[发明专利]部件孔处理方法以及具有经过处理的孔的航空航天部件

说明书

背景技术

本发明总体涉及航空航天部件并且更具体地涉及用于航空航天部件中的孔的制造方法。

例如燃气涡轮发动机的航空航天部件包括其中形成有钻孔和/或孔以接受紧固件或者用于其它目的的多个金属部件。在操作中，这些部件经受可能造成裂纹形成和部件故障的振动和循环反转负载。这些部件中特别引人注意的是低循环疲劳寿命(大体被定义为大致小于50,000循环)。

能够通过改进材料性能、降低部件局部应力、或者引入压缩残余应力来增加低循环疲劳寿命。通过部件几何形状改变能够实现局部应力减小，但是该方法可能不切实际或者增加部件重量，使得这对于飞行器发动机应用而言是不期望的。

在部件中引入压缩残余应力改进低循环疲劳寿命。存在多种引入压缩残余应力的已知方法。分体套筒(split sleeve)冷膨胀和/或喷丸强化引入压缩表面应力以改进疲劳寿命，但是仅有这些方法不可能为温度升高的应用改进疲劳裂纹形成寿命。滚压抛光引入压缩残余应力，但是当前的工艺不能够在升高的温度下具有减少的益处的情况下受到良好的控制。低塑性滚压抛光或者激光冲击喷丸强化引入直到升高温度也被保持的压缩残余应力，但是这些方法需要专用模具和/或监控软件来保证适当量的残余应力被引入部件中。

因此，存在对能够使用传统的制造工具并且受到良好控制的孔处理方法的需要。

发明内容

该需要由本发明解决，本发明提供孔处理的方法，包括分体套筒冷膨胀结合随后的材料去除、喷丸强化、和喷丸强化后材料去除到最终孔直径。

根据本发明的一个方面，一种处理金属部件中的孔的方法依次包括以下步骤：在部件中形成具有第一直径的孔；使用冷膨胀工艺使孔膨胀成第二直径，以便在包绕孔的材料中引入残余压缩应力；对孔喷丸强化；以及将孔最终加工成最终直径。

根据本发明的另一个方面，一种包括形成在其中的至少一个孔的航空航天部件，该孔依次由以下步骤形成：在部件中形成具有第一直径的孔；使用冷膨胀工艺使孔膨胀成第二直径，以便在包绕孔的材料中引入残留压缩应力；对孔喷丸强化；以及将孔最终加工成最终直径。

附图说明

本发明可以通过结合附图参照下文的描述得以最佳理解，在附图中：

图1是燃气涡轮发动机的半剖面示意图；

图2A和2B分别是经历钻削(drilling)工艺的部件的剖视图和正视图；

图3A和3B分别是经历扩孔(reaming)工艺的部件的剖视图和正视图；

图4A和图4B分别是经历冷加工工艺的部件的剖视图和正视图；

图4C是图4B的一部分的放大视图；

图5A和5B分别是经历扩孔工艺的部件的剖视图和正视图；

图6A和6B分别是经历喷丸强化工艺的部件的剖视图和正视图；以及

图7A和7B分别是经历喷丸强化后材料去除的部件的剖视图和正视图。

具体实施方式

参照附图，其中相同的附图标记在全部各个视图中表示相同的元件，图1示出了燃气涡轮发动机10。发动机10具有纵向轴线11并且包括风扇12、共同被称为“低压系统”的低压压缩机或“增压器”14以及低压涡轮(“LPT”)16。LPT16通过内部轴18(也被称为“LP轴”)驱动风扇12和增压器14。发动机10还包括共同被称为“燃气发生器”或“芯”的高压压缩机(“HPC”)20、燃烧器22、和高压涡轮(“HPT”)24。HPT24通过外部轴26(也被称为“HP轴”)驱动HPC20。高压系统和低压系统能够共同以已知的方式操作，以产生主要或核心流以及风扇流或旁通流。尽管图示的发动机10是高旁通涡扇发动机，但是本文中所描述的原理能够等同地应用于涡轮螺旋桨飞机、涡轮喷气发动机、和涡轴发动机以及用于其它的车辆或用于静止应用中的涡轮发动机。

发动机10包括多个金属部件，所述金属部件中形成有钻孔和/或孔以用于接受紧固件或用于其它目的。这种部件的非限制性例子包括风扇框架28和支柱30、压缩机外壳32、燃烧器外壳34、LPT外壳38、涡轮后部框架40、和HP转子(即轴26以及与轴26一起旋转的其它部件)。那些部件可以由已知的航空航天材料制成，例如钢、钴、钛合金、和镍基合金(包括“高温合金”)。制造上文所描述的部件中的若干部件的特种合金的例子是在商业上被称为INCONEL718(IN718)或直接老化(direct aged)718(DA718)的镍基沉淀硬化合金。下文将参照通用部件“C”来进一步描述本发明，其中应当理解，部件“C”代表上文所列出的部件或者其中形成有钻孔或孔的任何其它的金属部件。