[发明专利]一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法

说明书

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其为一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法，包括强化前焊缝部位的检测、薄壁焊缝结构双面依次强化工艺、探伤孔结构旁边的分区强化工艺、不同区块的激光冲击路径及激光能量梯度分布工艺和机匣夹具设计。本发明中，设计可实现三级机匣装夹的专用夹具，按照分区变参数强化的工艺对小孔焊缝区及热影响区进行双面激光冲击强化，消除小孔倒角焊接残余应力，并预制残余压应力从而有效改善焊接部位抗疲劳和抗应力腐蚀性能。

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，具体为一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法。

背景技术

航空发动机风扇机匣装配探伤孔，该孔结构与机匣采用氩弧焊链接。由于探伤孔焊缝区域存在倒角，结构比较复杂，且航空发动机对部件表面完整性要求高。热处理、过载处理、锤击等传统焊接应力消除方法使用存在一定困难。据统计，某型发动机使用过程中，发生多起风扇机匣探伤孔焊缝裂纹故障，严重影响飞行安全。

激光冲击强化是提高航空发动机部件高周疲劳性能的重要技术手段，目前已被用于强化航空发动机叶片、导管、发动机盘、紧固孔等重要发动机部件及部位，基本原理是利用短脉宽(ns量级)、高功率(1GW/cm2)激光诱导等离子体冲击波(1GPa)的力学效应，引起金属材料超高应变率(106/s)塑性变形，显著细化晶粒，形成残余压应力层和高密度位错组织，从而提高材料疲劳性能，氩弧焊焊缝部位材料性能良好，基本无内应力，但热影响区存在数百兆帕的残余拉应力，在经过真空热处理消除内应力后，热影响区晶粒仍保持粗大状态，疲劳性能差。针对这种情况，根据机匣焊缝模态和受力分析，本发明提出航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法，在检测焊接接头部位无内部缺陷的基础上，根据焊缝区和热影响区组织状态特点和力学性能特点，在小孔焊缝周围进行分区变参数不等强度强化达到焊缝区和热影响区组织均匀一致化同时又引入高额残余压应力的目的，因此，针对上述问题提出一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法，设计可实现三级机匣装夹的专用夹具，按照分区变参数强化的工艺对小孔焊缝区及热影响区进行双面激光冲击强化，消除小孔倒角焊接残余应力，并预制残余压应力从而有效改善焊接部位抗疲劳和抗应力腐蚀性能,以解决上述背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法，包括强化前焊缝部位的检测、薄壁焊缝结构双面依次强化工艺、探伤孔结构旁边的分区强化工艺、不同区块的激光冲击路径及激光能量梯度分布工艺和机匣夹具设计，其特征在于：按照机匣焊缝先内壁后外壁、机匣外壁分区块进行强化处理，引入均匀一致的残余压应力层，技术方案包括以下步骤：

a.机匣焊缝激光冲击强化三维动态数值模拟与工艺优化；

b.风扇机匣夹具设计；

c.机匣焊接接头探伤；

d.风扇机匣强化前准备；

e.按照强化工艺规程进行焊缝强化；

f.进行机匣强化部位表面完整性考核。

优选的，步骤a中，具体操作为：开展冲击波压力数值仿真，4GPa冲击波压力下计算得到的应力分布云图及曲线，残余应力分布较为均匀，据此设定激光冲击强化参数，根据机匣在发动机安装位置确定机匣模型边界并获得振动特性，各阶机匣焊缝振型最大应力区域位于机匣径向，据此在探伤孔周围分4个区域进行强化。

优选的，步骤b中，具体操作为：结合三级机匣尺寸参数，特别设计机匣强化过程中所使用的夹具装置，该夹具共开有三种槽，可分别装配一级、二级、三级机匣。

优选的，步骤c中，对焊接件进行激光冲击强化处理，且在对焊接件进行激光冲击强化处理前必须进行结构内部的探伤分析。