一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN109837382A(43)申请公布日2019.06.04(21)申请号201910310358.7(22)申请日2019.04.17(71)申请人中国人民解放军空军工程大学地址710038陕西省西安市灞桥区霸陵路1号申请人中国人民解放军第五七一九工厂(72)发明人周留成冯晓泰张科夫何卫锋时小松聂祥樊(74)专利代理机构北京国坤专利代理事务所(普通合伙)11491代理人黄耀钧(51)Int.Cl.C21D10/00(2006.01)权利要求书1页说明书4页附图2页(54)发明名称一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法(57)摘要本发明涉及航空发动机技术领域，尤其为一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法，包括强化前焊缝部位的检测、薄壁焊缝结构双面依次强化工艺、探伤孔结构旁边的分区强化工艺、不同区块的激光冲击路径及激光能量梯度分布工艺和机匣夹具设计。本发明中，设计可实现三级机匣装夹的专用夹具，按照分区变参数强化的工艺对小孔焊缝区及热影响区进行双面激光冲击强化，消除小孔倒角焊接残余应力，并预制残余压应力从而有效改善焊接部位抗疲劳和抗应力腐蚀性能。CN109837382ACN109837382A权利要求书1/1页1.一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法，包括强化前焊缝部位的检测、薄壁焊缝结构双面依次强化工艺、探伤孔结构旁边的分区强化工艺、不同区块的激光冲击路径及激光能量梯度分布工艺和机匣夹具设计，其特征在于：按照机匣焊缝先内壁后外壁、机匣外壁分区块进行强化处理，引入均匀一致的残余压应力层，技术方案包括以下步骤：a.机匣焊缝激光冲击强化三维动态数值模拟与工艺优化；b.风扇机匣夹具设计；c.机匣焊接接头探伤；d.风扇机匣强化前准备；e.按照强化工艺规程进行焊缝强化；f.进行机匣强化部位表面完整性考核。2.根据权利要求1所述的一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法，其特征在于：步骤a中，具体操作为：开展冲击波压力数值仿真，4GPa冲击波压力下计算得到的应力分布云图及曲线，残余应力分布较为均匀，据此设定激光冲击强化参数，根据机匣在发动机安装位置确定机匣模型边界并获得振动特性，各阶机匣焊缝振型最大应力区域位于机匣径向，据此在探伤孔周围分4个区域进行强化。3.根据权利要求1所述的一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法，其特征在于：步骤b中，具体操作为：结合三级机匣尺寸参数，特别设计机匣强化过程中所使用的夹具装置，该夹具共开有三种槽，可分别装配一级、二级、三级机匣。4.根据权利要求1所述的一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法，其特征在于：步骤c中，对焊接件进行激光冲击强化处理，且在对焊接件进行激光冲击强化处理前必须进行结构内部的探伤分析。5.根据权利要求1所述的一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法，其特征在于：步骤d中，具体操作为：将机匣固定在专用夹具上，将专用夹具固定在机械手上，要求紧固、无松动，为机匣粘贴吸收保护层，具体的，吸收保护层材料采用背胶的黑胶带，黑胶带规格为厚度约0.1mm，背胶厚度约0.025mm，剪1片大于激光冲击强化区域边界5mm以上的，将黑胶带贴在待激光冲击强化部位，要求黑胶带贴覆紧密、平整，与待激光冲击强化表面没有褶皱、破损、划伤、杂质和气泡，避免用手直接接触激光冲击强化区域部位、以免此区域沾上脏污，造成粘贴不紧。6.根据权利要求1所述的一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法，其特征在于：步骤e中的具体操作机匣内壁采用能量4J、直径3mm光斑以50％搭接率进行强化，沿孔边向外冲击6排光斑，(二级、三级机匣可以根据叶片间距适当减少光斑)，机匣外壁采用直径3mm光斑以50％搭接率进行强化，探伤孔上下区域冲击5排光斑，左右区域冲击4排光斑，强化完成后进行风扇机匣强化部位的清洗和后处理。7.根据权利要求1所述的一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法，其特征在于：步骤f中，具体操作为：强化后热影响区无明显冲击凹坑，采用移动式粗糙度测量仪对四个区域不同方向粗糙度进行测试，Ra值提升小于50％，满足机匣使用要求，采用手持式三维扫描设备检测探伤孔部位曲面圆弧尺寸形貌，强化前后无变化。2CN109837382A说明书1/4页一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法技术领域[0001]本发明涉及航空发动机技术领域，具体为一种航空发动机风扇机匣小孔焊缝部位激光冲击强化方法。背景技术[0002]航空发动机风扇机匣装配探伤孔，该孔结构与机匣采用氩弧焊链接。由于探伤孔焊缝区域存在倒角，结构比较复杂，且航空发动机对部件表面完整性要求高。热处理、过载处理、锤