第34卷第1期

航空材料学报

Vol.34，No.1February2014

2014年2月JOUＲNALOFAEＲONAUTICALMATEＲIALS

航空发动机高温合金涡轮盘抗疲劳

制造评价方法研究

杨

健，刘国良，魏

磊，吕建勋，张

爽

（中航工业西安航空发动机（集团）有限公司材料检测研究中心，西安710021）

X射线残余应力检测等实验摘要：针对航空发动机高温合金涡轮盘的机加及喷丸强化表面，使用金相显微分析、技术手段，研究了高温合金涡轮盘的表面微观表征及评价方法、力学表征及评价方法。结果表明：（1）机械加工应变线、皱折、拉扯和白层等特征；喷丸表面微观形貌为表层组织剧烈变形、表面微观形貌主要包括：变形层、

晶格扭曲和双向交滑移；（2）喷丸后表面残余压应力处于725～850MPa范围内；（3）深度为0．02mm的表面划痕对FGH96涡轮盘的疲劳寿命影响较小，深度≤10μm的表面变形层对FGH96涡轮盘的疲劳寿命影响不明显。

关键词：高温合金涡轮盘；抗疲劳制造技术；表面完整性；显微组织；残余应力；评价方法doi：10.3969/j.issn.1005-5053.2014.1.015中图分类号：TG113

文献标识码：A

5053（2014）01-0086-08文章编号：1005-

涡轮盘是航空发动机的重要热端部件之一，它在

极其苛刻的条件下工作，飞行时承受复杂的机械应力和热应力的叠加作用，因此要求涡轮盘材料具有较高

［1，2］

。的低周疲劳性能、持久性能和良好的抗蠕变能力涡轮盘用高温合金一般为γ'相强化的镍基高温合金。

为适应航空发动机性能的不断提高，涡轮盘的工作温度及工作应力越来越高，导致γ'相在合金中的体积分

［3］

数不断增加，甚至达到50%～55%。为了适应航空发动机性能不断提高的要求，涡轮盘更多使用粉末冶金材料，粉末冶金制取的高温合金粉末细小，冷却极快，合金成分均匀，无宏观偏析，因而制件性能稳定，尤其是合金的屈服强度和疲劳性能有较大的提高。目前，粉末高温合金已经成为现代高推重比航空

［4～7］

。发动机涡轮盘等关键部件的必选材料

航空发动机涡轮盘失效多数为疲劳失效，而疲

劳失效的主要原因与零件表面的制造质量有关，因此研究抗疲劳制造技术是提高发动机寿命和可靠性的重要途径。目前，国外学者在抗疲劳制造技术方

［8］

面进行了大量研究。Kwong在研究ＲＲ1000高温合金的钻削表面完整性时，用X射线衍射法测量得到

了残余应力沿深度方向的分布，在工件表面100μm左右以下开始呈现残余压应力数对表面粗糙度影响很大

［9］

［8］

。Arunachalam研率

刀具几何参究涂层刀具切削Inconel718合金时发现，

。随后有研究［10～12］分析

了切削速率、进给量、切削深度对高温合金表面粗糙度的影响，研究表明切削速率是影响表面粗糙度的主

要因素。

抗疲劳制造技术是以疲劳性能指标为主要判断依据，通过控制表面完整性提高产品疲劳性能的制造技术。表面完整性是评价抗疲劳制造的技术指标，主要包含8项关键技术指标：即表面粗糙度、残

加工硬化、表面形貌、表面缺陷、金相组织、余应力、

棱边质量及其他特征。但对如何开展工程化应用，如何量化评价，如何建立评价方法等问题，都需要根

据不同零件特性开展研究。本研究针对航空发动机用高温合金涡轮盘的制造工艺和使用情况，开展表面完整性的相关研究，得到涡轮盘抗疲劳制造的评价指标，并在生产实践中得到了应用。

1

1．1

实验过程及方法

实验材料

01-05；修订日期：2013-10-20收稿日期：2013-作者简介：杨健（1960—），男，研究员，主要从事金属材料检测分析、材料工程应用性能评价、构件失效分析等研究，（E-mail）yang7643@163．com。

实验用材料为FGH96粉末合金，系实际生产中

其化学成分、性能指标、热涡轮盘的同批次随炉料，

处理制度等都与实际生产涡轮盘件相同。为了节

约试件，将车削和磨削弧齿归并在一个试环上进行，将钻孔、铣槽、磨削端面和拉削归并在同一个规格的试块上。试环直径为涡轮盘磨削弧齿部位

试块轴向长度为涡轮盘辐板直径单边放大10mm，

的长度加上预留车削夹持部分长度30mm，最终设

计的试环规格为外径200mm，内圆140mm，长

度为126mm，试块为边长50mm的6边形，厚度为44mm，如图1所示。本工作使用图1所示的实验件进行FGH96涡轮盘机加及喷丸表面显微形貌及残余应力检测

。

图1

Fig．1

实验件零件图（a）试环；（b）试块

（a）testring；（b）testblock

Themacromorphologyofexperimentalpart

1．2

机加及喷丸表面的金相检测

在图1所示试环和试块上进行机械加工及喷丸本研究采用x射线衍射法和剥层法，对高温合金涡轮盘及试块的残余应力及其深度进行测试，研究高温合金涡轮盘机加及喷丸表面残余应力变化。1．4

不同表面状态下的疲劳实验

为了研究不同表面状态对FGH96盘件疲劳寿

人为在试样表面制造了划痕，以此研究划命的影响，

强化，分别对机械加工和喷丸强化后的表面金相检

测。沿实验件纵向及横向用线切割切取金相试样，并用丙酮溶液超声波清洗试样。将清洗后的试样吹干后用环氧树脂镶嵌试样，试样剖面为镶嵌面。试样固化后使用丹麦斯特尔斯自动抛光机制备试样。抛光后酒精清洗，用Nimonic溶液腐蚀。使用LEI-CAMEF4A型金相显微镜观察检测面的形貌变化。1．3

机加及喷丸表面残余应力检测

高温合金涡轮盘在机加过程中极易变形，主要与材料内部的应力状态、加工产生的应力等因素有关。喷丸对表面主要产生的是压应力，其变形控制可用工艺方法调整保障。由于FGH96涡轮盘结构复杂、且诸多部位无法使用设备测试其表面残余应力，故除测试涡轮盘喷丸前后残余应力之外，还对涡轮盘所带同批次FGH96试块进行测试分析，该试块随涡轮盘同炉消除应力，并按涡轮盘实际工艺参数进行机械加工。

实验方案：供应状态—应力测试（第1次）→去应力处理→应力测试（第2次）→粗加工（进给量f=0．12mm/r、切削深度d=1mm）→应力测试（第3次）→去应力处理→应力测试（第4次）→精加工（进给量f=0．15mm/r、切削深度d=0．75mm）→应力测试（第5次）→去应力处理→应力测试（第6次）。去应力处理工艺：以300℃/h的速率升温至600℃，保温2h，然后以75℃/h的速度升温至750℃，保温5h，以33℃/h的冷速冷至250℃，打开氩气将零件冷却到80℃以下。

痕深度和疲劳寿命之间的关系。研究了不同车加工

工艺对疲劳寿命的影响。由于机械加工中难免会产生变形层，而变形层对疲劳寿命有一定影响，因此对具有不同变形层深度的试样进行了疲劳实验。

2

2．1

实验结果与分析

机加及喷丸表面宏观表征及评价

由于涡轮盘最终表面全部是喷丸表面，对表面形貌的宏观评价重点是喷丸后的表面。良好的喷丸表面必须是表面的机加纹理全部被覆盖，但又不能出现严重的过度喷丸，使表面产生严重的折叠和微裂纹等损伤痕迹。要保证良好的喷丸效果，除了要严格控制喷丸工艺过程外，对于喷丸颗粒的化学成硬度，大小、圆度、均匀性及表面形貌等都要有详分，

细的控制指标。本研究采用覆膜法检验喷丸覆盖率及喷丸过程中可能形成的缺陷，如折叠、残留机加痕迹、裂纹等，将复制好的样品在放大50倍和100倍的条件下进行评定。在涡轮盘喷丸表面的评价研究中，通过反复实验制定了不同表面覆盖率的9级标准图片（从10%到100%）和典型特征图片，喷丸典型特征如图2所示。

图2喷丸表面形貌典型特征（a）未完全覆盖有机加痕迹表面；（b）完全覆盖良好表面；（c）喷丸过喷表面折叠

（a）in-completelycoveragewithmachiningmarks；

Fig．2Typicalmorphologyfeaturesofshotpeeningsurface

（b）completelycoverage；（c）overshotpeeningwithsurfacefolding

2．2

机加及喷丸表面微观表征及评价

机械加工表面微观表征是按照1．2条所述程序

结果如图3所示。要求进行的，

图3a是变形层，表明零件机加表面层组织沿机

加方向发生塑性变形，晶粒向同一方向拉长扭曲变形。分为轻微变形和严重变形。轻微时晶界扭曲，变形晶粒或相界清晰，严重时，晶界、相界模糊。图

材料表面局部与基体分离，呈锐角搭接，这是由刀刃后角流出积屑或拉拽下来的材料受碾压折回材料表

是由于刀具切削过深或者刀面形成。图3d是拉扯，

具磨损，在表面机械去除小颗粒材料在表面形成的

小孔和凹坑。图3e是白层，是零件机加表面的过度变形和过热导致晶格切变而产生的表面微观组织变质层，具有高硬度和高脆性，且耐腐蚀，显微形貌为无组织细节的白亮色，与非晶层或重熔层类似。通常，白层腐蚀后呈白色条带状，与其相邻的内表面有组织变形层

。

3b中平行或交叉排列的影线是应变线，是刀具切削进给过程中快速或者过多去除金属，使表面组织沿

特定滑移面滑动变形形成的。图3c是皱折，表现为

图3Fig．3

机加表面微观特征（a）变形层；（b）应变线；（c）皱折；（d）拉扯；（e）白层

Machiningsurfacemicroscopiccharacteristics（a）deformationlayer；（b）strainline；（c）buckling；（d）drag；（e）whitelayer

喷丸过程就是将大量弹丸喷射到零件表面上的过程，有如无数小锤对表面锤击。因此，金属零件表面由于钢丸的喷射产生极为强烈的塑性形变，使零件表面产生一定厚度的表面强化变形层。对不同机械加工工艺和加工参数的试样喷丸强化

后，进行了光学显微镜观察，喷丸后表面有明显变

形层，金相显微镜下FGH96合金喷丸表层显微组织呈密集排列的双向交滑移，由表及里排列由密到疏，表层变形最为剧烈，如图4所示。

图4

Fig．4

喷丸前后表面微观特征（a）喷丸前；（b）喷丸后

Thesurfacemicroscopiccharacteristicsofpeeningbeforeandafter（a）beforepeening；（b）afterpeening

2．32．3．1影响

机加及喷丸对涡轮盘表面残余应力的影响机械加工及去应力处理对表面残余应力的FGH96涡轮盘的供应状态呈现压应力，主要为

表面的锻造时表面塑性变形应力；经去应力处理后，但在随塑性变形完成消除并趋于零应力平衡状态，

后的冷却过程中，由于表面冷却快而内部冷却慢，表面表现为拉应力。FGH96涡轮盘机械加工后呈现的表面拉应力，则是加工时表面塑性变形产生的拉应力和加工时外冷内热产生的拉应力之和大于切削工具对涡轮盘表面的挤压产生的压应力；经去应力处理后，表面残余的塑性变形拉应力、挤压应力大部分虽被消除，但由于表面与表面下组织的连续性，表面下的残余拉应力不能被完全释放，所以去应力处理后表面仍显示为拉应力。FGH96涡轮盘中心部位应力较小，则是结构及加工方式而导致的各种应力在此处相互抵消的结果呈现

。

FGH96涡轮盘随炉试块机械加按1．3条所述，

工表面残余应力测试结果如图5所示，残余应力测试时，方向分别为周向和径向，测试点的位置为试块边缘部位和中心部位。

由图5可知，涡轮盘经机械加工后表面残余应力为拉应力，且边缘部位残余拉应力值远大于中心部位残余拉应力值，边缘部位残余拉应力值高达925MPa，中心部位残余拉应力值最高仅为275MPa；本研究采取的去应力处理工艺，明显降低了涡轮盘机械加工后的残余应力，其中边缘部位降低幅度约70%，中心部位降低幅度约30%。

图5

Fig．5

试块表面残余应力曲线（a）周向残余应力；（b）径向残余应力

Curveofblocksurfaceresidualstress（a）circumferentialresidualstress；（b）radialresidualstress

2．3．2

喷丸对涡轮盘表面残余应力的影响

选取两件高温合金涡轮盘，分别命名为Ⅰ号盘和Ⅱ4-磨加工孔边、测试区5-精车加工内环面。测试结果

见图7。由图7可得到以下结果：①喷丸前测试区2为残余压应力，测试区4既有拉应力也有压应力，其余3个测试区均为残余拉应力，说明不同机加工艺导致涡轮盘各部位产生大小不一、性质各异的残余应力分布；②喷丸后的残余应力值均为压应力，除测试区4残余压应力值较小外，其余测试区的残余压应力值

号盘。测试两涡轮盘机加表面残余应力，然后对整盘

表面喷丸处理，最后在两个盘的相同部位测试喷丸表面残余应力。如图6所示，对整体盘件分为5个测试部位进行测试，分别为测试区1-车加工外端面、测试区2-磨加工榫槽边、测试区3-车加工幅板面、测试区

均较大，而且分布比较均匀。这说明所采取的喷丸工艺是有效的。测试区4之所以喷丸效果不明显（喷丸后残余压应力值较小），是因为该区域宏观尺寸太小，从而降低了喷丸的效果

。

力，研究不同喷丸工艺对残余应力深度的影响。选

2号0．用同一介质，不同喷丸强度（1号0．10A、28A），选用数控喷丸设备，采用残余应力剥层测试，

对比分析喷丸强度对残余应力深度的影响，分析结0．10A强度试件，果如图8所示。由图8可知，喷丸

0．28A强度试件，效果为100μm，喷丸效果为250μm，两者相差约为2．5倍；最大残余压应力在

0．10A强度试件，次表层，最大残余压应力在20μm，0．28A强度试件，强度为－1100MPa，在最大残余压

应力在60μm，强度为－1300MPa。选用不同介质（铸钢丸、陶瓷丸、玻璃丸），同一喷丸强度（0．20A），采用残余应力剥层测试，对比分析喷丸介质对残余

图6

Fig．6

涡轮盘残余应力测试区域分布

Turbinediskregionaldistributionofresidualstresstest

应力深度的影响，分析结果如图9所示。由图9可知，铸钢丸和陶瓷丸的表面残余应力相同，略低于玻璃丸，但应力层深度比玻璃丸大，说明在同一喷丸强度下，选用铸钢丸和陶瓷丸进行喷丸获得的喷丸效果较好

。

2．3．3

喷丸对残余应力深度的影响

采用剥层法测试FGH96材料不同深度的残余应

图7

Fig．7

涡轮盘喷丸前后应力分布（a）Ⅰ号盘；（b）Ⅱ号盘

（a）Ⅰdisk；（b）Ⅱ

disk

Stressdistributiononturbinediskatdifferentshotpeeningcondition

图8不同喷丸强度残余应力结果

（a）0．1A；（b）0．28A

Fig．8residualstressatdifferentshotpeeningintensity

2．4表面完整性对疲劳性能的影响

2．4．1不同划痕深度的疲劳寿命

为了研究不同的表面状态对疲劳寿命的影响，在试件表面制造了划痕，研究划痕深度和疲劳寿命之间的关系。实验进行了划痕深度分别为0．1mm，0．05mm，0．02mm的高循环疲劳实验，实验

结果如图10所示。由图10可知，划痕越深，疲劳

寿命越小，但划痕深度与疲劳寿命并不是线性关系，划痕由0．02mm变化到0．05mm时寿命下降很快，但划痕由0．05mm变化到0．1mm时，寿命下降趋势变缓。划痕为0．02mm时对疲劳寿命没有大的影响。

不同进给量对疲劳寿命影响。将三种车加工工艺的高周疲劳寿命绘制成直方图，如图11所示。由图11可知，进给量为0．2mm/r和0．1mm/r的高周疲

进给量为0．05mm/r的寿命水平劳寿命水平相当，

高于前两种的寿命水平。这可能有两方面的原因，

一是由于进给量越小，径向和轴向的参与拉应力越小，这对疲劳强度是有利的；二是进给量小，加工后试件的表面更光滑，粗糙度更低

。

图9Fig．9

不同介质残余应力结果

Ｒesidualstressatdifferent

media

图11

Figure．11

不同车加工工艺疲劳寿命对比

comparisonoffatiguelifewithdifferentturning

2．4．3

图10Fig．10

不同划痕深度疲劳寿命对比Differentdepthofthescratchcomparingthefatiguelife

变形层对疲劳寿命的影响

由于机械加工中难免会产生变形层，而变形层对疲劳寿命有一定影响，因此模拟几组不同磨加工变形层进行疲劳实验。试样分为三组，一组无变形层，另两组有不同深度的变形层。实验应力σmax=1200MPa，载荷循环比Ｒ=0．1，频率f=10Hz。实验结果见表1所示。由表1可以看出：10μm变形层和无变形层试样的疲劳寿命比较接近，也就是说10μm变形层对试样疲劳寿命影响不明显。30μm变形层比10μm变形层和无变形层试样的疲劳寿命

疲劳寿命降低约11%左右。较短，

2．4．2不同加工工艺的疲劳寿命

将三种不同车加工工艺试样在同一水平下进行

轴向加载疲劳实验，实验应力σmax=1000MPa，载荷循环比为Ｒ=0．1，频率f=120Hz，实验温度为室温。三种车加工工艺主轴转速相同，均为400r/min，进0．1mm/r和0．05mm/r，给量分别为0．2mm/r，对比

表1

Table1

No．1#2#3#average

不同变形层深度的疲劳寿命/次

Fatiguelifeofdifferentdeformationlayerdepth/cycle

10μmdeformationlayer

52192454363774845125

30μmdeformationlayer

37748408014180140108

Nodeformationlayer

45788453064466245252

3抗疲劳制造评价指标与方法建立

高温合金涡轮盘的抗疲劳制造评价指标，要与

涡轮盘的整体加工工艺相适应，需合理科学的设置

评价的控制点。评价指标要具有便于日常检测控制的可操作性，并兼顾工程化制造过程的连续性，重点是保障产品制造批量的稳定性、可靠性。通过以上

实验研究，确定了高温合金涡轮盘抗疲劳制造的主要评价指标可分为三各方面：

（1）宏观评价指标：机加工表面粗糙度指标、喷丸表面覆盖率和形貌评价指标、零件表面棱边质量和几何参数指标等

（2）微观评价指标：主要是对不同工艺的机加工表面进行金相表面完整性评定指标，给出表面变应变线、皱折、拉扯、白层等的允许深度、程度形层、

和图片比较的评价指标。

（3）成品零件的表面残余应力评价指标：零件各部位表面残余应力的大小和范围，整体零件表面残余应力的均匀性等指标，零件使用后表面残余应力的衰减程度也可做为评价指标。

在零件研制初期应积累实际工艺状况的疲劳验证数据，并结合零件使用后的表面状况，逐步建立疲劳寿命控制指标。抗疲劳制造的评价指标，应从零件原材料到零件寿命终了的全过程进行评价，其评价指标应根据零件的使用状况、加工制造能力的提高加以调整和改进，这些都需要在生产实践中不断完善和改进评价标准。

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4结论

（1）机械加工工艺形成的表面微观形貌主要包括：变形层、应变线、皱折、拉扯和白层等特征；喷丸工艺形成的表面微观形貌为：表层组织剧烈变形和由表及里、由密至疏而密集排列的双向交滑移。（2）去应力处理明显降低了涡轮盘的机械加工残余应力，其中边缘部位降低幅度约70%，中心部位降低幅度约30%；喷丸前的表面残余应力为拉应

经喷丸处理后表面残余应力为压应力，且基本处力，

于725～850MPa范围内。

（3）FGH96涡轮盘机械加工表面完整性的影响边界：深度为0．02mm的表面划痕对FGH96涡轮盘的疲劳寿命影响较小；深度≤10μm的表面变形层对FGH96涡轮盘的疲劳寿命影响不明显，当变形层达到约30μm时疲劳强度明显下降。

（4）高温合金涡轮盘的抗疲劳制造评价指标主

微观评价及残余应力评价，并应与零件要包括宏观、

全寿命结合建立相应的评价标准。

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EvaluationofAnti-fatigueManufacturefor

SuperalloyTurbineDiscinAero-engine

YANGJian，LIUGuo-liang，WEILei，LVJian-xun，ZHANGShuang

（MaterialsTestingLab，Xi'anAero-Engine（Group）LTD．，Xi'an710021，China）

Abstract：Thesurfaceofsuperalloyturbinediscwasstrengthenedbymachiningandshotpeening．Andthemicrosurfacecharacteriza-tionanditsevaluation，themechanicalcharacterizationanditsevaluationwereinvestigatedbyusingmetallographicanalysisandX-rayresidualstressmeasurement．Theresultsshowthat：（1）themechanicsurfacemicromorphlogymainlyincludesdeformationlayer，strainline，fold，tearandwhitelayer．Andtheshotpeeningsurfacemicromorphologyisacutedeformationofsurfacemicrostructure，latticedistortionandbidirectionalcross-slip；（2）theresidualstressofshotpeeningsurfaceisbetween725MPato850MPa；（3）thesurfacescratchlessthan0．02mmandsurfacedeformationlayerlessthan10μmhavelittleinfluenceonfatiguelife；（4）Theevaluationindexesofanti-fatiguemanufacturearemacro-evaluation，micro-evaluation，andresidualstressevaluation．Also，thecorrespondinge-valuationstandardshouldbeestablishedalongwiththetotallifeofparts．

Keywords：superalloyturbinedisc；anti-fatiguemanufacture；surfaceintegrity；microstructure；residualstress；evaluationmethod