航空发动机——涡轮叶片的研究与优化

摘要

 

       随着国家的发展，国防安全的需要，我国的航天航空事业也日益强盛。事业强盛的背景后则需要各大领域的最大优化，各大领域又需要各个更小的部件的最大耦合，而一个合格且优质的部件则是各个领域的知识的最大整合。

        航空使用的涡轮风扇发动机主要分两类，即不加力式涡轮风扇发动机和加力式涡轮风扇发动机，前者主要用于高亚音速运输机，后者主要用于歼击机。航空发动机按温度的高低可分为低温部分和高温部分；按结构主要可以分为进气口、压气机、燃烧室、涡轮、轴和尾喷管。发动机的工作基本原理是飞行器在飞行过程中冷空气从进气口进入，经过压缩机加压再进入燃烧室，在此期间发动机都是在低温部分工作；加压气体与燃油发生化学反应后产生的能量推动涡轮的转动使得发动机拥有一个向后的强大推力，从而使飞行器获得不断向前飞行的动力。

        发动机的叶片是航空发动机中核心部件之一，叶片制造的工作量可占据整个发动机制造工作量的1/3以上。而叶片又可以分为风扇叶片、压气机叶片和涡轮叶片，下面我们重点介绍的部件是航空发动机——涡轮叶片。

图1航空发动机基本结构图

        航空发动机的叶片的材料研究也是经历一系列的发展历史，在航空发动机中，涡轮叶片由于处于温度最高、应力最复杂、环境最恶劣的部位而被列为第一关键件，从早期采用变形高温合金制造；到后期为了适应增加发动机推力、提高飞行器飞行速度的需要，等轴晶铸造高温合金和定向凝固柱晶高温合金相继得到应用，性能也得到相应的改善；直到如今的单晶高温合金与金属间化合物基高温合金的使用，使得涡轮叶片的性能更进一步改善。

        同样，随着时代的进步，制造涡轮叶片的工艺也在不断地创新发展。由20世纪五十年代开始的传统加工（铸造、锻造、焊接、热处理等），但由于航空发动机的推重比不断提高、冷却结构更加复杂的需求，到20世纪末出现3D增材制造技术应运而生，铸造工艺的革新使得航空发动机零件的加工成本降低，其原理从根本上区别于传统的加工方式，制造出的工件比传统加工更是有质的飞跃。

       当发动机的叶片发生损坏时，维修技术对损坏的叶片起到再生作用。直到如今，我们维修叶片的方式也是多种多样的，主要有激光熔覆3D打印技术、混合增材制造技术、冷喷增材制造技术。

关键词：涡轮叶片、材料、制作工艺、维修

一、涡轮叶片的设计

（一）、涡轮叶片的冷却设计

        航空发动机工作温度可分为低温部分和高温部分，由于工作时的温度不一样，叶片的形状、材料应用以及力学分析也不一样。根据温度的不同，不同叶片的工作区域也不同，风扇叶片和压气机叶片都在低温区域下作业，而涡轮叶片则在高温区域下作业。在相同条件，高温部分的涡轮叶片设计考虑更多的是在提高自身的强硬度的前提下，如何更好地降低涡轮叶片的温度。

       涡轮叶片是航空发动机涡轮段的重要部件，高速旋转的叶片将高温高压的气流吸入燃烧室，以保障发动机的正常工作。涡轮叶片的工作环境是高温高压的极端环境，为了避免减少涡轮叶片的使用寿命，故叶片在工作时需要不停地降温，而降温有不同的冷却方式，如内部气流冷却、叶面地热障涂层、边界冷却等方法。

           图2高温下的涡轮叶片                                                           图3涡轮叶片的三个区域

        航空发动机在高温作业状态下，涡轮叶片受高温燃气冲刷后极易蠕变伸长，导致涡轮其他部件断裂。尽管现在的涡轮叶片可耐受的工作温度已达到2200K左右，但高效的冷却结构是有效地避免气冷涡轮叶片受热损坏的关键，能够直接影响涡轮叶片冷却效率和航空发动机稳定性。因此，为提高发动机效率和避免出现事故，如何设计航空发动机涡轮叶片冷却结构具有重要意义。

        高效冷却结构导致主流与冷气流的相干效应使得结构更加复杂，并且高效冷却结构的发展一直受到加工工艺的制约。在理论上，控制冷气流动的角度，将涡轮叶片分为前缘、中弦和尾缘区域，分析涡轮叶片在三个区域的热特性。

        涡轮叶片前缘冷却结构一般由冲击冷却和气膜冷却组成，通常情况下，两者使用同一个冷却通道。由于前缘是叶片首先受到高温燃气冲刷的区域，因此其冷却效果的优劣将直接决定叶片寿命和下游区域的冷却效果。涡轮叶片的中弦区域包括压力面和吸力面。由于压力面是凹面，并且主流压力较高，气膜不易从表面分离，但是吸力面曲率较大，极易在表面弯折处产生逆压梯度，导致气膜从叶片表面分离。因此，在同一个叶片中，压力面的气膜冷却效率略高于吸力面。轮叶片的尾缘几何形状比较小，需要在设计时兼顾结构强度和冷却效率的冷却结构。另一方面，尾缘处于叶片下游，几乎不受上游叶片产生的激波和尾迹影响[1]。

        因此，随加工工艺的进步，未来气冷涡轮叶片的发展趋势依然是优化冷却结构，以适应不断提高的工作温度。

（二）、材料的研究

1、变形高温合金

       变形高温合金是指以铁、镍、钴为基，能在600℃以上的高温及一定应力作用下长期工作的一类金属材料；并具有较高的高温强度，良好的抗氧化和抗腐蚀性能，良好的疲劳性能、断裂韧性等综合性能。高温合金为单一奥氏体组织，合金化程度较高，在各种温度下具有良好的组织稳定性和使用可靠性。

        基于上述性能特点，则可以应用于航空航天一种重要材料。按基体元素来分，变形高温合金又分为铁基、镍基、钴基等高温合金。铁基高温合金使用温度一般只能达到750(780℃，对于在更高温度下使用的耐热部件，则采用镍基和难熔金属为基的合金。镍基高温合金在整个高温合金领域占有特殊重要的地位，它广泛地用来制造航空发动机、工业燃气轮机最热端部件。

        变形高温合金发展至今有50多年的历史，国内飞机发动机常用变形高温合金主要Cr-Ni合金体系及Cr-Ni-Co合金体系。变形高温合金随着铝、钛、钨、钼含量增加，材料性能持续提高，但热加工性能则下降；加入昂贵的合金元素钴之后，可以改善材料的综合性能和提高高温组织的稳定性。

表1国内飞机叶片使用高温合金牌号及其工作温度

2、等轴晶铸造高温合金

      等轴晶位于金属铸锭里的中心区域，对于一块铸锭，获取等轴晶是相对容易，加少量变质剂即可获得等轴晶。等轴晶的特点是各相同性，枝杈搭接牢固，裂纹不易扩展。鉴于等轴晶材料可应用到高温领域，则晶体细化会在高温下变粗，导致强度降低，故无需作细化晶粒处理。由于等轴晶的各相同性特性，使得材料容易加工，但是晶界处容易被氧化。

      中国科学院金属研究所先后研制成功K417,K417G,K491,K4951,K465和K4169等10余种等轴晶铸造高温合金,其中，最为常见的是涡轮叶片用K417合金。

       镍基铸造高温合金K417（化学成分如下表所示）中不含比重大的合金元素W,仅含有3%Mo,而Al+Ti含量达10.1%，这说明K417合金以沉淀强化为主,相数量达67%,而相应以固溶强化为辅。由于相数量最多,因而高温强度和持久强度高。又由于K417合金密度仅为7.80g/cm3,比一般镍基合金轻约8%,因而持久比强度在950℃使用的合金中最高。K417合金由于综合性能良好,成为中国第一个用于制造空心涡轮叶片的铸造镍基高温合金[2]。

表2等轴晶K417高温合金的化学成分[3]

表3等轴晶K417高温合金的机械性能[3]

       K417合金虽然含Cr和Mo不多,但由于Ai和Ti含量较高,合金中大量析出贫Co,Cr和Mo的γ' 相后,使剩余基体中Co,Cr和Mo大大富集,基体γ 守相的成分接近γ+σ 二相区,一般不会出现σ 相,但在冶炼和铸造时,如果产生严重偏析,有产生σ 相的可能。

      浇注涡轮叶片工艺不当,使凝固速率太慢,γ+γ' 共晶成团而且粗大,因而偏析增大。虽然合金总体成分并不在σ 相区,而偏析造成的局部（如零件的厚截面中心处）成分已进入σ 相区内,从而析出σ 相,见图5[4]。因此,浇注K417合金涡轮叶片时应注意化学成分的控制,不要将合金元素,特别是Ai和Ti同时控制在偏上限,同时要严格控制铸造工艺,防止过重的偏析。

 图5由于偏析造成的个别区域出现的σ 相[4]        图6 K417的微观结构图

        K417合金制成的九小孔一级铸造空心涡轮叶片已大量用于装配航空发动机，这也是中国研制成功的第一个空心涡轮叶片,达到了当时的国际先进水平。

3、定向凝固柱晶高温合金

      定向凝固是在凝固过程中采用强制手段，在凝固金属样未凝固熔体中建立起沿特定方向的温度梯度，从而使熔体在气壁上形核后沿着与热流相反的方向，按要求的结晶取向进行凝固的技术。采用、发展该技术最初是用来消除结晶过程中生成的横向晶界，从而提高材料的单向力学性能。后来该技术运用于燃气涡轮发动机叶片的生产，所获得的具有柱状乃至单晶组织的材料具有优良的抗热冲击性能、较长的疲劳寿命、较高的蠕变抗力和中温塑性，因而提高了叶片的使用寿命和使用温度。

        定向凝固技术对金属的凝固理论研究与新型高温合金等的发展提供了一个极其有效的手段。但是传统的定向凝固方法得到的铸件长度是有限的，在凝固末期易出现等轴晶，且晶粒易粗大。为此出现了连续定向凝固技术，它综合了连铸和定向凝固的优点，又相互弥补了各自的缺点及不足，从而可以得到具有理想定向凝固组织、任意长度和断面形状的铸锭或铸件。它的出现标志着定向凝固技术进入了一个新的阶段。

        定向凝固技术的最大优势在于，其制备的合金材料消除了基体相与增强相相界面之间的影响，有效地改善了合金的综合性能。同时，该技术也是学者们研究凝固理论与金属凝固规律的重要手段[5]。

        实现定向凝固需要两个条件：首先，热流向单一方向流动并垂直于生长中的固-液界面；其次，在晶体生长前方的熔液中没有稳定的结晶核心。为此，在工艺上必须采取措施避免侧向散热，同时在靠近固一液界面的熔液中应造成较大的温度梯度，这是保证非定向柱晶和单晶生长停止、取向正确的基本要素。

        实现定向凝固应满足凝固界面具有稳定的定向生长要求，抑制固一液界面前方可能出现的较大成分过冷区，而导致自由晶粒的产生。根据成分过冷理论，固一液界面要以单向的平面生长方式进行长大时，需要保证GLR 足够大（GL 为晶体生长前沿液相的温度梯度，R为界面的生长速度），这就需要通过以下几个基本工艺措施来保证：①严格的单向散热，要使凝固系统始终处于柱状晶生长方向的正温度梯度作用之下，并且要绝对阻止侧向散热，以避免界面前方型壁及其附近的形核和长大；②要减小熔体的异质形核能力以避免界面前方的形核现象，即要提高熔体的纯净度；③要避免液态金属的对流、搅动和振动，以阻止界面前方的晶粒游离。对于晶粒密度大于液态金属的合金，避免自然对流的最好方法就是自下而上地进行单向结晶[6]。

       此时，采用定向铸造高温合金制造的涡轮叶片承载温度达到了1000℃（约合1273K），相比于上一代的高温合金有了约200℃的提升，并且在结合简单的叶片气冷却技术之后，第二代航空燃气涡轮发动机的涡轮前温度达到了1300K-1500K，航空发动机性能进一步提升。

       普通铸造获得的是大量的等轴晶，等轴晶粒的长度和宽度大致相等，其纵向晶界与横向晶界的数量也大致相同。对高温合金涡轮叶片的事故分析发现，由于涡轮高速旋转时叶片受到的离心力使得横向晶界比纵向晶界更容易开裂。应用定向凝固方法，得到单方向生长的柱状晶，不产生横向晶界，较大地提高了材料的单向力学性能。

4、单晶高温合金

      单晶高温合金是由无序镍基固溶体γ 和γ'-Ni3Al 相组成的两相材料，其强化途径包括基体和γ' 相自身的固溶强化以及两相之间相互作用产生的沉淀强化。固溶强化是由于合金元素的加入使γ 相产生晶格畸变，原子间结合力得到提高，降低了固溶体中各元素的扩散能力，阻碍了扩散型形变的进行，从而对合金产生了强化效果。另外，由于固溶体中某种溶质原子(如Re)的不均匀分布，可形成较稳定的原子团，这种原子团的存在能阻碍γ基体中位错的运动，具有比单独溶质更大的强化作用，使合金的固溶强化效果更加显著[7]。塑性变形通常借助于位错的滑移和交滑移进行，当位错进行交滑移时，通过束集转移到两个滑移面的交线后，形成扩展位错。由于溶质原子分布在滑移面上，提高了层错能，使位错不易扩展，进而提高了材料的屈服强度。

       镍基单晶高温合金中γ' 相的强化作用取决于γ' 相的数量、尺寸和本身固溶强化程度等。γ' 相与γ 基体保持共格关系，但二者晶格常数存在微小差异，其晶格错配度导致的应力场可对基体中的运动位错产生阻碍作用。合金变形时位错必须以某种方式越过γ' 相，而γ' 相沉淀强化的作用取决于位错越过γ' 的具体方式，通常包括Orowan机制和位错切割机制2种方式。当γ' 尺寸较小时，切割机制起作用;当γ' 尺寸较大时，则是Orowan机制起作用。基于γ' 相的有序结构特征，不同柏氏矢量的位错切割γ' 相，可产生4种层错类型，分别为反相畴界(APB)，内禀层错(SISF)，外稟层错(SESF)和复杂层错(CSF)。随各种层错类型能量的不同，位错可通过多种复杂的形式切割γ' ，这都会对γ' 相的强化作用产生特定的影响。单晶高温合金在蠕变过程中，由于温度和应力的共同作用，微观组织产生许多独特的变化，如界面位错网的形成[8]，界面附近合金元素浓度的变化，形成筏状组织，即γ' 相沿某个方向发生定向粗化。根据筏状γ' 的不同特征将其分为2种类型:一种为N型——筏状γ' 垂直于外加应力方向;另一种为P型——筏状γ'平行于外加应力方向。这2种筏状组织分别在不同类别的合金与应力状态下形成，具有负错配度的合金受拉应力或正错配度合金受压应力条件下形成N型筏，而负错配度合金受压应力或正错配度合金受拉应力时形成P型筏。

      各向异性是单晶高温合金的本征特性。通常，单晶高温合金的拉伸、持久、蠕变、疲劳等力学行为均表现出明显的各向异性。单晶高温合金在瞬时拉伸过程中具有非常复杂的屈服行为，主要表现在屈服强度存在反常温度效应，即在某一温度范围内屈服应力随温度升高而增加，而在某一温度范围内屈服应力基本保持不变，在峰值温度以上合金的屈服强度急剧下降;而随着温度的升高蠕变各向异性降低；另外，单晶高温合金的蠕变强度和持久寿命与γ'相颗粒尺寸的大小有关。

5、金属间化合物基高温合金

      金属间化合物是一种新型的材料，它有可能彻底取代高温合金。高温合金在高温工作下会生成一种γ 相，研究表明，这种相是使材料具有高温强度、抗蠕变性能和耐高温氧化的主要原因。而金属间化合物的密度只有高温合金一半，人们开始了金属间化合物材料的研究。

       高温金属间化合物除了金属键外，还有一部分共价键，兼有金属的较好塑性和陶瓷的良好高温强度，表现出一系列的优异性能，如高强度、高弹性模量、较低的蠕变速率、较高的形变硬化率、稳定的组织结构、较小的密度和良好的抗氧化腐蚀性能等，使用温度介于高温合金与高温结构陶瓷材料之间。高温金属间化合物种类很多，可分为铝化物、硅化物和氧化物等。例如，Nb-Si基高温合金具有高熔点、低密度和良好的加工性能，目标使用温度达到1200~1400℃，成为用于新一代高推重比航空发动机热端部件最有潜力的候选材料。

        航空领域使用的高温结构材料需要室温韧性、高温强度和高温抗氧化性等达到综合平衡，所以必须对提高室温韧性的Nbss 相，提高高温强度的Nb5Si3 相和提高高温抗氧化性能的Cr2Nb 相进行组织优化，以满足综合性能的需求。截止到目前为止，Nb-Si-Ti 系多元合金最有可能满足以上苛刻的综合性能要求。

        Nb-Si 基合金熔点高，且含有Ti 、Al 和Hf 等高活性元素，这导致难以采用普通的水冷铜坩埚真空感应熔炼，并极大地限制了真空感应熔炼坩埚及精密成型模壳材料的选择。Y2O3 陶瓷熔点大于2400℃，在高温下较难以与某些活泼金属（如Ti 、Al 、Hf 和Nb 等）发生反应，具有优良的耐腐蚀性和高温稳定性，被广泛作为反应容器或是耐火材料来使用。但由于Y2O3 的高熔点、成型和烧结直是一个难点，限制了其在真空感应熔炼上的应用。而将Y2O3 引入Nb-Si 基合金的真空感应熔炼工艺，研发出可满足真空感应熔炼要求的纯Y2O3 坩埚，发展了适用于超高温高活性合金的Y2O3 坩埚真空感应熔炼、Y2O3-Y2O3 模壳精密铸造近净成型和小温度梯度顺序凝固技术，制备了低氧含量、组织均匀的涡轮叶片模拟件，基本消除了叶片模拟件的宏观缩孔缩松缺陷，初步解决了超高温Nb-Si 合金的精密成型问题。在国际上继美国ＧＥ公司之后制备出Nb-Si 系合金叶片模拟件，如图所示[9]：

图7 Nb-Si系合金高压涡轮叶片模拟件 

6、小结

       总的来说，中国自主研发的涡轮叶片的道路坎坷而辛酸。中国高温合金的研制始于1956年,次年成功研制出第1种涡轮叶片材料GH4033，后来历史原因，中国相关部门联合开展技术攻关，解决了GH4033、GH4037、GH4049等材料的生产质量和工艺问题，开始书写了研制中国发动机涡轮叶片用变形高温合金的新篇章。在变形高温合金成功研制的基础上，中国又相继研制了K403、K405、K417、K418和K423等一系列等轴晶铸造高温合金，满足了国内航空发动机生产以铸造代锻造，使导向叶片和涡轮叶片铸造化的要求，并在70年代应用于航空发动机制造。70年代末，中国开始了定向凝固柱晶高温合金、单品高温合金、金属间化合物基高温合金等新材料的研制工作，先后研制成功了DZ4、D22、DZ125等定向凝固柱晶高温合金，DD3、DD4，DD6等单晶高温合金I06,IC6A，IC10等金属间化合物基高温合金，并已应用于中国各型号航空发动机涡轮工作叶片和导向叶片的制造。从下表列出的中国涡轮叶片的发展历程：

表4中国涡轮叶片材料的主要情况[10]

（三）、性能的优化

       面对恶劣的环境，航空发动机的涡轮叶片的性能也必须得到相应的优化，才能够源源不断地提供动力。随着各种发动机地更新迭代，例如基本的强度、韧性以及疲劳度等性能也必须得到相应的提高，否则发动机的涡轮叶片轻则面临时代的淘汰，重则导致机毁人亡。因此，在涡轮叶片的迭代过程中，性能也随之要更新。

为此，涡轮叶片在这里提出两个性能的优化：

1. 抗热疲劳

      涡轮导叶在发动机中的服役环境最为苛刻，其中，抗热冲击性能是考核导叶的关键性能之一，而SiCf/SiC复合材料则是新型航空发动机热端部件的标志性材料。采用单向铺层制备的叶身质量均匀、内部致密，但是抗热冲击性能最差，仅仅十几个循环后便彻底开裂；采用正交铺层得到的叶身内部存在少量的孔洞和分层缺陷，抗热冲击性能可达到30次以上；要获得较好的抗热冲击性能，叶身环向纤维比例应大于1/2。在进行叶身结构的铺层优化时，可以尝试环向纤维比例大于径向纤维比例，以提高叶身结构在环向上的强度，抵消在热冲击时的环向热应力[10]。

2.抗机械疲劳

       发动机涡轮叶片在工作过程中除承载着转动产生的离心力、气动产生的弯矩和轴向力以及温度差产生的热应力外，还承载因强迫振动或自激振动引起的共振载荷[11]，在工作中所产生的振动疲劳失效是叶片主要失效形式之一，因此，对涡轮叶片振动疲劳寿命进行研究对保证发动机正常稳定工作具有重要意义。

通过对工作叶片和导向叶片进行表面状态检查、内部冶金质量检查、断口分析、组织分析和对比可知，二者间在表面缺陷、内部缺陷、显微疏松等方面不存在明显差异，主要差异为：

（1）工作叶片表面喷涂SKHC-9涂层，导向叶片渗铝硅；

（2）工作叶片表面晶粒度更细；

（3）导向叶片枝晶间γ' 相粗大，在局部区域存在针状TCP相。

       在渗铝硅过程中叶片表面形成的铝化物涂层硬度较高，脆性大，承受交变应力作用的能力较差，影响叶片的疲劳强度。研究表明，随渗铝次数的增加，叶片的疲劳强度呈降低趋势，但1次渗铝对疲劳性能影响较小，疲劳强度只降低1%左右[12]，本文分析是对导向叶片采用1次渗铝硅，其对叶片疲劳性能的影响较小。

       高温合金涡轮叶片通常晶粒比较粗大，以保证材料在高温下具有良好的抗蠕变性能，但晶粒粗大会导致疲劳性能降低。为此，在具有粗大晶粒的零件表面形成1薄层细小晶粒组织，有助于提高叶片抗疲劳性能。工作叶片由于采用表面细晶熔模铸造工艺，叶片表面晶粒经过细化，在一定程度上提高了叶片的抗疲劳性能[13-15]。

        在原材料熔炼过程中加入返回料会对组织造成影响，引起组织粗大和TCP相的析出，进而影响材料的力学性能。本文分析所使用叶片均为新生产叶片，未经过长期时效处理过程。在叶片实际生产过程中，工作叶片未使用返回料。为降低成本，导向叶片使用了一定比例的返回料，是导致γ' 相粗大和TCP相析出的主要原因。

叶身取样力学性能测试结果显示，工作叶片疲劳性能优于导向叶片的，力学性能试样不受叶片表面细晶和渗铝硅影响，因此，组织上的差异是工作叶片和导向叶片力学性能试样疲劳性能差异的主要原因。而在叶片制造过程中铸造工艺流程长，受原材料质量、陶瓷型芯制造、模壳质量、浇铸方式等因素影响，容易造成疏松、夹杂、偏析等缺陷，另外在机械加工过程中的表面完整性，也会导致成品质量一致性相对较差，疲劳强度分散[16]。

二、叶片的制造

（一）、传统加工

1、设计、定型模具

      （1）、精铸模具型腔体设计，首先建立叶片零件模型，包括叶身、缘板、榫头伸根的内型特征，以此构建叶身实体。此后进行叶片的多态模型转化，由叶片零件模型转化到型腔体模型。

      （2）、型腔优化及精铸仿真，根据铸件的收缩原理采用反变形优化工艺方法对型腔进行放型最终得到模具型腔。

      （3）、精铸模具结构设计与制造，确定核心包络块并设计叶片精铸模具模架，再由模具标准件经机械加工、表面处理、装配、检测、修模到定型。模具结构的合理性和尺寸精度对于熔模精铸件十分重要。设计制造高质量的内外型模具即精铸模具就成为精密熔模铸造技术的关键。

2、制造陶瓷型芯

        在叶片蜡型压制之前是需制作设计陶瓷型芯模具，并压制合格陶瓷型芯。陶瓷型芯的制备包括浆料的配制、型芯压制、型芯素肧的修理、烧结、强化及其过程质量控制与检验等。决定浆料性能的因素有陶瓷粉料的成分与颗粒形状、增塑剂的成分和性质、粉料和增塑剂的比例等。陶瓷型芯的质量很大程度上取决于素胚的压制质量，压制压力、锁模压力、浆料温度、保压时间等是影响陶瓷型芯压制质量的主要原因。

3、制造蜡模

        合格的蜡型是制备精密铸件的前提，压制蜡型时，将陶芯放入蜡型模具中，并依靠定位元件对其定位。生产中大多采用压力把糊状模料压入压型的方法制造熔模。

4、压制模料

       分型剂可为机油、松节油等；分型剂层越薄越好，使熔模能更好地复制压型的表面，提高熔模的表面光洁度。模料压制温度、压注压力、保压时间、压型温度、和模力、分型剂种类及其用量，以及制模和存放熔模的环境都会影响蜡模的质量。

5、熔模铸型

       首先是熔模的组装，把形成铸件的熔模和形成浇冒口系统的熔模组合在一起，主要采用焊接法，用薄片状的烙铁，将熔模的连接部位熔化，使熔模焊在一起。后再经过若干次涂料、挂砂，干燥硬化，密封加固，脱蜡，焙烧最终制成型壳。型壳的性能与质量取决于面层与加固层材料的性能、相应涂挂工艺和过程控制。

6、合金浇铸

        高温合金熔模精密铸造广泛使用真空感应熔炼浇注。影响其工艺的主要因素有母合金棒锭的质量，熔炼浇注用陶瓷制件的质量，浇注工艺参数（浇注温度、浇注速度、型壳温度、冷却速度）。

        影响涡轮叶片精铸尺寸精度的因素较多，例如模料的收缩、熔模的变形、型壳在加热和冷却过程中的线量变化、合金的收缩率以及在凝固过程中铸件的变形等。

       采用模具型腔反变形补偿方法是提高涡轮叶片精铸尺寸精度的一个有效手段。铸造中，浇注后叶片的尺寸变形最大，高温液态合金注入模壳后，随温度的降低，会产生收缩变形，同时会产生弯曲变形和弯扭变形。为了有效地防止变形的产生，采用在传统的模具设计时考虑对收缩变形的补偿，通过数值模拟方法或者经验方法获得变形量，然后向与变形相反的方向预留一定的变形量，这样在变形后就会获得与设计模型一致的铸件。由于涡轮叶片外形复杂，仅采用一次位移场补偿的方法，很难达到精度要求。可以通过迭代法可以较为精确地逼近外形。

        涡轮进口温度每提高100℃，航空发动机的推重比能够提高10％左右。据报道，自20世纪60年代中期至80年代中期，涡轮进口温度平均每年提高15℃，其中材料所做出的贡献在7℃左右。可见，材料的发展对提高涡轮进口温度起到了至关重要的作用。20世纪60年代以来，由于真空冶炼技术水平的提高和加工工艺的发展，铸造高温合金逐渐开始成为涡轮叶片的主选材料。定向凝固高温合金通过控制结晶生长速度使晶粒按主承力方向择优生长，改善了合金的强度和塑形，提高了合金的热疲劳性能。到20世纪80年代，随着单晶合金材料在涡轮叶片上成熟应用，更推动了涡轮叶片用材料的又一次革命。但是单晶叶片制造工序繁多，过程复杂，在表面处理、气膜孔加工、喷涂涂层等过程中非常容易产生外来应力，使其在后续长时间的高温使用过程中也有可能出现再结晶现象，为发动机涡轮叶片的安全可靠使用带来了潜在威胁。目前航空发达国家正在发展冷却效果达到0.75以上的层板、发散等先进涡轮叶片冷却方式，但随着冷却技术的不断改进，叶片内部的结构愈发复杂，对于涡轮叶片的材料设计和制造工艺设计提出了更高的挑战[17]。

（二）、现代加工

        3D打印是一种增材制造技术，而3D打印机则通过快速成形技术的一种机器。通常用一种数字模型文件为基础，以特殊蜡材、粉末状金属或塑料等可粘合材料，通过叠加打印粘合材料来制造三维的物体。其中，现阶段的技术可分为FDM熔融沉积技术、SLA立体光固化成型技术、SLS选择性激光烧结。其特点可分为：3D打印机可以打印任何复杂结构的物体；任何形状的物体都可以直接从计算机图形数据中生成；运用3D打印零部件和工具将增强任务的可靠性和安全性。

涡轮叶片采用粉末床激光选区熔融成形技术制造，如图1所示。使用激光束熔化粉末材料，利用分层的思想，将计算机中的NX模型直接成形为三维实体零件。熔融过程中，将激光、光学、温度控制和材料相联系。成形过程分为三步:

①首先在粉体床上铺一薄层粉体并压实，可根据需要在激光熔融前进行预热；

②激光照射粉体层、熔融粉体，形成所设计零件一层的形状；

③粉体床下降一个薄层厚度距离，重复上述过程直到原型零件完成。该方法可满足近乎无限复杂结构的零件加工，但对于构型复杂的零件，为确保零件合格，必要时需进行工艺支撑设计、零件结构优化以及摆放方位研究等补充工作。

三、叶片的的维修

       军用航空发动机关键件（以下简称关键件）再制造技术是对报废的关键零部件进行再生，对设计制造缺陷进行修正，且质量特性不低于新品的先进技术。主要有：前处理技术、表面完整性修复技术、性能及形变恢复技术。

       航空发动机叶片的修复和再制造过程就是对叶片磨损的曲面或端部利用3D打印的方法对其进行填补，然而补充部分的尺寸精度和表面粗糙度不能满足使用要求，再利用减材制造的方法（磨抛或机加工）去除多余材料，使其恢复到最初的型面。涉及到的关键技术有测量、增材、焊接、切削、磨抛等，而磨抛是在增材后具有获得所需的型面、尺寸、表面完整性的作用。

再制造技术难点有以下4点：

      （1）、在航空发动机中，涡轮叶片由于处于温度最高、应力最复杂、环境最恶劣的部位，所使用的都是耐高温、高强的材料，这是一把双刃剑——满足航空发动机的高性能要求，但这类难加工材料在加工过程中刀具磨损严重，想要精准控制切削量是有一定难度的；

      （2）、航空发动机叶片的维修与制造具有本质上的区别，制造叶片的尺寸都是固定的，但是，叶片在高温环境下运转一段时间后，产生的磨损对每个叶片都是不一样的，具有个性化的变形量，这就给修复带来了一定的困难，不能像制造叶片那样具有通用性，需要智能化的自适应技术来支持；

     （3）、修复后的叶片尺寸、误差、精度、表面完整性等都需满足标准要求；

     （4）、目前大多数叶片修复依靠人工，尤其是磨抛，依赖人的经验和技能，劳动强度大、效率较低。如果采用机器人来替代人工，那么机器人也需要具备智能化判断的相关知识；

（一）、激光熔覆3D打印技术

       再制造领域，激光熔覆3D打印技术是常用的技术，激光熔覆技术可显著改善金属表面的耐磨、耐腐、耐热水平及抗氧化性等。目前有关激光熔覆的研究主要集中在工艺开发、熔覆层材料体系、激光熔覆的快速凝固组织及与基体的界面结合和性能测试等方面。

      飞机制造中较多采用钛合金，如Ti-6Al-4V钛合金用于制造高强度/重量比率、耐热、耐疲劳和耐腐蚀的零部件。由于难以加工，加工这种零件需要花费加工中心数百小时的工作量，磨损大量的刀具。而激光熔覆技术在这方面具有较大优势，可以强化钛合金表面、减少制造时间。

        激光熔覆技术对飞机的修复产生了直接的影响，优点包括修复工艺自动化、低的热应力和热变形等。由于人们期待飞机寿命不断延长，需要更加复杂的修复和检修工艺。涡轮发动机叶片、叶轮和转动空气密封垫等零部件，可以通过表面激光熔覆强化得到修复。例如，用激光熔覆技术修复飞机零部件中裂纹，一些非穿透性裂纹通常发生在厚壁零部件中，裂纹深度无法直接测量，其他修复技术无法发挥作用。可采用激光熔覆技术，根据裂纹情况多次打磨、探伤，将裂纹逐步清除，打磨后的沟槽用激光熔覆添加粉末的多层熔覆工艺填平，即可重建损伤结构，恢复其使用性能。

       把受损涡轮叶片顶端修覆到原先的高度，激光熔覆过程中，激光束在叶片顶端形成很浅的熔深，同时金属粉末沉积到叶片顶端形成焊道。在计算机数值控制下，焊道层叠使熔覆层增长。与激光熔覆受损叶片不同的是，手工钨极氩弧堆焊的叶片堆焊后的叶片必须进行额外的后处理。叶片顶端要进行精密加工以露出冷却过程中形成的空隙，而激光熔覆省去了这些加工过程，大大缩减了时间和成本。

       熔覆区在激光束和送粉系统的作用下形成，基体材料和合金粉末决定了表面熔覆层的性质。激光直接照射在基体表面形成了一个熔池，同时合金粉末被送到熔池表面。氩气在激光熔覆的过程中也被送入熔池处以防止基体表面发生氧化。形成的熔池在基体表面，如果合金粉末和基体表面都是固态，合金粉末粒子接触到基体表面时会被弹出，不会黏着在基体表面发生熔覆；如果基体表面是熔池状态，合金粉末粒子在接触到基体表面时就会被黏着，同时在激光束作用下发生激光熔覆现象，形成熔覆带。

（二）、混合增材制造技术

       混合增材制造技术则用于叶片修复，在国际上，不仅是航空叶片，增材制造还被用于涡轮叶片的修复。根据了解，GE在这方面于2015年收购阿尔斯通电力公司后，还获得了通过Hamuel的混合增材制造设备来修复涡轮叶片的技术。在瑞士Birr的GEPowerServices生产基地，新融合进来的原阿尔斯通团队通过Hamuel混合增材制造设备，不仅修复叶片，还提升了叶片的性能。

       根据GE的工作小组，混合增材制造的一个优势是仅需要一次装夹过程。与多台机器相比，一次装夹的情况节省了传输和调整时间。在采用切割、堆焊和精加工等连续步骤的典型维修中，混合增材制造节省了三个运输和夹紧步骤中的两个。

从混合增材制造加工工艺中获益的另外一个例子是提高叶片性能。在过去的几年的加工经验表明，通过改进叶片的设计可以提升涡轮机效率。叶片作为涡轮实现能量转换的基本元件,其几何外形设计优劣将直接影响涡轮的整体性能。通过改变涡轮叶片前缘形状,可以达到提高涡轮流动特性和气动性能目的。而3D打印技术为制造的灵活性扩展了很大的自由度。

       而在过去，这样对于叶片的修改几乎是不可能的。而混合增材制造设备上的3D打印和铣削加工的配合带来了小量修改的可行性与经济性。当这些叶片被完全修复后，它们被赋予了新的性能，从而有力地提升涡轮的整体性能。

（三）、冷喷增材制造技术

         不仅仅是文中提到的激光熔覆3D打印技术（LENS技术）以及混合增材制造技术（激光熔覆与机加工的结合），根据市场研究，冷喷增材制造技术正在引起再制造领域的注意。其中，GE就通过向飞机发动机叶片表面以超音速的速度从喷嘴中喷射微小的金属颗粒，为叶片受损部位添加新材料而不改变其性能。

       大多数金属3D打印机使用激光来加热粉末钛和其他金属，并将它们熔合成一层一层地构建新的部件。包括激光熔覆（LENS）3D打印技术，这些技术适用于直接根据计算机文件构建新组件，但是加热现有零部件会改变其晶体结构和机械性能，这需要对工艺和材料有着极高的控制能力，从而使得工艺的大规模商业化变得充满挑战。

         除了不需要焊接或机加工就能制造全新零件以外，冷喷技术令人兴奋之处在于，它能够将修复材料与零件融为一体，完美恢复零件原有的功能和属性。这样就能有效延长零件使用寿命几年，甚至几十年，最终为客户创造了更大的价值。

          在GE的AvioAero，冷喷雾过程发生在一个步入式冰箱尺寸的金属室内。腔室内装有一个带有超音速喷嘴的机器人手臂，可将小至5微米的金属粉末颗粒喷射到零部件上。他们用如此大的能量撞击表面，与零部件形成扩散结合。在动力学的作用下，来自粉末充电枪的每一个金属颗粒都会附着在零部件上进行重建用途。

         与我们所熟知的3D打印的工作原理有所不同的是，3D打印是根据计算机建模文件构建零件，但冷喷涂机使用实际的喷气发动机零件的数字扫描结果来准确地重建断裂部分。

         冷喷技术非常独特地结合了材料、工艺和产品功能，预计在不久的将来，将会用于飞机部件如转子、叶片、轴、螺旋桨、齿轮箱的维修和改造，有一种看法认为这种工艺将在未来的20年内占到零件修复50％的应用[18]。

四、结束语

        总的来说，航空发动机涡轮叶片材料的制造与优化是一个极其复杂的过程，需要大量试验才能找到最优、或者接近最优的成分配比；而涡轮叶片冷却方案优化则是建立在设计和制造的基础上的，涡轮叶片每一次的冷却技术优化也是对叶片设计、制造的巨大考验。

五、参考文献

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[5]马幼平，崔春娟主编．金属凝固理论及应用技术：冶金工业出版社，2015年09月

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[17]涡轮叶片的材料和制造工艺-实用范文网(6400.net.cn)

[18]http://航空叶片修复，解放军5719厂让叶片重新长出来！(sohu.com)2018-01-30