航空发动机叶片复杂曲面超声冲击/滚压复合强化理论与关键技术研究

This project orients to the key link of engine blade surface strengthening in modern aerospace manufacturing industry. In view of the difficulty to balance surface strength increase with surface roughness and precision, as well as to break the previous empirical mode that evaluates strengthening effect and selects process parameters through experimental detection, ultrasonic impact/rolling composite reinforcement theory is proposed for complex curved surface strengthening of blade based on numerical control machining method. The project aims at revealing the internal mechanism of microstructure nanocrystallization in surface layer of blade, setting up the quantitative relation between scale, depth, gradient distribution of microstructure and numerical-controlled machining parameters, ultrasonic vibration parameters, geometric features of contact interface, mechanical properties of processed materials, concluding the evolution law of surface micro profile combining with the geometrical characteristic of complex surface, analyzing the influence mechanism of strengthening process on complex curved surface morphology evolution, establishing the federated control model of surface microstructure nanocrystallization, geometrical morphology nanocrystallization and surface precision, investigating the corresponding integration control theory, strategy and method, building the blade surface strengthening principle prototype with surface adaptability, obtaining the influence law of process parameters on surface hardness, residual stress distribution and other surface integrity factors, gaining the key technology of blade surface strengthening with independent intellectual property rights.

本项目面向现代航空航天制造业中发动机叶片表面强化的关键环节，针对表面强度提高与表面粗糙度和面型精度难以兼顾的问题，同时突破以往依赖实验检测手段评估强化效果、指导工艺参数制定的经验模式，在数控加工方法的基础上提出叶片复杂曲面的超声冲击/滚压复合强化理论。研究诱发叶片表层微观结构纳米化的内在机制，建立表层微观结构纳米化尺度、深度、梯度分布与数控加工参数、超声振动参量、接触界面几何特征、被处理材料力学性能之间的量化关系式；结合复杂曲面的几何学特征，归纳表面微观轮廓演变规律，分析强化历程对复杂曲面形态演变的影响机理；建立表层微观结构纳米化、表面几何形态纳米化与面型精度的联合控制模型，并研究与之对应的系统集成控制理论、策略与方法，构建具有曲面适应性的叶片复杂曲面强化原理样机，获得工艺参数对表层硬度、残余应力分布等表面完整性因素的影响规律，取得拥有自主知识产权的叶片表面强化关键技术。

航空发动机叶片长期处于高温、高压、高速气流的包围中，承受高频、超高频机械振动，以及大气腐蚀、异物撞击、离心力等外来作用，其表面质量成为保证飞机长时间安全服役的关键指标之一。为大幅度提高叶片的抗疲劳/腐蚀/摩擦磨损性能，本项目研究了在表层诱发梯度纳米结构、残余压缩应力、加工硬化效应，并保证表面粗糙度和面型精度的超声冲击/滚压复合强化技术，开发了相应的叶片复杂曲面强化加工系统。该系统由机床本体、功率超声工具系统和控制系统三部分组成。机床本体采用整体对称的七轴串联结构形式，叶片双面同步加工时机床四轴联动，不能双面同步加工时则五轴联动。超声工具系统由数字超声波发生器激励，采用大功率压电陶瓷换能器完成超声频电能到机械能的转换。在换能器输出端装配变幅杆，在变幅杆输出端安装可滚动的圆球工作头。换能器另一端安装标准弹簧或气缸以施加静压力。控制系统采用开放式数控系统，由上位计算机、下位控制器PMAC卡和执行电机组成。对叶片表面进行数据采集，采用弦高差法去除测量数据中的失真点，然后将不同区域的点云数据对齐，并作进一步优化处理得到完整的叶片模型，再引入分层切片法对叶片截面轮廓线进行求取，以生成强化加工轨迹线。超声强化后钛合金表层区域发生严重塑性变形，微观组织呈现梯度分布。在强化初期，塑性变形的主导机制是位错运动；到了强化中期，孪晶逐渐取代位错成为塑性变形的主导机制；在强化后期，特别当晶粒细化到纳米量级以下，位错滑移重新成为塑性变形的主导机制。强化后钛合金表面晶粒细化到100nm以下，呈等轴状，取向随机；表层出现残余压应力，最大值高达898MPa；表面硬度提高至519HV；表面粗糙度降低至0.111μm。对应5×10e6次载荷循环，强化处理试样的疲劳强度为717MPa，较未强化处理提高了19.3%，且强化处理试样的疲劳裂纹源均位于试样横断面的近中心位置。在相同摩擦磨损试验条件下强化处理试样的摩擦系数和磨损率均低于原始试样。