An aluminum alloy aero engine turbine blade processing method, belonging to the aero engine turbine blade processing technology, including: aluminum alloy turbine blade casting, ultra fast laser ring cutting and spiral scanning processing method for gas film hole processing, abrasive flow processing and removal of molten layer removal of remelting layer. The invention adopts the processing method of ultra fast laser ring cutting and spiral scanning to process the gas film hole, which can greatly reduce the heat effect and improve the surface integrity. The machined gas film hole spines, grooves and micro cracks are less, and the maximum thickness of the remelting layer is less than 25 u m. The abrasive particles can be grinded evenly on the surface or edge of the channel under pressure. It can not only remove the remainder, but also play the role of burr, chamfering and light decoration. It can also effectively eliminate the remelting layer and control the increase of the pore size of 0.02mm 0.04mm, which can effectively control the remelting layer and micro crack. The remelting layer is used to remove the solution further to remove the remelted layer, so that no remelting layer remains at the inlet and outlet of the film hole.
【技术实现步骤摘要】
一种铝合金航空发动机涡轮叶片的加工方法
本专利技术属于航空发动机涡轮叶片加工
,具体涉及一种铝合金航空发动机涡轮叶片的加工方法。
技术介绍
涡轮叶片是航空发动机中热负荷及机械负荷最大的部件,其工作环境恶劣,承受燃烧后高温高压燃气冲击,其制造技术被列为现代航空发动机的关键技术.其中叶片铸造技术和气膜孔加工技术是最主要的难点。目前,叶片气膜孔的加工技术主要包括长脉冲激光打孔、电火花打孔、电液束打孔等方法。其中前两种方法都属于热熔加工,会在孔壁产生重铸层和微裂纹,严重影叶片的表面完整性,最终导致了叶片材料性能和安全使用寿命的下降。
技术实现思路
为了解决现有技术中存在的问题,本专利技术提供了一种耐高温、表面完整性好,毛刺、沟槽、微裂纹少,且无重熔层的铝合金航空发动机涡轮叶片的加工方法。本专利技术采用以下技术方案:一种铝合金航空发动机涡轮叶片的加工方法,包括以下步骤:步骤一:铝合金熔炼,铝合金包含以下重量百分比的化学成分:Cu4.87%、Mn0.5%、Ti0.27%、Cd0.16%、V0.12%、Fe<0.1、稀土Y1%,余量为Al;用12KW的坩埚电阻炉熔炼铝合金,720-730℃时用重量百分比0.6%的C2Cl6精炼,静置20min,720℃浇注涡轮叶片,浇注温度为250-300℃,所述的涡轮叶片采用精密无余量铸造,榫头釆用了三对枞树形榫齿,叶片内腔采用了“U”型回流对流冷却和叶片前缘、尾缘气膜冷却的复合冷却结构;步骤二:用微秒激光加工出孔径为50μm的基孔,重熔层厚度控制在40μm以下;步骤三:用长脉冲激光直接冲孔1s,形成直径为300-31 ...
【技术保护点】
一种铝合金航空发动机涡轮叶片的加工方法,其特征在于,包括以下步骤:步骤一:铝合金熔炼,铝合金包含以下重量百分比的化学成分:Cu4.87%、Mn0.5%、Ti0.27%、Cd0.16%、V0.12%、Fe<0.1、稀土Y1%,余量为Al;用12KW的坩埚电阻炉熔炼铝合金,720‑730℃时用重量百分比0.6%的C2Cl6精炼,静置20min,720℃浇注涡轮叶片,浇注温度为250‑300℃,所述的涡轮叶片采用精密无余量铸造,榫头釆用了三对枞树形榫齿,叶片内腔采用了“U”型回流对流冷却和叶片前缘、尾缘气膜冷却的复合冷却结构;步骤二:用微秒激光加工出孔径为50μm的基孔,重熔层厚度控制在40μm以下;步骤三:用长脉冲激光直接冲孔1s,形成直径为300‑310μm的正锥形孔,再使用四光楔扫描装置环切扫描2‑3s,形成直径为350‑360μm的圆柱孔;步骤四:用500fs激光螺旋扫描15s,其工艺参数为:扫描速度为2400r/min,重叠率为12%,进给量为5μm,重复频率为20kHz,0.6Pa同轴吹气;步骤五:采用磨粒流机床进行磨粒流加工,将涡轮叶片固定在两个磨粒虹容器之的通道中,通过 ...
【技术特征摘要】
1.一种铝合金航空发动机涡轮叶片的加工方法,其特征在于,包括以下步骤:步骤一:铝合金熔炼,铝合金包含以下重量百分比的化学成分:Cu4.87%、Mn0.5%、Ti0.27%、Cd0.16%、V0.12%、Fe<0.1、稀土Y1%,余量为Al;用12KW的坩埚电阻炉熔炼铝合金,720-730℃时用重量百分比0.6%的C2Cl6精炼,静置20min,720℃浇注涡轮叶片,浇注温度为250-300℃,所述的涡轮叶片采用精密无余量铸造,榫头釆用了三对枞树形榫齿,叶片内腔采用了“U”型回流对流冷却和叶片前缘、尾缘气膜冷却的复合冷却结构;步骤二:用微秒激光加工出孔径为50μm的基孔,重熔层厚度控制在40μm以下;步骤三:用长脉冲激光直接冲孔1s,形成直径为300-310μm的正锥形孔,再使用四光楔扫描装置环切扫描2-3s,形成直径为350-360μm的圆柱孔;步骤四:用500fs激光螺旋扫描15s,其工艺参数为:扫描速度为2400r/min,重叠率为12%,进给量为5μm,重复频率为20kHz,0.6Pa同轴吹气;步骤五:采用磨粒流机床进行磨粒流加工,将涡轮叶片固定在两个磨粒虹容器之的通道中,通过虹内活...
【专利技术属性】
技术研发人员:夏建强,常峰,
申请(专利权)人:安徽恒利增材制造科技有限公司,
类型:发明
国别省市:安徽,34
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