一种小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，包括叶片模型特性分析、疲劳试样图纸设计、加工电极设计、电火花加工方法、叶片试样表面观测与深处理。试样加工完成后，结合有限元软件进行叶片变形行为计算分析，得到考核部位的应力应变状态，以此指导疲劳验证实验，用于航天冲击式涡轮叶片的可重复使用性相关的特性研究。本发明专利技术直接成型叶片试样，从根本上保证了试样设计要求和加工质量。加工工具制造渠道广泛，加工成本和试样加工数量方便控制。有限元计算分析和疲劳试样表面微结构观测保证了疲劳实验结果的可信性。在很大程度上克服了小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样设计加工的困难。试样设计加工的困难。试样设计加工的困难。
【技术实现步骤摘要】
小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法
[0001]本专利技术属于燃气涡轮热端部件重复使用性研究领域，涉及一种小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，该试样可用于小尺度冲击式涡轮叶片疲劳或气动相关的理论与实验研究。
技术介绍
[0002]随着商业航天和空天科学技术的发展，可重复使用航天运载器的研究越来越引起人们的关注。涡轮叶片作为液体火箭发动机的关键部件，其疲劳寿命的实验研究对确定发动机的可重复使用性至关重要。与航天冲击式涡轮叶片相比，航空领域的涡轮叶片尺寸较大，一般多采用铸造或者焊接的方法来设计加工疲劳试样。焊接过程会对小尺寸叶片的结构造成破坏，而且焊接带来的热处理过程会引起叶片材料力学性能的改变，热量分布的不均匀性会造成严重的加工误差。一般，实验室条件下所需叶片试样批量较小，铸造过程模具的设计和制造相对而言较难，且叶片铸造加工的获取途径比较有限。因此，航空领域的涡轮叶片铸造方法也不适合在实验室条件下开展小尺寸航天冲击式涡轮叶片试样的制备。这样，研究一种价廉方便的小尺度冲击式涡轮叶片的设计加工方法对航天涡轮重复使用性的实验验证研究具有十分重要的意义。
[0003]北航王荣桥对单晶涡轮叶片的热机械疲劳行为开展了实验研究(王荣桥，荆甫雷，胡殿印.单晶涡轮叶片热机械疲劳试验技术[J].航空动力学报.2013,28(2):252-258.)，叶片榫头部位作为下固定端由下夹具夹持，为了方便上夹具的夹持固定，他们在叶片模型的叶尖部位通过加工铸造叶冠来固定叶片试样。对于尺寸较大的单个叶片来说，该设计的最大特点是方便快捷。但对于整体成型的航天冲击式涡轮叶片而言，叶栅根部间距只有2mm，合理地切割获取单个叶片模型几乎不可能，而且该叶片尺寸较小，考核部位恰位于叶身与轮盘的连接部位，这也就导致了通过铸造夹持部位来施加机械载荷的方案对小尺寸航天冲击式涡轮叶片而言是比较困难甚至不可行的。
[0004]U.Gampe等设计了一种气冷涡轮叶片试样来研究叶片的循环热载荷效应(Gampe U,Martynov I,Keyser J.Advanced tools for design and anlysis of high temperature cyclic loaded turbine components.https://www.researchgate.net/publication.)，该试样采用铸造上下夹头，并在上下夹头处留有冷气进出口，以此模拟叶片受到的机械与热载荷。理论而言，此类试样整体铸造方法虽然可以满足绝大多数的试样形式，但该类方法实施困难、价格昂贵，且获取途径有限，不适合实验室环境下小数量的叶片疲劳实验研究。
[0005]美国刘易斯研究中心的D.A.Spera等利用流化床方法对涡轮叶片的热疲劳问题开展了实验研究(Spera D A,Howes M AH,Bizon P T.Thermal-fatigue resistance of 15high-temperature alloys determined by the fluidized-bed technique[R].1971,NASA TM X-52975.)。研究中，首先通过铸造获得疲劳试样的大致结构，在设计、铸造过程该疲劳试样两端预设专门的夹持部位。然后，进一步加工至需要的尺寸与光洁度要求。虽然该
方法获取的叶片试样与实际叶片的结构形式一致，但该方法并没有保证叶片试样加工的一条基本原则：保证试样与叶片的最终加工性态(表面光洁度、最终热处理形式、表面微结构性态等)一致。
[0006]除此以外，焊接方法可用于考核点远离焊接部位的大尺寸涡轮叶片试样加工，但并不适合小尺寸航天涡轮叶片疲劳试样的加工，因为在焊接过程中叶片关键考核部位(叶尖和叶根)很难受到有效保护，溅落的熔融金属会对这些部位带来严重损伤，而且焊接局部区域出现较大的温度梯度，这引起试样的同轴度在加工过程中很难得到保证。
[0007]南通中能机械制造有限公司的张望梧等人提出了一种汽轮机小动叶片加工方法(CN102825436 A)，首先根据叶片的长度和高度锻造坯料，然后对坯料进行粗精铣加工获得叶片外形面，最后总检合格入库。在坯料的加工阶段要对坯料取样进行冲击韧性、拉伸检测实验，以保证坯料的基本力学性能满足常规方法的要求。该专利技术对高度小于80mm的叶片适用，因为此时叶片受力较小。但狭窄的加工空间(叶片试样较小造成的)会对加工刀具、加工策略等有着比较苛刻的要求，所以，铣削加工尺寸较小的冲击式涡轮叶片试样比较困难。
[0008]综上所述，虽然整体铸造方法可以满足绝大多数的疲劳试样加工，但铸造过程模具的设计和制造相对而言较难，且叶片铸造加工的获取途径比较有限。因此，铸造方法也不适合在实验室条件下开展小批量的小尺寸航天冲击式涡轮叶片试样的制备。叶片尺寸较小，叶片考核部位位于叶根连接倒角处，且从整体式铸造叶片上切割单个叶片模型比较困难，为此，局部铸造夹持段的方法并不适合该型叶片疲劳试样的加工。除此以外，焊接方法会对叶片实验段造成结构破坏，焊接过程的温度不均匀分布造成加工质量无法得到控制，所以该方法也不适合小尺寸的航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的加工。涡轮叶片的加工方法较多，但这些方法都不适合小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的制备。因此，在现有制造加工方法的基础上，难以为实验室条件下开展小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的设计加工与验证方法提供一种方便廉价的途径。
技术实现思路
[0009]本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法。
[0010]本专利技术解决技术的方案是：
[0011]小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，该方法的步骤包括：
[0012]步骤一，利用有限元方法计算叶片模型的力学响应特性，在此基础上选定疲劳寿命考核部位；
[0013]步骤二，利用CATIA三维绘图软件绘制叶片疲劳试样模型，利用AutoCAD二维绘图软件完成叶片疲劳试样的图纸设计；
[0014]步骤三，根据疲劳试样的结构形式，设计并制作过渡段的加工电极和实验段的加工电极，分别用于叶片疲劳试样过渡段和实验段的加工；
[0015]步骤四，按照疲劳试样的图纸进行试样的加工；
[0016]步骤五，利用喷砂抛光技术对叶片疲劳试样进行深加工，以获取与实际叶片相近的表面形态，完成叶片疲劳试样的电火花加工方法。
[0017]所述步骤二中，绘制疲劳试样模型时，根据叶片的特性分析设计疲劳试样实验段，
保证实验段的细节与实际叶片的细节相符，其实施细节如下：
[0018]①
叶片试样的几何重心应当位于机械负荷施加的轴线上；
[0019]②
实验段与夹持段之间设计有过渡段，以保证机械载荷的平稳施加，实验段与过渡段的过渡倒角设计值与实际叶片倒角一致，同时，过渡段与夹持段的过渡倒角设计值大于实验段与过渡段的过渡倒角；
[0020]③
为了保证...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，其特征在于该方法的步骤包括：步骤一，利用有限元方法计算叶片模型的力学响应特性，在此基础上选定疲劳寿命考核部位；步骤二，利用CATIA三维绘图软件绘制叶片疲劳试样模型，利用AutoCAD二维绘图软件完成叶片疲劳试样的图纸设计；步骤三，根据疲劳试样的结构形式，设计并制作过渡段的加工电极和实验段的加工电极，分别用于叶片疲劳试样过渡段和实验段的加工；步骤四，按照疲劳试样的图纸进行试样的加工；步骤五，利用喷砂抛光技术对叶片疲劳试样进行深加工，以获取与实际叶片相近的表面形态，完成叶片疲劳试样的电火花加工方法。2.根据权利要求1所述的小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，其特征在于：所述步骤二中，绘制疲劳试样模型时，根据叶片的特性分析设计疲劳试样实验段，保证实验段的细节与实际叶片的细节相符，其实施细节如下：
①
叶片试样的几何重心应当位于机械负荷施加的轴线上；
②
实验段与夹持段之间设计有过渡段，以保证机械载荷的平稳施加，实验段与过渡段的过渡倒角设计值与实际叶片倒角一致，同时，过渡段与夹持段的过渡倒角设计值大于实验段与过渡段的过渡倒角；
③
为了保证
①
和
②
，实验段与过渡段的几何重心位于两端夹持段的轴线上。3.根据权利要求1所述的小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，其特征在于：所述步骤三中，过渡段的加工电极包括压力面侧过渡段加工电极和吸力面侧过渡段加工电极；实验段的加工电极包括压力面侧实验段加工电极和吸力面侧实验段加工电极；压力面侧实验段加工电极的加工部位与叶片压力面侧形状一致，吸力面侧实验段加工电极的加工部位与叶片吸力面侧形状一致。4.根据权利要...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘士杰，梁国柱，康红雷，李子亮，庞红丽，刘继超，叶莺樱，
申请(专利权)人：北京航天动力研究所，
类型：发明
国别省市：
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