航空发动机课外论文作业的

航空发动机涡轮叶片综述
摘要：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。

为了提高涡轮叶片的质量、寿命、耐热性等综合性能，在涡轮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；在涡轮叶片加工时利用MasterCAM软件进行辅助加工；在进行涡轮叶片维护时要采用多项先进修理技术。

关键词：涡轮叶片工作原理耐热性能加工工艺先进修理技术
一、前言
在燃气涡轮发动机中叶片无论是压气机叶片还是涡轮叶片，它们的数量最多，而发动机就是依靠这众多的叶片完成对气体的压缩和膨胀以及以最高的效率产生强大的动力来推动飞机前进的工作。

因而，生产出符合要求的先进涡轮叶片，提高发动机的整体性能具有重要意义。

二、涡轮叶片的工作原理
1.涡轮叶片为什么一定要扭
在流道中，由于在不同的半径上，圆周速度
是不同的，因此在不同的半径基元级中，气流的
攻角相差极大，在叶尖、由于圆周速度最大，造
成很大的正攻角，结果使叶型叶背产生严重的气
流分离；在叶根，由于圆周速度最小，造成很大
的负攻角，结果使叶型的叶盆产生严重的气流分
离。

因此，对于直叶片来说。

除了最近中径处的
一部分还能工作之外，其余部分都会产生严重的
气流分离，也就是说，用直叶片工作的压气机或
涡轮，其效率极其低劣的，甚至会达到根本无法运转的地步。

2.涡轮叶片的工作原理
燃气通过涡轮基元级膨胀作功，燃气的总温和总压都降低。

气流相对于涡轮静子(导向器)的运动速度称为绝对速度，以c表示。

气流相对于涡轮转子(工作轮)的运动速度称为相对速度，以w表示。

涡轮工作时，燃气以速度c
0流向涡轮导向器，以速度c
1
流出涡轮导向器(图
1)。

气流经过导向器改变流动方向。

导向器通道呈收敛形，气流在其中膨胀加速，气体静压p、静温T、静焓h相应降低。

气流在导向器出口处的速度
c 1接近声速，有时甚至略超过声速。

速度c
1
具有很大的切线方向分速度。

由
于涡轮的工作轮前缘以切线速度u
1
运动着，因此气流相对于工作轮前缘的
运动速度为w
1。

图1 燃气流经涡轮基元级时的速度变化
气流以相对速度w
1进入涡轮工作轮,以速度w
2
流出工作轮尾缘，由于工
作轮尾缘以切线速度u
2运动着，因此气流的绝对速度为c
2。

涡轮导向器出口尾缘气流以相对速度w
1
进入涡轮工作轮后，沿工作轮叶栅通道流动。

工作轮叶栅通道也呈收敛形，气流在其中继续膨胀加速，气体静压p、静温T、静焓h进一步降低。

同时，气流通过工作轮叶栅改变流动方向。

由于涡轮工作轮叶栅是收敛通道，气流在其中减压加速，不易产生分离，因此与压气机工作轮叶栅相比，涡轮工作轮叶栅可以有大得多的气流转折角Δβ，Δβ可以达到90～100°。

工作轮出口气流的相对速度w
2大于进口相对速度w
1
，但是对于发动机的
绝对坐标系来说，工作轮出口气流的绝对速度c
2
却小于工作轮进口绝对速度
c
1。

从以上分析可以看出：气体在工作轮中得到的切线方向加速度是与工作轮运动方向相反的，因此可以断定是气体对工作轮作功。

气流通过涡轮工作轮后不仅减少了动能c2/2，而且静焓h也下降了。

单位质量气体通过涡轮所作的膨胀功，可以分别从能量方程和动量方程推导得到。

从能量方程推导膨胀功：
气体通过涡轮工作轮以后，动能和静焓都下降了。

根据能量方程，在与外界绝热的条件下，气体对外所作的功等于静焓降和动能降之和，或等
于总焓降。

（1）
从气流在工作轮叶栅中作相对运动的角度看，气体静焓降是由于相对运动速度增加以及在旋转坐标系中气流所处半径变化而改变的能量，可用下式表示：
将上式代入(1)式，可得
(2) 以上就是从能量方程推导得到的膨胀功公式。

从动量方程推导膨胀功：
单位质量流量气体流经涡轮工作轮时，在工作轮上的作用力为p。

可以
将作用力P分解为轴向分力p
a 和切向分力p
u
，如图2所示。

图2 气体作用在涡轮上的力
工作轮相对于发动机只有旋转运动没有轴向运动，因此气体只有切向分力
p u 对涡轮工作轮作功，而轴向分力p
a
不作功。

在工作轮进口处，单位质量气体对工作轮转轴的动量矩为c
1u
r
1。

在工作轮出口处，单位质量气体对工作轮转轴的动量矩为-c
2u
r
2。

出口处的动量矩为负值，因为气流在出口处的切线分速度的方向与进口处相
反。

单位质量气体流经工作轮所作的功为
(3)
公式(3)与(2)是分别从动量方程和能量方程二个不同的角度推导出来的。

与讨论压气机时一样，可以证明二者完全相等。

这两个公式不仅可以用来计算气体对涡轮基元级所作的功，而且可以帮助分析如何进一步提高涡轮的功率。

但是在作涡轮实验时，并不是通过这两个公式来计算涡轮功，这是因为涡轮进出口气流的流速很难准确测量，而且流速沿叶高方向变化很大。

因此在实验时往往用以下两种方法中的一种来测量涡轮功：
①通过测量涡轮轴的扭矩和转速来计算涡轮功；
②通过测量涡轮进出口气流的总温T
1*和T
2
*，然后通过下列公式计算涡轮
功：
用上式计算涡轮功，无论涡轮工作效率高低，其结果总是正确的。

三、提高涡轮叶片耐热性能的途径
第一，强制冷却。

发动机设计人员在涡轮叶片上设计了很多细小的管道，高压冷空气通过这些管道流经高温叶片，起到强制冷却作用，这就是“空心气冷叶片”。

最早的涡扇发动机——英国罗·罗公司的“康维”发动机就使用了空心气冷叶片。

除了在燃烧室中使用的气膜冷却之外，在涡轮的燃气导向叶片和涡轮叶片上大多还使用了对流冷却和空气冲击冷却。

对流冷却就是在空心叶片中不停地有冷却气流流动，以带走叶片上的热量。

空气冲击冷却（也叫气膜冷却）实际上是一种被加强的对流冷却，即用一股或多股高速冷却气流强行喷射在要求被冷却的表面。

冲击冷却一般用在燃气导向叶片和涡轮叶片的前缘上，由空心叶片的内部向叶片的前缘喷射冷却气体以强行降温。

冲击冷却后的气体会从燃气导向叶片和涡轮叶片前缘的孔隙中流出，被燃气带动在叶片的表面形成冷却气膜。

但是开在叶片前缘的冷却气流孔隙会使叶片更加难以制造，而且这些孔隙还会导致应力集中，对叶片的寿命产生负面影响。

可是由于气膜冷却要比对流冷却的效果好的多，所以人们还是不惜代价地在叶片上采用气膜冷却。

从某种意义上来说，在燃气导向叶片和涡轮叶片上使用更科学合理的冷却方法，可能要比开发更先进的耐高温合金更实际一些。

因为采用空心冷却技术要比开发新合金投资少、见效快。

现在涡轮进口温度的提升其一半的功劳要归功于冷却技术的提高。

由于采用冷却技术，目前各涡轮叶片实际所承受的温度要比涡轮进口温度低200～350摄氏度，所以说叶片冷却技术对提高涡轮工作温度功不可没。

第二，采用新的耐热材料制造涡轮叶片。

一些先进航空发动机公司已经开始探索用耐热性能更好的陶瓷等材料制造涡轮叶片。

可是如果没有深厚的科学基础作保证，高性能的涡轮材料研制也就无从谈起。

当今有实力研制高性能涡轮的国
家都把先进的涡轮盘和涡轮叶片的材料配方和生产工艺当作最高机密，也正是这个小小的涡轮减缓了一些国家成为航空大国的步伐。

普通的碳钢在800～900℃时强度就大大降低了。

但是在其中加入其它一些金属成分，尤其是镍、铬、钨等，制成耐热合金，耐高温水平就可以不断提高。

我国在五十年代刚开始研制航空涡轮发动机时的耐热合金的最高水平是800℃，在做了大量研究试验工作后提高到了900℃。

后来几十年，经过大量试验、研究，差不多每年都能提高二三十度，现在大约是1200～1300℃，相当于1473～1573K，加上耐热涂层、气动冷却和精密铸造的应用，我国先进航空涡轮发动机的涡轮前温度可以达到1800～1900K,达到了世界先进水平。

第三，通过改进叶片的制造工艺，挖掘现有叶片材料的耐热潜力。

早在航空涡轮发动机诞生之初，人们就在涡轮的表面涂一层耐烧蚀的表面涂层来延长涡轮叶片的使用寿命。

在JT3D涡扇发动机的涡轮叶片上，普·惠公司就用渗透扩散法在涡轮叶片上“镀”上一层铝、硅涂层。

这种扩散渗透法与我们日常应用的手工钢锯条渗碳工艺有点类似。

经过渗透扩散铝、硅的JT3D一级涡轮叶片其理论工作寿命高达15900小时。

精密铸造技术也是推动涡轮叶片技术进步的重要手段。

比如说单晶体叶片，就是通过精铸工艺使整个涡轮叶片成为一个单晶体，避免了晶格缺陷，比之传统工艺的叶片，其高温强度提高8倍以上。

技术难度稍低而性能与单晶叶片接近的是定向凝固叶片，“昆仑”发动机上就采用了先进的复合气冷定向凝固无余量精铸涡轮叶片。

该叶片要求一次成型合格，不需要再加工，而且要求厚度非常均匀。

四、涡轮叶片加工工艺
1、概述
飞机发动机的叶片大小不同，形状各异：从尺寸上看，大的叶片有250×60×10，小的只有30×10×5；从形状上看，带阻风台结构的稍复杂一些，需五轴联动铣削；不带阻风台的，用四轴加工即可。

所有叶片都有一个特点：薄，加工时易变形。

叶片的毛坯均为合金铸件，加工工序比较复杂，从图纸到成品，一般都要经过40～60个工序。

目前，发动机叶片（叶背、叶盆）的加工，大多采用三轴铣削，即在立式铣削中心（带旋转工作台）先铣叶背，然后转180゜，再铣叶盆。

进汽边、出汽边以及叶根，在后续的工序中再处理。

这种铣削方法装卡次数多，加工效率低，并且加工后叶片变形大，叶片截面形状与原设计有较大误差。

如果采用四轴联动铣削，一次装卡就可把叶背、叶盆、进出汽边以及叶根同时加工出来，并且加工后的叶片变形也很小。

如果走刀路径设计的合理，加工后叶片表面的光洁度高，后续的辅助工序可以取消或减化，进汽边和出汽边也无需再处理。

从整体来看，叶片的加工质量和效率都会大为提高。

四轴铣削叶片，理想的刀具路径如下：
(1)四轴铣削叶背、叶盆时，刀具沿轴线螺旋走刀，从一端走到另一端；
(2)再单独铣一次进、出汽边，刀具沿叶片轴线从一端铣到另一端，以保证进、出汽边的形状精度和表面光洁度；
(3)铣削叶根的过渡面时，确保叶片两端的凸台不受损伤。

2、叶背、叶盆铣削
对于图2.1所示的叶片，可采用近似于螺旋的走刀路径。

刀具相对于叶片绕轴线做旋转运动，同时间断地沿轴线作直线运动，如图1所示。

采用这种走刀路径，叶片的变形小，质量可靠；叶背叶盆刀痕匀布，余量均匀，减少了后续打磨、抛光等工序的工作量，可明显地提高叶片的生产效率。

并且，编制这种走刀路径，较编制螺旋走刀路径容易得多。

图2.1 叶片走刀路径
以下详细说明有关计算方法及参数的选择。

图2.2是叶片的俯视图。

叶形的长边约220.7mm，短边约175.3mm，叶片高约93.9mm。

叶片两端均有台阶，台阶的侧面与叶形的交线跟轴线不垂直，左边夹角约20°，右边约8.6°。

图2.2 俯视图
四轴联动铣削时，在右端和左端的走刀方向应同台阶的侧面基本平行，铣刀间断地沿轴线向叶片中部铣削时，走刀方向逐渐与轴线垂直，如图2所示。

在最左侧，走刀方向与刀轴夹角20°角，铣削到A1_A1截面时，走刀方向与轴线垂直。

铣到B1-B1截面后，走刀方向逐渐右斜。

在最右端，走刀方向与右侧台阶的侧面方向一致，即与轴线夹角8.6°。

设相邻两刀具路径间的距离为d，则从最左端到A1-A1截面的切削次数为N=27.3/d，取d=1.5，则N=18刀，取20刀。

相邻两刀的相对转角为：20°/20=1°。

同样计算右端的刀数：14.5/1.5=9.6取10刀。

每刀转角：8.6°
/10=0.86°。

最大转角计算：切削平面旋转后，各刀具路径不应重叠，条件为：Qm×W/2≤d，Qm≤2d/W，如图2.33所示。

W=93.9、d=1.5，得Qm≤1.83°。

图2.3 刀具路径不重叠条件示意
3、进、出汽边铣削
进出汽边是由多个位于相互平行的平面上、直径为0.65～0.68mm的圆弧构成的直纹曲面。

用直径φ6的铣刀铣削时，最好用侧刃铣。

可把各圆弧分为5等份，计算6条对应的等参曲线。

然后，根据这6条曲线编制四轴程序，使刀具沿着6条曲线运动，且刀轴方向始终与曲面相切。

4、MasterCAM的多轴铣削功能
本零件使用MasterCAM软件造型和编程。

MasterCAM的多轴铣削功能非常强劲,有多种四轴、五轴加工方法，用户可最大程度地控制走刀方式（Tool Type）、刀具运动（Tool motion）和刀轴方向（Tool axis），编出高质量的多轴加工程序。

这些加工方法包括：五轴钻孔、五轴轮廓铣削、多曲面五轴端铣加工、五轴侧刃铣削（圆柱棒刀或圆锥棒刀）等等。

MasterCAM还提供有多种选项，控制刀具在走刀进程中的前倾角、后仰角以及左右摆角。

通过设置前倾角、后仰角，可改变刀具的受力状况，提高加工的表面质量。

通过改变左右摆角，可以避免刀头刀杆与工件的碰撞。

五轴精加工时，在零件曲率变化太大的区域内，MasterCAM还可加密刀位点，铣出光滑的表面。

本例的仿真结果，如图4.1所示。

图4.1 加工仿真结果
MasterCAM提供了很多控制刀轴方向的办法，如：
•用一组直线确定方向。

五轴走刀时，刀轴的方向根据这组直线方向的变化而变化。

•用上下两组曲线控制刀轴方向。

•用一个封闭的边界，控制刀轴的运动范围，刀轴的方向受限于边界。

•限制刀轴的倾角（A、B、或C ），以防碰撞。

•用某个固定点控制刀轴方向，使刀具在切削时，其轴线始终通过该点。

MasterCAM的五轴铣削仿真也非常强。

可使用任何形状的毛坯，准确模拟加工过程及加工结果，起到所见即所得的作用。

有力地保证了数控程序的正确性。

总之，用MasterCAM设计和加工叶片，快捷方便、安全可靠。

五、涡轮叶片修理技术
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。

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(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。

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NUCON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。

1.3叶型的精确检测
目前，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、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。

2.1表面损伤的修理
如果经检验，叶片表面的微小裂纹或者由烧蚀、腐蚀所导致的缺陷尺度在允许修理范围内，则对其进行修补。

目前先进的修补方法有以下几种。

一是活化扩散愈合法，这是美国GE公司开发的一种以钎焊为基础的发动机热端部件延寿手段。

其原理及工艺特点是借助低熔点焊接合金把高温合金粉末"注入"裂纹中，通过液相烧结使焊接合金同时向高温合金粉末和基体金属中扩散，从而使裂纹得到愈合。

具体工艺是，把由叶片基体材料成分相同的高温合金粉末以及钎焊黏结剂、低熔点活化扩散焊接合金(通常含有铬、铝、钽及钴，并填加2.4%的硼以降低熔点)所组成的裂纹修补材料制成浆料，用气压式灌注器填入裂纹中。

在真空或惰性气体中(如氩气)，叶片被分段加热至1205℃并保持30分钟，在液相烧结过程中，焊接合金熔化并使基体合金粉末"铸造"成裂纹形状与基体金属融合。

用这种工艺可修理大约1.30mm宽的裂纹和不大于 1.50mm的缺陷。

活化扩散愈合法的显微金相检验表明，基体金属与修理后获得的金属都具有均匀的材质并有相近的物理性质。

用于修补的混合物的组分、比例很重要，对修补的质量有决定性作用，其配方由维护手册中给出或由试验所得。

另外一种方法是激光熔覆，是利用一定功率密度的激光束照射(扫描)覆于裂纹、缺陷处的合金粉末，使之完全融化，而基材金属表层微熔，冷凝后在基材表面形成一个低稀释度的包覆层，从而弥合裂
纹及缺陷。

激光熔覆的熔化主要发生在外加的纯金属或合金中，基材表层微熔的目的是使之与外加金属达到冶金结合，以增强包覆层与基材的结合力，并防止其他元素与包覆元素相互扩散而改变包覆层的成分和性能。

激光熔覆所获得的包覆层组织细小，一般无气孔和空穴。

2.2叶顶的修复
对于叶片受损(主要是磨损、腐蚀和硫化)的顶部，可用等离子电弧焊及钨极惰性气体保护焊来修复，即先堆焊上合适的材料，再磨削到所要求的叶片高度。

钴基合金抗热腐蚀性能好，是一种合适的堆焊材料。

美国GE公司采用René１４２合金作为叶尖修复材料，采用堆焊法之前先将叶片在氮气中加热至高温以避免微裂纹的产生。

经验表明，Ｒｅｎé１４２合金结合此工艺修复的叶片具有良好的结构完整性。

除焊修外，低压等离子喷涂ＭｃｒＡｌＹ涂层，已成功地用于修复叶片的顶部了，涂层厚度为２．０３ｍｍ。

ＪＴ８Ｄ、ＪＴ９Ｄ发动机叶片上用于密封的篦齿损伤后，也用上述的堆焊修复方法。

在磨剩的残根上堆焊，可用等离子电弧焊、电子束焊或达波法惰性气体保护焊等焊接方法。

当用焊接方法修补叶片时，若叶片后缘或顶部的冷却孔被堵塞或在孔边产生了裂纹，可以先将孔焊死，再用高能电子束或激光束钻孔。

2.3热静压
热静压是将叶片保持在１０００～１２００℃温度和１００～２００ＭＰａ压力的热等压条件下，可用于以下目的修复：
①消除焊后存在于金属中的内应力；
②冶金成分退化修复，涡轮叶片在工作过程中会沿晶界出现脆生相，将降低叶片的塑性和强度，热静压固溶处理可有效恢复叶片结构的退化情况；
③低循环疲劳的修复；
④蠕变损坏的修复。

热静压可恢复叶片原有的强度极限和延伸率，延长蠕变断裂寿命。

2.4喷丸强化
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，通常变形层深度可达０．１２ｍｍ～０．７５ｍｍ。

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。