本發明屬于金屬材料機械加工
技術領域：
，具體涉及到一種高溫合金構件抗疲勞磨削工藝參數域的獲得方法。
背景技術：
：高溫合金憑借其優異的高溫強度、熱穩定性及抗熱疲勞性，被廣泛地用于制造航空發動機熱端部件。高溫合金構件的最終服役表面為磨削表面或接近磨削表面，磨削表面完整性直接影響構件的服役性能。但是高溫合金的磨削加工性差，其磨削力大、磨削溫度高、砂輪易黏附堵塞和磨損、加工硬化嚴重等，這些問題會影響磨削加工的表面完整性，從而影響航空發動機構件的疲勞性能。表面完整性是構件加工中很重要的評價指標，主要包括表面粗糙度、表面形貌、表面應力集中系數、表面顯微硬度和表面殘余應力等，對構件的耐磨性能、疲勞性能、應力腐蝕性能等具有重要的決定作用。因此在高溫合金磨削過程中，必須重視對表面完整性的控制。目前，高溫合金的磨削方法主要包括：緩進給磨削、精密與超精密磨削、超高速磨削等。其工藝過程大體如下：如果磨削余量不大，粗磨和精磨在磨床上先后依次完成。如果磨削精度比較高，粗磨完成后，讓工件冷卻到室溫，這樣可以釋放應力，減小變形，最后精磨到尺寸。以上磨削工藝各有其特點，并在一定的領域內得到了應用，但是在磨削時易出現裂紋且磨削后表面殘余拉應力較大。在飛機服役過程中，裂紋是引起疲勞斷裂的致命缺陷，而較大的殘余拉應力會降低構件的使用壽命。因此，以上結果均是不希望獲得的。針對現有高溫合金的磨削特點，在金屬材料機械加工
技術領域：
，提出一種高溫合金構件抗疲勞磨削工藝參數域的獲得方法，實現對高溫合金磨削表面完整性的控制，提高構件的疲勞性能，以滿足航空發動機構件高可靠和長壽命的要求。技術實現要素：本發明的目的是提供一種高溫合金構件抗疲勞磨削工藝參數域的獲得方法，以解決現有技術中高溫合金構件磨削過程存在表面完整性差和疲勞性的問題。本發明采用以下技術方案，一種高溫合金構件抗疲勞磨削工藝參數域的獲得方法，包括以下步驟：步驟一、建立高溫合金構件磨削工藝參數域C1，根據C1進行單因素試驗，并根據單因素試驗結果得出高溫合金構件磨削工藝參數域C2；步驟二、根據步驟一中的C2進行正交試驗，并建立磨削工藝參數與構件表面完整性特征關系式：其中，Ra為構件表面粗糙度，HV為構件表面顯微硬度，σr為構件表面殘余應力，vs為砂輪速度，vw為第二構件速度，ap為徑向進給，a0、a1、a2、a3、b0、b1、b2、b3、c0、c1、c2、c3均為常數；步驟三、根據步驟一中C2進行疲勞構件試驗，并建立構件表面完整性與疲勞壽命關系式；步驟四、根據步驟二中的磨削工藝參數與構件表面完整性特征關系式和步驟三中的構件表面完整性與疲勞壽命關系式，獲得高溫合金構件抗疲勞磨削工藝參數域C3。進一步地，構件表面完整性與疲勞壽命關系式具體為：其中，Nf為疲勞壽命值，d0、d1、d2、d3均為常數。進一步地，步驟一中單因素試驗的具體方法為：步驟1.1、更換不同砂輪速度vs值，其它參數不變，根據C1設置多組參數值，并采用外圓磨床對初始構件進行加工，獲得對應多個第一試驗構件；步驟1.2、更換不同構件速度vw值，其它參數不變，根據C1設置多組參數值，并采用外圓磨床對初始構件進行加工，獲得對應多個第一試驗構件；步驟1.3、更換不同縱向進給af值，其它參數不變，根據C1設置多組參數值，并采用外圓磨床對初始構件進行加工，獲得對應多個第一試驗構件；步驟1.4、更換不同徑向進給ap值，其它參數不變，根據C1設置多組參數值，并采用外圓磨床對初始構件進行加工，獲得對應多個第一試驗構件；步驟1.5、采用表面粗糙度測試儀對步驟1.1、步驟1.2、步驟1.3和步驟1.4中每個第一試驗構件進行表面粗糙度測試，測試方向為沿第一試驗構件的軸向，并記錄測試結果；步驟1.6、根據步驟1.5的測試結果，繪制每個參數與表面粗糙度關系曲線。進一步地，步驟一中得出磨削工藝參數域C2的具體方法為：以低表面粗糙度為約束，設置表面粗糙度約束值，并在每個參數與表面粗糙度關系曲線中，選取小于表面粗糙度約束值所對應的參數范圍，建立高溫合金構件磨削工藝參數域C2。進一步地，步驟二的具體方法為：步驟2.1、根據C2采用正交試驗方法選取多組參數，在外圓磨床上，對應每組參數加工出第二試驗構件；步驟2.2、通過表面粗糙度儀測量每個第二試驗構件的表面粗糙度值；步驟2.3、通過數字顯微硬度計測量每個第二試驗構件的表面顯微硬度值；步驟2.4、通過殘余應力測試分析系統測試每個第二試驗構件的表面殘余應力值；步驟2.5、采用多元線性回歸方法對步驟2.1中的多組參數和表面粗糙度值、表面顯微硬度值、表面殘余應力值進行擬合，并建立磨削工藝參數與構件表面完整性特征關系式。進一步地，步驟三具體方法為：步驟3.1、根據C2，設計多組參數，并根據每組參數加工多個疲勞構件；步驟3.2、采用步驟2.2、步驟2.3和步驟2.4的方法分別測量步驟3.1中的多個疲勞構件的表面粗糙度值、表面顯微硬度值和表面殘余應力值，測量位置位于每個疲勞構件中間圓弧段；步驟3.3、計算得出步驟3.2中測量的疲勞構件的多組表面粗糙度值平均值、表面顯微硬度值平均值和表面殘余應力值平均值；步驟3.4、采用旋轉彎曲疲勞試驗機對步驟3.1中的每一組的疲勞構件進行旋轉彎曲疲勞壽命試驗，并計算出每一組疲勞構件疲勞壽命值的平均值；步驟3.5、采用多元線性回歸方法對步驟3.3中的多組表面粗糙度值平均值、表面顯微硬度值平均值和表面殘余應力值平均值，以及步驟3.4中的每一組疲勞壽命值的平均值，進行擬合，并建立表面構件完整性與疲勞壽命關系式。進一步地，步驟3.1中加工疲勞構件的具體方法為：步驟3.1.1、采用慢走絲電火花線切割切出圓棒試樣，直徑余量為3mm，軸向余量3mm；步驟3.1.2、采用數控車削加工外形尺寸，直徑方向余量大于或等于0.5mm；步驟3.1.3、根據C2，設計多組參數，加工出多組疲勞構件。進一步地，步驟四的具體方法為：步驟4.1、根據構件表面完整性與疲勞壽命關系式確定疲勞壽命值增大時，表面粗糙度值、表面顯微硬度值和表面殘余應力值的變化方向和范圍；步驟4.2、在C2范圍內，根據磨削工藝參數與構件表面完整性特征關系式和步驟4.1中得出的變化方向和范圍，獲得最終抗疲勞磨削工藝參數域C3。本發明的有益效果是：通過建立磨削工藝參數與表面完整性特征的關系，以及表面完整性特征與疲勞壽命的關系，以高疲勞壽命為目標，獲得了保證一定疲勞壽命條件下的抗疲勞磨削工藝參數域，采用單因素法和正交法進行試驗設計，采用多元線性回歸分析進行模型的求解，設計和分析方法可靠，建立的關系模型較為精確，本發明獲得的磨削工藝參數與現有磨削工藝參數相比，構件的表面粗糙度由Ra0.3μm提高到Ra0.15μm，表面顯微硬度>495HV，表面殘余壓應力<380MPa，疲勞極限由553MPa提高到760MPa。【附圖說明】圖1為本發明中砂輪速度對表面粗糙度的影響曲線圖；圖2為本發明中構件速度對表面粗糙度的影響曲線圖；圖3為本發明中縱向進給對表面粗糙度的影響曲線圖；圖4為本發明中徑向進給對表面粗糙度的影響曲線圖；圖5為本發明中的疲勞構件結構示意圖；圖6為本發明中抗疲勞磨削工藝參數與現有磨削工藝參數獲得的S-N曲線對比圖。【具體實施方式】下面結合附圖和具體實施方式對本發明進行詳細說明。本發明公開了一種高溫合金構件抗疲勞磨削工藝參數域的獲得方法，包括以下步驟：步驟一、根據航空制造工程手冊、經驗或文獻資料，建立高溫合金構件磨削工藝參數域C1，本實施例中以高溫合金GH4169DA為例，磨削工藝參數域C1包括砂輪速度vs(單位為m/s)、構件速度vw(單位為m/min)、縱向進給af(單位為mm/r)、徑向進給ap(單位為mm)，即C1[vs,vw,af,ap]，，其具體參數域參見表1：表1根據高溫合金GH4169DA構件磨削工藝參數域C1進行單因素試驗，根據高溫合金GH4169DA構件磨削工藝參數域C1設置多組參數值，參數值的選擇參見表2。步驟1.1、采用外圓磨床對初始構件進行加工，初始構件尺寸優選為Φ30mm×100mm，加工出對應多個第一試驗構件，外圓磨床優選的采用MMB1420型號；試驗中，砂輪采用表1中的單晶剛玉砂輪，在試驗中采用乳化液進行冷卻；優選的每組參數加工一個第一試驗構件；如表2所示，更換不同砂輪速度vs值，其它參數不變，根據所述C1設置多組參數值，并采用外圓磨床對初始構件進行加工，獲得對應多個第一試驗構件；步驟1.2、如表2所示，更換不同構件速度vw值，其它參數不變，根據所述C1設置多組參數值，并采用外圓磨床對初始構件進行加工，獲得對應多個第一試驗構件；步驟1.3、如表2所示，更換不同縱向進給af值，其它參數不變，根據所述C1設置多組參數值，并采用外圓磨床對初始構件進行加工，獲得對應多個第一試驗構件；步驟1.4、如表2所示，更換不同徑向進給ap值，其它參數不變，根據所述C1設置多組參數值，并采用外圓磨床對初始構件進行加工，獲得對應多個第一試驗構件；表2步驟1.5、采用表面粗糙度測試儀對步驟1.1、步驟1.2、步驟1.3和步驟1.4中每個第一試驗構件進行表面粗糙度測試，優選的采用TR240表面粗糙度測試儀，測試方向為沿第一試驗構件的軸向，取樣長度為0.8mm，評定長度為5.6mm，并記錄測試結果；步驟1.6、根據步驟1.5記錄的測試結果，繪制各個參數與表面粗糙度Ra關系曲線；如圖1所示，即為砂輪速度對表面粗糙度的影響曲線圖，如圖2所示，即為構件速度對表面粗糙度的影響曲線圖，如圖3所示，即為縱向進給對表面粗糙度的影響曲線圖，如圖4所示，即為徑向進給對表面粗糙度的影響曲線圖；步驟1.7、根據工藝參數域與表面粗糙度關系曲線，以低表面粗糙度為約束，設置表面粗糙度約束值，本實施例中針對高溫合金GH4169DA，優選表面粗糙度約束值設置為Ra1.5μm，在每個參數與表面粗糙度關系曲線中，選取小于表面粗糙度約束值所對應的參數范圍，即Ra<1.5μm對應的參數范圍，進一步優選磨削工藝參數域，得出參數域C2，如表3所示：表3步驟二、根據步驟一中的參數域C2加工出多個第二試驗構件，測量出每個第二試驗構件的表面粗糙度值、表面顯微硬度值和表面殘余應力值，并建立磨削工藝參數與構件表面完整性特征關系式；其具體方法為：步驟2.1、根據參數域C2采用正交試驗方法選取多組參數，具體參數參見表4。表4在MMB1420外圓磨床上，加工出對應多個第二試驗構件，其中，初始構件尺寸為Φ30mm×100mm，砂輪采用表1所示的砂輪，在試驗中采用乳化液進行冷卻，優選的每組參數對應加工一個第二試驗構件，即16個第二試驗構件；步驟2.2、通過表面粗糙度儀測量每個第二試驗構件的表面粗糙度值，優選的采用TR240表面粗糙度測試儀，測試方向沿構件的軸向，取樣長度為0.8mm，評定長度為5.6mm；步驟2.3、通過數字顯微硬度計測量每個第二試驗構件的表面顯微硬度值，優選的采用430SVD數字顯微硬度計，試驗力0.5kgf，保載時間10s；步驟2.4、通過殘余應力測試分析系統測試每個第二試驗構件的表面殘余應力值，優選的采用ProtoLXRDMG2000殘余應力測試分析系統，測試方向沿構件的軸向，測試靶材Mn靶，衍射角151.88°，測試電流20mA，測試電壓25kV；步驟2.2-2.4的測試結果如表5所示：表52.5、采用多元線性回歸方法對步驟2.1中的多組參數和表5中測量出的表面粗糙度值、表面顯微硬度、表面殘余應力值進行擬合，并建立磨削工藝參數與構件表面完整性特征關系式，得出高溫合金GH4169DA的磨削工藝參數與表面完整性特征的關系式：本實施例中根據上述的具體值可得出：其中，Ra為表面粗糙度，HV為表面顯微硬度，σr為表面殘余應力，vs為砂輪速度，vw為第二構件速度，ap為徑向進給，a0、a1、a2、a3、b0、b1、b2、b3、c0、c1、c2、c3均為常數。步驟三、根據步驟一中高溫合金構件磨削工藝參數域C2進行疲勞構件試驗，即加工得出多組第三試驗構件，測量出多組表面粗糙度值、表面顯微硬度值、表面殘余應力值和疲勞壽命值，并建立構件表面完整性與疲勞壽命關系式；其具體方法為：步驟3.1、根據高溫合金構件磨削工藝參數域C2，設計多組參數，并根據每組參數加工出多組疲勞構件，即：步驟3.1.1、采用慢走絲電火花線切割切出圓棒試樣，直徑余量為3mm，軸向余量3mm；步驟3.1.2、采用數控車削加工外形尺寸，直徑方向余量大于或等于0.5mm；步驟3.1.3、根據高溫合金構件磨削工藝參數域C2，設計多組參數，在MMB1420外圓磨床上加工出多組疲勞構件，在試驗中采用乳化液進行冷卻，具體參數參見表6，其中，砂輪采用表1中所示砂輪，以表6中磨削工藝參數加工剩余尺寸，直至達到如圖5所示的疲勞構件圖紙要求，每組參數加工構件6件。表6步驟3.2、從步驟3.1加工的每一組疲勞構件中選出若干個疲勞構件，在9組參數，每組6件的疲勞構件中，每組選取3件疲勞構件，采用步驟2.2、步驟2.3和步驟2.4分別測量所選出的疲勞構件的表面粗糙度值、表面顯微硬度值和表面殘余應力值，測量位置位于構件中間圓弧段；步驟3.3、計算出步驟3.2中測量出的每組參數下疲勞構件表面粗糙度值、表面顯微硬度值和表面殘余應力值的平均值，并得出多組表面粗糙度值平均值、表面顯微硬度值平均值和表面殘余應力值平均值，測試結果參見表7；步驟3.4、在室溫下，采用旋轉彎曲疲勞試驗機對步驟3.1中的每一組的疲勞構件進行旋轉彎曲疲勞壽命試驗，試驗載荷800MPa，頻率5000r/min，并記錄試驗結果，并計算出每一組疲勞構件疲勞壽命值的平均值，測試結果參見表7；序號表面粗糙度(μm)表面顯微硬度(HV)表面殘余應力(MPa)疲勞壽命(×105)10.188562-40.71.7920.195509-55.21.8430.213522-108.81.4640.241552-50.11.3650.238553-80.31.5560.214531-36.41.4470.242493-35.41.3480.239528-45.81.3390.228558-46.01.49表7步驟3.5、采用多元線性回歸方法對步驟3.3中的多組表面粗糙度值平均值、表面顯微硬度值平均值和表面殘余應力值平均值，以及步驟3.4中的多組疲勞壽命值平均值，進行擬合，并建立構件完整性與疲勞壽命關系式，得出高溫合金GH4169DA的構件表面完整性特征與疲勞壽命的關系式：在本實施例中具體關系式為：Nf＝102.13Ra-1.15136·HV0.2499·|σr|0.039，其中，Nf為疲勞壽命，d0、d1、d2、d3均為常數。步驟四、根據步驟二中的磨削工藝參數與構件表面完整性特征關系式和步驟三中的構件表面完整性與疲勞壽命關系式，獲得高溫合金GH4169DA最終抗疲勞磨削工藝參數域C3。其具體方法為：步驟4.1、根據構件表面完整性與疲勞壽命關系式確定疲勞壽命值增大時，表面粗糙度值、表面顯微硬度值和表面殘余應力值的變化方向和范圍；對比構件表面完整性與疲勞壽命關系式中各表面完整性特征的指數大小可知，高溫合金GH4169DA的疲勞壽命對表面粗糙度的變化最為敏感，對表面顯微硬度的變化敏感次之，對表面殘余應力的變化不敏感，隨著表面粗糙度的減小、表面顯微硬度和表面殘余應力的增大，疲勞壽命呈增大趨勢；步驟4.2、在C2范圍內，根據磨削工藝參數與構件表面完整性特征關系式和步驟4.1中得出的變化方向和范圍，確定磨削工藝參數的變化方向，即根據Nf增大的方向確定σr、HV、Ra的變化方向及范圍，獲得高溫合金GH4169DA的最終抗疲勞磨削工藝參數域C3；根據步驟4.1可知，針對高溫合金GH4169DA首先保證表面粗糙度越小越好，其次保證表面顯微硬度越大越好，最后保證表面殘余壓應力越大越好，結合圖1至圖4和磨削工藝參數與構件表面完整性特征關系式，可知，相對穩定的高疲勞壽命對應的磨削工藝參數變化方向為：砂輪速度vs→25m/s，構件速度vw→15m/min，縱向進給af→1.5mm/r，徑向進給ap→0.005mm。最終獲得的高溫合金GH4169DA的抗疲勞磨削工藝參數域C3，如表8所示：工藝參數工藝參數域表面粗糙度表面顯微硬度表面殘余壓應力砂輪速度vs(m/s)[20，25]<0.120μm>509HV<336MPa構件速度vw(m/min)[12，22]<0.117μm>495HV<321MPa縱向進給af(mm/r)[1.0，2.0]<0.125μm～～徑向進給量ap(mm)[0.005，0.010]<0.121μm>504HV<376MPa表8步驟4.3采用高溫合金GH4169DA抗疲勞磨削工藝參數域C3內的參數(vs＝25m/s，vw＝15m/min，af＝1.5mm/r，ap＝0.005mm)和現有磨削工藝參數(vs＝30m/s，vw＝22m/min，af＝1.0mm/r，ap＝0.015mm)分別加工旋轉彎曲疲勞構件30件，然后進行疲勞試驗，獲得對應的S-N曲線，如圖6所示。采用高溫合金GH4169DA的抗疲勞磨削工藝參數域C3內的參數加工出的疲勞構件的疲勞極限(760MPa)比現有磨削參數獲得的疲勞極限(553MPa)提高了37.4％，對比疲勞極限結果，驗證了高溫合金GH4169DA的抗疲勞磨削工藝參數域C3的準確性。本發明的特點為，通過建立磨削工藝參數與表面完整性特征關系式，以及表面完整性特征與疲勞壽命的關系式，以疲勞壽命為判據，在保證低表面粗糙度、高表面顯微硬度和高表面殘余壓應力的條件下，獲得了抗疲勞磨削工藝參數域。本發明可用于指導高溫合金構件抗疲勞磨削工藝參數域的確定，顯著提高構件的磨削表面完整性，同時保證了構件的疲勞壽命。當前第1頁1 2 3