航空发动机涡轮叶片故障分析与修理 毕业设计

《航空发动机涡轮叶片故障分析与修理 毕业设计》由会员分享，可在线阅读，更多相关《航空发动机涡轮叶片故障分析与修理 毕业设计（18页珍藏版）》请在装配图网上搜索。

1、南京航空航天大学毕业设计航空发动机涡轮叶片故障分析与修理 学生姓名 学 号021270160 学 院航空宇航学院专 业飞行器设计与工程班 级12 指导教师 二一四年六月- 2 -南京航空航天大学本科毕业设计（论文）诚信承诺书本人郑重声明：所呈交的毕业设计（论文）（题目：航空发动机涡轮叶片故障分析与修理）是本人在导师的指导下独立进行研究所取得的成果。尽本人所知，除了毕业设计（论文）中特别加以标注引用的内容外，本毕业设计（论文）不包含任何其他个人或集体已经发表或撰写的成果作品。作者签名： 2014年06月10日 （学号）：021270160航空发动机涡轮叶片故障分析与修理摘 要燃气涡轮是航空燃气涡

2、轮发动机的重要部件之一。涡轮叶片分为涡轮转子叶片和导向叶片。涡轮转子叶片是把高温燃气的能量转变为转子的机械功的重要零件。工作时，它不仅被经常变化着的高温燃气所包围，并且还承受着高速旋转产生的巨大离心力、气体力和震动符合，可见涡轮转子叶片的工作条件十分恶劣。导向叶片使燃气在通过其的过程中速度增加，压力及温度下降，气流方向改变。虽然导向叶片是静止件，但是工作条件十分恶劣，除了受较大的气动力与不稳定的脉动符合外还处于高温燃气的包围之中，温度高，冷热变化大，温度不均匀严重。它们的工作环境都十分恶劣，但是它们都是燃气涡轮发动机的重要组成，涡轮转子叶片还是发动机寿命的主要零件之一。因此，对涡轮叶片的故障的

3、研究是十分必要的，对涡轮叶片的维护是必不可少的。 关键词：燃气涡轮，叶片维护Analysis and repair the fault of aero engine turbine bladeAbstract Gas turbine is one of the important components of aero gas turbine engine. Turbine blade for turbine rotor blades and guide vanes. Turbine rotor blade is the important part of high temperature ga

4、s energy into mechanical work of the rotor. When working, surrounded by high temperature gas not only is constantly changing, and it also bear huge centrifugal force, the high-speed rotation of the gas force and vibration with visible turbine rotor blades, the poor working conditions. Guide vane gas

5、 increased faster in the process, the pressure and the temperature drop, change of flow direction. Although the guide vane is stationary, but the work condition is very bad, in addition to theaerodynamic force large and unstable pulsation meet is in high temperature gas surrounded, high temperature,

6、 hot and cold changes, uneven temperature seriously. Their working conditions are very bad, but they are an important component of gas turbine engine, one of the main parts of turbine rotor blades or engine life. Therefore, research on fault of turbine blades is very necessary, maintenance of turbin

7、e blade is essential.Key Words：Gas turbine，Blade maintenance目 录摘 要3第一章 涡轮叶片的故障分析 61.1 转子叶片的振动类型及其特征61.1.1 转子叶片的震动分类与基本振型61.2 涡轮叶片的常见裂纹7 1.3涡轮叶片的常见裂纹71.3.1 蠕变断裂71.3.2热疲劳断裂81.3.3 疲劳断裂9第二章 飞机发动机叶片的维修技术 112.1 修理前的处理与检测112.1.1 清洗112.1.2 无损检测112.1.3 叶型的精确检测122.3叶片修理技术122.2.1 焊接修理122.2.2热喷涂技术132.2.3 喷丸强化14

8、2.2.4 涂层修复15结束语16参考文献17致谢18第一章 涡轮叶片的故障分析涡轮叶片是航空发动机最主要的部件之一，是高温、高负荷、结构复杂的典型热端构件，它的设计制造性能和可靠性直接关系到整台发动机的性能水平耐久性和寿命。为了提高发动机的推重比，叶片设计时常采用比强度高的新材料；采用先进复杂的冷却结构及工艺等措施来实现。因此，研究涡轮叶片故障对提高发动机工作安全及正确评估叶片的损伤形式和损伤程度有重要意义。 分析叶片产生损伤的主要原因，归纳起来主要包括：热疲劳在内的低循环疲劳。振动引起的高循环疲劳，高温长时间载荷作用下的蠕变变形和蠕变应力断裂，高温燃气冲刷腐蚀和氧化、以及外物损伤等。转子叶

9、片的失效模式随工作条件的不同而有所不同，主要是外物损伤、变形伸长和断裂三种失效形式。叶片的外物损伤主要表现为凹坑、掉块、表层剥落、弯曲变形、裂纹和折断等。其中凹坑、裂纹等损伤往往会成为腐蚀和疲劳断裂的初因。 转子叶片变形伸长的直接后果是叶身与机匣相磨，降低发动机的使用可靠性。其主要原因有：材料选用不当或热处理工艺不当使叶片的屈服强度偏低；叶片工作温度过高，是叶片强度降低；或者发动机超转，造成离心力过高。叶片变形在实际使用中出现的概率较低。判断叶片是否发生变形伸长的主要依据是检查机匣有无磨损的痕迹或检查叶片是否由于使用温度过高而发生蠕变。 转子叶片出现断裂的概率最高，其危害性也最大，往往是一个叶

10、片折断而打坏其他叶片，乃至使整台发动机无法工作而危及飞行安全。除因外物撞击造成叶片瞬时过载断裂外，绝大多数是由于各种原因引起的不同类型的疲劳断裂失效。叶片疲劳断裂主要是因为离心力叠加弯曲应力引起的疲劳断裂、由振动环境引起的颤振，扭转共振、弯曲振动疲劳断裂以及由环境介质以及接触状态引起的高温疲劳、微动疲劳和腐蚀损伤导致的疲劳断裂。但由于叶片工作环境的复杂性，叶片实际的疲劳断裂往往并非上述某一模式。而是多种情况的叠加。1.1转子叶片的振动类型及其特征 转子叶片在工作状态下要承受大的离心应力载荷，如果再叠加上非正常工作情况下引起的振动交变载荷则极有可能导致叶片早起疲劳断裂失效。大部分转子叶片的疲劳断

11、裂失效均与各种类型的振动有关。1.1.1转子叶片的震动分类与基本振型 涡轮叶片在实际工作中出现振动，按振动的表现形式分，主要有强迫振动、颤振、旋转失速和随机振动四种；按照叶片振动里的来源分，有强迫振动和自激振动；按作用在叶片上的应力分有振动弯曲应力和扭转应力。 对于实际叶片振动分析，主要是自振频率、振型、振动应力和激振力的来源四个因素。在一般清快下，频率越高，振幅越小，危险性也就越小，大幅低频振动最为危险。 振型是指叶片以某阶自振频率振动时，叶片各部分的相对振动关系。典型的振型有一弯、二弯、三弯和一扭、二扭等。对于涡轮转子来说，主要是一弯和一扭振型。 （1）尾流激振 在发动机环形气流通道中存在

12、障碍物，当叶片转子经过这些障碍物时，叶片所受的气动力将有所改变，会引起激振力。火焰筒出口流场分布是不均匀的，对于涡轮转子会产生类似于均布障碍物的影响也会引起激振力。 （2）颤振 颤振属于自激振动，叶片的振型与频率都与尾流激振大致相同，它与强迫振动不同之处在于它不伴有任何带频率的激振力。颤振的频率基本上由叶片本身的几何尺寸和材料性质所决定，因而称为“自激振动”。颤振有亚音速失速、亚音速非失速、超音速失速、超音速非失速及堵塞颤振等。叶片自激振动时必然要从气流中吸取能量，以补偿震动的阻尼场。发生颤振的必要条件是气流攻角大于临界攻角，叶背气流分离引起升力变化，导致颤振。 颤振多发生在压气机转子叶片，而

13、涡轮转子叶片很少见到颤振。颤振的危害性很大，可在极短时间内使叶片发生断裂失效，而且往往使一个扇形面内的多个叶片断裂。 （3）随机振动 随机振动在各个频率下都有激振力，这些激振力作用在叶片上，会引起叶片普遍的强迫振动，而在某几个频率下引起共振，这几个频率就是叶片的自振频率。随机振动的激振源是强大的噪声，故又将此引起的叶片疲劳成为噪声疲劳，噪声源是叶片对气流的干扰和气流燃烧。噪声越大，激振力越强，叶片受损可能性越大。1.2涡轮叶片的常见裂纹 涡轮叶片用合金钢（GH37）制作，裂纹较多。特别是一级工作叶片，沿叶片弦长方向的横向裂纹较多，沿叶高方向的纵向裂纹较少。随着发动机使用时间的增加，故障率逐渐增

14、大。横向裂纹多产生在距叶根三分之一处的排气边，叶背与叶根的转接圆弧处，裂纹逐步扩展断裂，叶片榫齿也常发生裂纹。1.3涡轮叶片的常见裂纹1.3.1蠕变断裂 金属材料在一定温度下，收持续应力的作用而引起的缓慢的塑性变形叫做金属的蠕变。引起蠕变的的应力叫蠕变应力。在蠕变应力作用下，蠕变变形逐渐增加，最终断裂，这种断裂叫蠕变断裂。导致断裂的最小应力叫做蠕变断裂应力，又称蠕变强度或蠕变断裂强度（持久强度）。 蠕变可发生于低温和温室下，但只有当温度高于0.3Tm（Tm是用绝对温度表示的熔点）时才显著起来，才必须给予重视。温度愈高，蠕变现象愈显著。 随着工作时间的增长，叶片的变形逐渐增大。所以，涡轮叶片在高

15、温下承受负荷，其毁坏是逐渐产生的。当然，燃气温度越高，负荷越大，引起毁坏的期限也越短。蠕变过程中同时存在晶内滑移和晶界变形，并在一定温度和应力条件下形成空洞和裂纹，裂纹发展，导致断裂。多以解释蠕变机制的应力集中理论和空位聚集理论。 （1）引力集中理论 在三晶交接处及晶界与滑移线的交截处因形变而产生应力集中，形成楔形沿晶裂纹，裂纹扩展，导致晶界断裂。 （2）空位聚集理论 空洞肯能在下列两种情况下形成：在应力和热骚动的作用下，晶体内点缺陷选择与拉应力垂直的方向运动，停止与拉应力的方向上，空位在此界面上逐渐聚集，达到一定数量时，晶界破裂，形成空洞；另外，滑移面和滑移界的交割，具有析出物的晶界滑动，形

16、成空洞。空洞在应力持续作用下逐步长大，连续成波浪形（R形）裂纹，发生沿晶界断裂。 裂纹的宏观形态特征是：裂纹往往出现在边缘，呈短细的裂口状，并伴随有零件的外形变化。 在光学显微镜下观察，蠕变裂纹的起源处的形态往往是境界空穴，裂纹沿晶界扩展，断口呈颗粒状，表面有一层很厚的氧化膜。1.3.2热疲劳断裂 1）概述热疲劳断裂是由于交变热应力或热应变作用而产生的疲劳破坏。热应力是由于温度分布不均、金属自由膨胀或收缩受到限制而产生的。图14热疲劳曲线 发动机涡轮导向器叶片的裂纹是热疲劳断裂的典型例子。如图14所示是叶片在发动机启动、停车过程中热气流引起的热应变特性曲线（叶片本体温度用体积平均温度Tm表示，

17、叶片排气边温度用Tc表示）。叶片排气边较薄，加热、冷却比叶片中部快，这样，排气边和叶片中部的温差很大，热应力和热应变也很大，其最大值位于排气边。 发动机启动时，使叶片排气边的热应力从O点增加到A点（c所示）。叶片上文的温度梯度达到最大值（a所示）以后温度梯度逐步减小，到达弹性拉伸区的B点。高温时，由于蠕变变形，应力松弛使机械应变为零（b所示）。停车时，叶片排气边薄，受到拉伸载荷作用（从D到E），产生塑性变形。此时温度已低可以不考虑E点时蠕变。拉应力和应变在E点达到最大值。这时叶片排气边和中部温度差也达到最大值。然后冷却，排气边的负荷减小，直到应变为零，回到回线的O点，此时达到等温状态，完成了一

18、个热应力应变循环。 以上分析说明，发动机翻修时，为什么总是在叶片的排气边有裂纹。 2）热疲劳裂纹及断口的形态特征 宏观上，热疲劳裂纹一般较粗短，有时呈裂口状，由于零件表面受温度影响而具有一定色泽，所以宏观检查难以发现热疲劳裂纹。 热疲劳裂纹的微观形态与材料抗热疲劳性能有关。抗热疲劳差的合金，热疲劳裂纹比较弯曲，沿晶界扩展，裂纹条数较多，成浆糊了从缺口处发源的纵向裂纹外，还会有多条与之垂直的横向裂纹，构成疲劳裂纹网络。抗热疲劳好的合金，热疲劳裂纹比较平直，传晶扩展，裂纹比较单一，通常只有一条主裂纹，随着循环次数的增加，裂纹变宽并不断延长，热疲劳裂纹附近，晶粒往往有碎化现象。热疲劳断口表面垂直于主

19、应力方向，表面连续平坦，疲劳扩展区比较粗糙，有较明显的纤维状，最终断裂区有45剪切唇口。热疲劳源区附近表面上，常常可观察到一些断口面平行或呈一定角度的裂口，并具有不同程度的氧化色泽。 热疲劳断口的微观形态的基本特征是韧窝花样，有等轴韧窝和撕裂韧窝，撕裂的方向代表该局部裂纹的扩展方向，韧窝近乎成排规则排列，且大多数撕裂韧窝排的撕裂方向近似垂直于裂纹的扩展方向。 热疲劳裂口氧化严重，尤其在裂纹源区附近，极不易清洗干净，在电镜下可观察到所谓“花朵状形变窝”花样。实际上，这是氧化龟裂，也是热疲劳断口微观形态的判断依据之一。1.3.3疲劳断裂 许多机件按静强度要求是足够安全的，但是在低于屈服极限、甚至弹

20、性极限以下的交变应力反复作用下，却会导致破坏。由于交变应力反复作用导致的破坏叫做疲劳断裂，疲劳断裂的发展过程称为疲劳。 机件的疲劳破坏一般分为四个阶段：裂纹萌生（成核）、微裂纹形成（疲劳扩展的第一阶段）、疲劳裂纹扩展的第二阶段和瞬时断裂。 裂纹萌生出就是常说的疲劳源位置，它一定在应力集中处，一般位于几件表面，只有在金属内部有冶金缺陷时，疲劳源才会在金属内部。 疲劳断口的宏观判据是疲劳弧带，微观判据是疲劳条痕。有的故障件两种特征都有，有时则是只有宏观特征或只有微观特征。两种特征都没有的疲劳断口也是常见。 高应力与低应力相比，高应力的瞬时断裂区的面积相对大些，疲劳源区有台阶和线痕，表面粗糙，缺乏光

21、泽，疲劳弧带稀疏，微观特征有疲劳弧线。 涡轮叶片疲劳断裂主要是因为离心力叠加弯曲应力引起的疲劳断裂、由振动环境引起的颤振，扭转共振、弯曲振动疲劳断裂以及由环境介质以及接触状态引起的高温疲劳、微动疲劳和腐蚀损伤导致的疲劳断裂。但由于涡轮叶片工作环境的复杂性，涡轮叶片实际的疲劳断裂往往并非上述某一模式。而是多种情况的叠加。第二章 飞机发动机叶片的维修技术 2.1修理前的处理与检测 涡轮叶片在实施修理工艺之前进行必要的预处理和检测，以清除其表面的附着杂质；对叶片损伤形式和损伤程度做出评估，从而确定叶片的可修理度和采用的修理技术手段。2.1.1清洗 由于涡轮叶片表面黏附有燃料燃烧后的沉积物以及涂层和(

22、或)基体经过高温氧化腐蚀后所产生的热蚀层，一般统称为积炭。积炭致使涡轮效率下降，热蚀层会降低叶片的机械强度和叶片表面处理的工艺效果，同时积炭也掩盖了叶片表面的损伤，不便于检测。因此，叶片在进行检测和修理前，要清除积炭。 积炭质地坚硬，黏附力强，因此，清除积炭是一项较困难的工作。长期以来，各国的航空发动机维修基地都在致力研究高效和高可靠性的清洗液和清洗工艺，目前已取得相当的成果。西安航空发动机公司在从英国引进技术的基础上，研制出四种不同成分配方、不同清除功用的清洗液和分步的清洗工艺，在某型发动机上使用表明清洗效果良好。美国则推行无毒清洗技术，如用碱性清洗液和塑料丸取代氯氟烃溶剂；而一些航空公司已

23、经采用在清理表面积附时间长、易于用水清洗不留残物的凝胶工艺(SPOPL)。SNECMA公司在20世纪80年代开发了氟化氢(HF)离子清理技术，后来被美国FAA及诸如GE公司等发动机制造商广泛应用，这种方法特别适用于进行叶片表面处理(如化学气相沉积)前的预先清理，而且不污染环境。2.1.2无损检测在修理前，使用先进的检测仪器对叶片的叶型完整性和内部结构进行检测，以评估磨损、烧熔、腐蚀、掉块、裂纹、积炭和散热孔堵塞等损伤缺陷情况，从而指导叶片的具体修理工艺。对于涡轮叶片的不同部位，无损检测的侧重点也不相同。如导向叶片，主要检查叶根焊接部位是否有裂纹以及叶身的烧蚀情况。而对于工作叶片，叶顶部位，主要

24、检查硫化程度和磨损状况；叶身部位，检查热障涂层的退化情况和基本的烧蚀、腐蚀情况；叶根部位，承受着相当大的离心力和高频振动，会因热蠕变、疲劳和材料工艺缺陷产生裂纹，因此要重点检查。目视检查是最简单也是最常用的方法，可发现叶片表面较明显和尺寸较大的损伤，淘汰不具有修理意义的叶片。但这种方法具有很大的人为不确定因素，检测误差较大。光学显微检查可发现叶片表面较细微的裂纹，磁粉、涡流等无损检测技术手段也已广泛应用于涡轮叶的检测中，较为先进的是用超声波和CT检测叶片结构完整性。早在20世纪80年代初，美国SONOSCAN公司就已开发激光扫描声显微镜代表的超声检测技术，用于叶片的实时光成像检测。后来，美国N

25、UCON检测设备公司又研制了检测大型发动机转子及转子叶片完整性和内部裂纹的NIPSCAN系统，此系统由超声波传感器夹具、超声波裂纹探测器和一个计算机系统组成。目前，CT已经成为适用于测量涡轮叶片壁厚和内部裂纹的主要方法。一台CT机由X辐射源和专用计算机组成。检测时，辐射源以扇形释放光子，通过被检叶片后被探测器采集。其光子量和密度被综合后，产生一幅二维层析X光照片，即物体的截面图，从中分析叶片内部组织结构，得出裂纹的准确位置及尺度。连续拍摄物体的二维扫描，可生成数字化三维扫描图，用于检测整个叶片的缺陷，还可检测空心叶片冷却通道的情况。CT可探测到10-2mm级的裂纹。2.1.3叶型的精确检测目前

26、，在坐标测量机(CMM)的基础上，编制微机控制自动检测所用的应用软件，发展研制了检测涡轮叶片的叶身几何形状的坐标测量系统(CMMS)，可自动检测叶身的几何形状，并与标准叶型比较；自动给出偏差检测结果，来判断叶片的可用度和所需采用的修理手段。不同CMMS制造商所采用的测量方法有所不同，但都有以下共同点：自动化程度高；检测速度快，通常一个叶片在1分钟内检测完毕；检测结果精度高；软件扩充性好，只要修改标准叶型数据库就可以适用不同型号的叶片的检测。2.2叶片修理技术采用先进的叶片修理技术，修复叶片表面以及内部的缺陷，恢复甚至增强其原有的性能等，这都将大大降低发动机的寿命周期费用，有效提高其经济性。目前

27、国内外在涡轮叶片修理中所应用的工艺和技术主要有以下几种。2.2.1焊接修理焊接是将两个或两个以上的零件，在外界某种能量的作用下，借助于各零件接触部位的的原子核分子间的相互结合力连接成一个不可拆的整体的工艺过程。因为涡轮叶片一般是有难热合金制成所以大多使用氩弧焊。氩弧焊的气体保护电弧焊（又称气电焊）的一种，它和一般手工电弧焊的主要区别是，用保护气体（氩弧焊就是用氩气）将电弧、熔池与空气隔开，杜绝空气的有害作用，以获得性能良好的焊缝。氩弧焊的特点：（1）氩气属惰性气体，不溶于液态金属，是一种优良的焊接用保护气体；（2）焊缝表面形状好，具有较好的机械性能；（3）电弧稳定性好，飞溅少；（4）可焊接1毫

28、米以下薄板及某些一种金属；（5）一定条件下可进行各种位置的焊接。2.2.2热喷涂技术热喷涂技术是把丝（棒）状或粉末状材料加热到熔化或软化状态，并进一步雾化、加速，然后沉积到要喷涂的零件或基体材料上。许多金属、合金、氧化物、难熔化合物甚至有机塑料都可以使用喷涂技术，喷涂到各种各样的金属和非金属基体上以获得具有耐磨、耐热和耐氧化、防腐蚀、电绝缘或导电等各种不同性能的涂层和用以控制机械零件间隙的可磨耗封严涂层以及用以恢复尺寸的修补涂层。热喷涂的特点：（1）喷涂材料广泛，所获得的涂层性能也非常广泛，并适用于各种基体材料，用途广；（2）设备简单，通用性强，操作程序少，速度快，生产效率高；（3）集体材料变

29、形小，无热变形。由于热喷涂技术具有无热变形、生产效率高、用途广、设备通用性强等特点，又能跟据零件工作条件达到耐蚀、耐磨、耐高温、密封等不同目的。因此，成为用来延长发动机寿命，提高发动机性能、效率的一项不可缺少的技术。1） 耐磨涂层为了减少航空发动机在运转过程中振动、滑动、撞击和摩擦引起的磨损，提高性能、延长使用寿命，航空发动机零、部件广泛采用的耐磨涂层包括钴基、镍基和碳化钨等多种涂层。通常，碳化钨钴耐磨涂层用于450以下，是一种中温耐磨涂层；碳化铬加镍镉、钴铬钨、镍镉硼硅为高温耐磨涂层，可用于800左右。其中镍镉-碳化铬涂层在845、1444公斤厘米负载下工作10小时展现出优异的耐磨性，在92

30、5下具有比镍铬层更优异的抗氧化性能。为了消除涡喷7发动机级空心精铸涡轮叶片叶冠由于工作磨损导致尺寸超差造成的振动过大引起的榫齿延伸段折断和裂纹的故障，在其表面用等离子火焰喷涂钴铬钨高温耐磨涂层。2）耐热涂层现代航空发动机希望尽可能调高涡轮前温度，以增大推力。因此涡轮叶片的工作温度也相应提高。虽然用耐高温材料，仍难满足使用要求。实践证明在涡轮叶片上采用耐热涂层，能够提高部件的难热性能，并防止出现变形和裂纹。3）可磨耗涂层现代航空发动机的关键部件涡轮是有不同级的静子叶片组成的机匣和固定在盘上旋转的转子叶片所组成。就发动机的效率而言，必须把静子和转子两部分之间的间隙保持在最小的限度，这些间隙包谷转子

31、叶片叶尖与静止的外环之间的“叶尖间隙”和每级转子及机匣之间的“级间间隙”。为减少由于间隙大引起的气流泄漏，从理论上讲希望这些间隙接近零，由于制造零件的实际偏差和装配上的公差，这是难以做到的，而且轮盘在高温高速旋转条件下还会产生纵向运动，叶片径向“增长”，零件的绕曲变形以及热胀冷缩等都会改变这些间隙，采取喷涂磨耗涂层，意识间隙最小，即在静子组件和叶尖相邻的面上喷涂不同类型涂层，当旋转零件与它摩擦时，该涂层做出牺牲性磨耗，使间隙大最小限度。2.2.3喷丸强化喷丸强化是用高速弹丸（玻璃丸或钢丸）撞击金属零件表面使之产生残余压应力并形成细化亚晶粒的冷作硬化层，从而提高零件疲劳强度，和抗应力腐蚀能力的一

32、种工艺方法。它具有效率高、成本低、强化效果明显等特点。1）干喷丸强化干喷丸强化技术是靠离心轮产生的离心力或从喷嘴喷出的压缩空气将喷丸喷射到零件表面，使其具有一定厚度的表面强化层。干喷丸工艺具有设备简单效率高等优点，但在大量生产中，尚存在粉尘污染，噪声大弹丸消耗量大灯缺点。2）水喷丸强化水喷丸与干喷丸的强化原理是一样的，只是水喷丸以高速运动的液体弹丸流取代干喷丸中的弹丸，以此来减少干喷丸工艺中所产生的粉尘污染，保护环境，改善工作条件。所谓的液体弹丸流，目前常用的是水和弹丸（玻璃丸）的混合物，只要采用合理的工艺参数水喷丸同样能够取得和干喷丸相同的效果。水喷丸与干喷丸相比，具有污染小、噪音低、弹丸消

33、耗小、节电等优点。3）旋板强化（或叫做软轮“喷丸”）旋板强化技术是美国3M公司在喷丸强化技术的基础上研制的新技术。其强化原理是以粘有弹丸的特这旋板在旋转中连续不断的打击金属表面，使其获得一定的厚度的表面强化层，达到与喷丸强化同样的效果。它与喷丸强化相比较有设备简单、体积小、使用方便、效率高、经济耐用、效果好等优点。喷丸是以高速弹丸流撞击受喷工件表面，在受喷材料的再结晶温度下进行的一种冷加工方法。叶片喷丸强化可提高抗疲劳和抗应力腐蚀性能。它是利用高速弹丸在撞击叶片时，叶片表面迅速伸长，从而引起表层材料在一定深度范围内的塑性流动塑性变形。变形层的深度取决于弹丸撞击程度和工件材料的力学性能，通常变形

34、层深度可达0.12mm0.75mm。改变喷丸参数，也可以得到合适的变层深度。当喷丸引起叶片表层材料塑性变形时，与表层相邻的次表层材料也将由于表层变形而变形。但与表层相比较，次表层的变形程度较小，未达到该材料屈服点而保持弹性变形状态，因此，表层与次表层的这种不均匀塑性变形，能引起材料受喷后的残余应力场（即应力分布）的改变。试验表明，喷丸后表层呈现残余压缩应力，而在一定深度的次表层则为拉伸应力。表层的残余压缩应力可比次表层的拉伸应力高达数倍。这种残余应力分步模式很有利于疲劳强度和抗应力腐蚀性能的提高。叶根处的喷丸尤为重要，通过残余压力场，增加表面残余压应力，使表面实际承受的交变拉应力水平降低，提高

35、抗疲劳性能，避免裂纹的生成。喷丸强化工艺不仅能够显著地提高零件的疲劳强度，而且还能提高建的抗应力腐蚀能力，喷丸强化除了显著提高零件的上述性能以外，对其抗张强度、屈服强度、冲击强度、塑性、高温瞬时强度以及高温持久强度等基本上无明显影响。因此，采用喷丸强化技术，对延长产品的使用寿命和提高产品质量具有极其重要的意义。有GH32、GH33热强合金制造的涡轮叶片第一榫齿裂纹和排气边缘裂纹故障直接影响着使用的安全性和可靠性，通过对涡轮叶片叶身，和榫齿喷丸强化后，显著地提高了疲劳强度，使用寿命延长二分之一倍以上，经喷丸强化修复和延长使用寿命的叶片，在使用中，均为发现榫齿和叶身出现裂纹。2.2.4涂层修复许多

36、性能先进的航空发动机涡轮叶片已应用涂层技术提高其抗氧化、抗腐蚀、耐磨、耐高温性能以及涡轮的气动效率，但叶片在使用过程中涂层会不同程度地缺损，因此，在叶片修理时都要对防护涂层进行修复，一般都要将原涂层剥落，重新涂覆新的涂层。另外，原没有涂层的涡轮叶片，也可以在叶片基体表面涂覆防护涂层，以提高叶片的工作可靠性和使用寿命。目前，涡轮叶片所应用的涂层种类主要有抗氧化耐腐蚀涂层、金属基陶瓷热障涂层、耐磨涂层主要用于叶冠和叶根、封严涂层等，所采用的涂层制备工艺主要有以下几种。扩散渗金属法：将某种防腐蚀金属的化学成分在高温下从填充物中释放，转移到部件上并扩散到里面，形成部件防腐的致密层。热喷涂工艺：采用气体

37、、液体燃料或电弧、等离子弧作热源，将金属、合金、金属陶瓷、氧化物、碳化物等喷涂材料加热到熔融或半熔融状态，通过高速气流使其雾化、喷射沉积到工件表面而形成附着牢固的表层的方法。物理沉积工艺及化学相沉积工艺：通过金属或化学成分的蒸气相迁移到基体金属表面。此工艺受到工装设备的限制，应用较少。结束语由于涡轮叶片工作环境恶劣、合金材料价格贵，其机械状态检测和修理受到航空动力界更多的重视。多年的实践表明，先进的修理技术在航空发动机涡轮叶片的维修中的广泛应用，在很大程度上有效提高了发动机的航线工作可靠性，降低了全寿命费用。当然，采用何种检测技术及修理工艺，也要充分考虑维修的经济性，因此，工艺复杂的维修技术一

38、般只用于合金材料昂贵、制造工艺难度大的叶片。目前，在我国，航空发动机涡轮叶片的机上孔探检查已广泛使用，但叶片的先进的修理技术应用不多，这与我国自己制造的发动机叶片材料并不十分昂贵有关。但随着新型高性能的发动机研制生产，也将采用先进的涡轮叶片材料和制造工艺，这会使涡轮叶片的造价大幅增加。因此，对于国产航空发动机来说，涡轮叶片精确检测与先进修理技术也有着非常广阔的应用前景。参 考 文 献1：航空技术装备翻修空军航空修理研究所1989年12月；2：航空燃气涡轮发动机 尚义 编著（航空工业出版社1995年）；3：航空发动机构造 ；4：航空发动机原理 ；5：航空发动机涡轮叶片修理技术孙护国 编著（海军航

39、空工程学院2001年）6：航空发动机飞机的心脏刘大响 陈光 等编著（航空工业出版社2003年）- 18 -致 谢三年的读书生活在这个季节即将划上一个句号，而于我的人生却只是一个逗号，我将面对又一次征程的开始。三年的求学生涯在师长、亲友的大力支持下，走得辛苦却也收获满囊，在毕业设计即将付梓之际，思绪万千，心情久久不能平静。 伟人、名人为我所崇拜，可是我更急切地要把我的敬意和赞美献给一位平凡的人，我的导师葛宁老师。我不是您最出色的学生，而您却是我最尊敬的老师。您治学严谨，学识渊博，思想深邃，视野雄阔，为我营造了一种良好的精神氛围。授人以鱼不如授人以渔，置身其间，耳濡目染，潜移默化，使我不仅接受了全新的思想观念，树立了宏伟的学术目标，领会了基本的思考方式，从论文题目的选定到论文写作的指导,经由您悉心的点拨，再经思考后的领悟,常常让我有“山重水复疑无路,柳暗花明又一村”的感觉。这三年中还得到众多老师的关心支持和帮助。在此，谨向老师们致以衷心的感谢和崇高的敬意！ 最后，我要向百忙之中抽时间对本文进行审阅，评议和参与本人论文答辩的各位老师表示感谢。