、一】 l m 【_ _ _ 11 、Il ：t l I) 。 ! r ”n ! ? l l ：i】! 、”i 、l ! 。 【f ，什_址r “ J ) * Ir W Y 工j ；t f t。- j _ I ： o n 1 “，t ：1 1 f E 1 m 卅 t屯 世化 图2 激光冲击强化部件疲劳试验结果 击强化的F 1 0 l G E 1 0 2 发动机风扇 叶片的深处产生压缩应力( 是常规喷 丸冲山强化的4 倍) ，阻止了裂纹的 起始和扩展，实现了由目视检查取代 精细检查，大大节省了使用与维护费 用。据报道采用这一技术，空军每 年町以节省1 0 0 0 万美元的替换、修 理与维护费用并且由于避免大约 4 2 次左右的致命性发动机故障而节 省4 0 0 0 万美元的发动机费用。 尽管取得了巨大成功，但是处理 速度慢和处理费用高两大不足严重 地限制了激光冲击强化技术的推广 与应用。其原因包括以下2 点： ( 1 ) 涂敷和去除不透明涂层在 进行激光冲击强化的激光强化间外 丽进行多次冲击就需要反复搬运 造成劳动强度大和工作时问长。 ( 2 ) 圆形激光束光点的重迭面 秘大( 如果要实现1 0 0 覆盖待处理 表面圆形激光束光点的重迭面积要 高达3 0 ) ，增加了处理时间。 为此在M a n T e c h 研究计划的 激光冲击强化分研究