[发明专利]变形可控的航空发动机叶片激光冲击强化方法、装置

说明书

本发明公开了一种变形可控的航空发动机叶片激光冲击强化方法、装置，本发明技术方案通过采用双面同步激光冲击强化的方法对航空发动机叶片进行表面强化处理，在强化前通过X射线距离测量仪采集激光冲击强化工艺路径上各点的位置信息作为起始数据，在激光冲击强化过程中，X射线距离测量仪与脉冲激光器同步工作，实时采集冲击点的位置信息，计算机控制系统通过对比实时数据与起始数据来调控脉冲激光器的工艺参数，实现在激光冲击强化过程中实时矫形以达到控制叶片变形的效果。本发明具备高效、成品率高等优点，可应用于航空和民用中飞机涡轮、整体叶盘、汽轮机和水轮机等多个领域。

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，更具体的说是涉及变形可控的航空发动机叶片激光冲击强化方法、装置。

背景技术

激光冲击强化技术是一种新型的表面强化技术，主要是利用高峰值密度(GW/cm2级)和短脉冲(ns级)的脉冲激光辐照于金属表面,金属表面的吸收层(铝箔、黑漆或者其他材料)通过吸收激光束能量而形成高温(＞1000℃)、高压(＞1GPa)的等离子体冲击波，由于约束层(1-2mm厚、去离子水、专用玻璃或者其他材料)的阻碍作用，冲击波向材料内部传播，其与金属表面发生剧烈的、非平衡的交互作用，使得金属表面发生冷塑性变形，表层材料微观组织发生变化且诱导产生残余压应力层，以提高材料的抗疲劳、耐磨损、抗应力腐蚀等综合性能。激光冲击强化技术具备环保、高效、灵活、非接触等特点，因此该技术被广泛应用于航空航天、核工业、汽车制造等领域中。

涡轮叶片是航空发动机重要部件之一，其疲劳寿命直接决定了发动机的使用寿命，航空发动机叶片在服役过程中需要承受较大的交变应力和较高的工作温度，同时其还面临着磨损、腐蚀等问题，苛刻的工作条件使得航空发动机叶片需要具备良好的力学性能和表面强度。为了提高其性能，通常对叶片进行强化处理，如机械喷丸处理、激光冲击强化处理等，其中激光冲击强化处理对叶片的综合性能提高比较显著。但叶片在激光冲击强化过程中由于应力平衡作用，整体叶片会产生宏观变形，特别是在叶片边缘区域，其厚度较薄，一般在1-2mm左右，在进行激光冲击强化时极其容易弯曲变形，当其变形量超过误差线时会严重影响叶片压缩空气的效率，导致发动机性能下降且使用寿命下降。

如何控制叶片边缘区域在强化过程中的变形量在误差线以内，实现在激光冲击强化过程中通过矫形来控制叶片的变形量是本领域技术人员亟需解决的技术问题。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种变形可控的航空发动机叶片激光冲击强化方法、装置，在激光冲击强化过程中实时矫形以达到控制叶片变形的效果，本发明具备高效、成品率高等优点，可应用于航空和民用中飞机涡轮、整体叶盘、汽轮机和水轮机等多个领域。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种变形可控的航空发动机叶片激光冲击强化方法，包括：

S1：在激光冲击强化前采集激光冲击强化工艺路径上航空发动机叶片各点的位置信息作为起始数据；

S2：采用双面同步激光强化方法，对航空发动机叶片各点的正面和背面进行同步冲击强化，并在激光强化过程中实时采集冲击点的位置信息；

S3：将实时冲击点的位置信息与原始数据进行比较，叶片向正面凸出变形，则增加航空发动机叶片背面的激光能量，叶片向背面凸出变形，则降低航空发动机叶片背面的激光能量。

优选的，S1具体包括：

S11：通过固定夹具将待强化的航空发动机叶片固定在三轴数控工作台上，在航空发动机叶片表面贴上吸收层，吸收层可采用铝箔、黑漆等常用的吸收层材料；

S12：根据航空发动机叶片的材料、厚度确定双面同步激光强化的工艺参数；

S13：以航空发动机叶片的叶根处最下角为原点，在计算机控制系统中建立航空发动机叶片表面二维坐标系，以前缘方向为Y轴作为纵坐标，与Y轴垂直方向为X轴方向作为横坐标；