本发明涉及航空发动机涡轮转子异质惯性摩擦焊缝超声检测对比试块。
背景技术：
航空发动机涡轮转子组件制造材料多为高温合金及粉末高温合金等材料，具有晶粒组织粗大，声阻抗较高等特性，导致超声波在高温合金及粉末高温合金材料内部传播过程中具有较大的能量衰减，导致该种材料的超声检测精度严重降低，不利于对内部微小缺陷的有效检测。其次，惯性摩擦焊缝熔合线宽度尽在微米量级，其尺寸远远小于融化焊缝的宽度，同时异质材料的惯性摩擦焊缝具有较大的声阻抗差，导致焊缝即使在无缺陷存在的情况下依然会对超声波产生较大的反射回波，从而形成伪缺陷，而且惯性摩擦焊缝上的缺陷还有尺寸微小、二维及弥散分布的特征。此外，航空发动机涡轮转子组件惯性摩擦焊缝及附近空间结构形式较为复杂，有效检测空间狭窄，不利于超声检测探头的安放及超声波的良好传播。上述多种不利因素均导致无法实现航空发动机涡轮转子组件异质惯性摩擦焊缝微小缺陷的有效超声检测，严重影响了惯性摩擦焊接工艺在航空发动机涡轮转子组件焊接上的应用。
超声相控阵检测工艺作为近年来最新发展起来的一种新型无损检测技术，其相控阵探头具有多个相互独立的压电晶片，各压电晶片能够在数字控制系统下的协调下完成超声波的发射与接收，从而实现多个超声波束在工件内部的聚焦和偏转的实时动态变化。相比于常规单晶探头的超声检测，超声相控阵的聚焦声束具有更高的能量密度，对微小缺陷也具有了更高的检测灵敏度和精度，更适合于航空发动机转子组件惯性摩擦焊缝上微小缺陷的检测，对于焊缝上可能存在的微小尺寸裂纹和片状氧化物夹渣等缺陷具有更高的检出率。此外，常规超声检测检测灵敏度校准用对比试块人工缺陷尺寸较大、结构形式单一且与惯性摩擦焊缝的曲面结构相异，不能实现校准条件与待检测焊缝的有效统一，而且现有常规对比试块上的人工缺陷尺寸也较大，不能更好的满足航空发动机涡轮转子组件异质惯性摩擦焊缝对检测灵敏度的高校准精度要求，同时也会降低对惯性摩擦焊缝微小缺陷的检出率。
目前，现有技术针对固相焊接工艺的惯性摩擦焊缝超声相控阵检测用对比试块还没实现统一标准，多采用常规熔化焊缝超声检测的对比试块校准检测灵敏度，但惯性摩擦焊缝上的缺陷尺寸更小，常规熔化焊缝超声检测用对比试块上的人工缺陷已无法提高惯性摩擦焊缝超声检测所需的更高校准精度。此外，高温合金材料的惯性摩擦焊缝上的缺陷多为轴向或周向分布的微小裂纹及极薄的片状氧化物夹渣。因此，在试块的内外表面分别刻蚀轴向和周向人工槽模拟惯性摩擦焊缝上的微裂纹及氧化物夹渣等缺陷类型和分布状态。
技术实现要素：
本发明的目的是提供一种航空发动机涡轮转子组件异质惯性摩擦焊缝超声相控阵检测用的对比试块，为发动机涡轮转子异质惯性摩擦焊缝超声相控阵检测前提供一种操作简单、快速及高精度的校准工作，使检测中的探头频率、增益及闸门值间的组合灵敏度达到最佳值，提高涡轮转子异质惯性摩擦焊缝微小尺寸缺陷的检测精度。本发明的技术方案为：一种航空发动机涡轮转子异质惯性摩擦焊缝超声检测对比试块，对比试块内外表面为曲面弧形结构，对比试块弧形结构外表面在基准面b的50mm处设有惯性摩擦焊缝w，弧形结构外表面在基准面b的30mm区间内设有台阶a，台阶a第一宽度l1:30mm，弧形结构外表面在基准面b的72mm处设有台阶b，台阶b第二宽度l8:8mm；对比试块惯性摩擦焊缝w处外表面设置有第一矩形槽1-1，距基准面c的第一直线间距l5：34mm、第二矩形槽2-1，距基准面c的第二直线间距l6：69mm、第三矩形槽3-1，距基准面c的第三直线间距l7：104mm，对比试块惯性摩擦焊缝w处内表面设置有第四矩形槽1-2，距基准面c的第一直线间距l5：34mm、第五矩形槽2-2，距基准面c的第二直线间距l6：69mm、第六矩形槽3-2，距基准面c的第三直线间距l7：104mm。
弧形结构对比试块中弧面外表面半径与弧面壁厚相对应的尺寸分别为r1：105mm对应c3：23.5mm；r2：89.5mm对应c1：8mm；r3：94.5mm对应c2：13mm；弧形结构内表面圆弧半径r4：81.5mm。
弧形结构对比试块惯性摩擦焊缝w两侧所采用的材料分别为m1：fgh97粉末高温合金和m2：gh4169高温合金。
矩形槽包含三种尺寸类型，其中第一矩形槽1-1和第四矩形槽1-2的尺寸的长、宽、高均为：0.94±0.02mm×0.15±0.02mm×0.3±0.02mm，第二矩形槽2-1和第五矩形槽2-2尺寸的长、宽、高均为0.63±0.02mm×0.15±0.02mm×0.2±0.02mm，第三矩形槽3-1和第六矩形槽3-3的尺寸的长、宽、高均为0.4±0.02mm×0.15±0.03mm×0.1±0.02mm。
第一矩形槽1-1、第五矩形槽2-2和第六矩形槽3-2为周向分布刻槽，矩形槽长度方向与对比试块外圆面平行，第四矩形槽1-2、第二矩形槽2-1和第三矩形槽3-1为轴向分布刻槽，矩形槽长度方向与对比试块外圆面垂直。
工作原理
通过超声波探伤仪电子系统控制阵列探头发出聚焦波束，聚焦波束沿着周向在对比试块内部传播过程中遇到焊缝处内外表面上的矩形槽缺陷时会产生回波反射，通过反射回波高度与已知矩形槽缺陷尺寸及深度相对比来调整检测频率、增益及闸门值，使检测频率增益及闸门值等参数达到检测最佳值。其中对比试块上的人工缺陷是起到对聚焦波束反射和尺寸对照的作用。
技术效果
本发明航空发动机涡轮转子组件为fgh97粉末高温合金和gh4169高温合金异质材料制造，并通过惯性摩擦焊接工艺将fgh97粉末高温合金与gh4169高温合金两个转动部件焊接成一体式结构，焊缝内外表面均为曲面形状，且焊缝左右两侧空间狭窄均有台阶存在，严重限制了探头的安放及超声波束在工件内部的传播过程。其次，涡轮转子组件制造材料fgh97粉末高温合计及gh4169高温合金材料的晶粒组织粗大，声阻抗较高，导致超声波束在涡轮转子组件内部传播时具有较大的能量衰减，不利于对微小尺寸缺陷的有效检测。同时异质材料的惯性摩擦焊缝具有较大的声阻抗差，使得焊缝在无缺陷存在的情况下依然会对超声波产生较大的反射回波，从而形成伪缺陷，而且惯性摩擦焊缝上的缺陷还有尺寸微小、二维及弥散分布的特征。上述多种不利因素均导致无法实现航空发动机涡轮转子组件异质惯性摩擦焊缝微小缺陷的有效超声检测，严重影响了惯性摩擦焊接工艺在航空发动机涡轮转子组件焊接上的应用。
针对上述涡轮转动部件异质惯性摩擦焊缝超声相控阵检测较为困难的问题，并且常规对比试块的材料、结构及人工缺陷尺寸不合适的情况。现采用无焊接缺陷涡轮转子惯性摩擦焊接头的局部区域加工制作超声检测用对比试块。在对比试块制造材料上，采用与实际待检测涡轮转子部件完全相同的fgh97粉末高温合金和gh4169高温合金材料，使得对比试块与待检测工件具有完全相同的声阻抗特性，超声波在对比试块内的传播过程中具有与实际工件相同的衰减系数；在结构形状和尺寸的设计上，对比试块完全取自实际待检测工件整个圆周方向的局部结构尺寸，具有与实际工件完全相同的结构特性与尺寸，可充分模拟超声波束在工件内部传播过程中结构特性对声束的反射情况。因此，该对比试块在材料、结构形状及尺寸上都充分模拟了涡轮转子组件惯性摩擦焊缝处的实际工况。同时在焊缝同一位置的内外表面上加工相同尺寸及不同分布方向的矩形槽缺陷，矩形槽缺陷的最小尺寸要低于常规试块上的人工缺陷尺寸，可大大提高检测前的校准精度，为异质惯性摩擦焊缝上微小缺陷检测提供可能。本发明的涡轮转子异质惯性摩擦焊缝超声检测用对比试块为实际工件的局部弧形结构，对比试块焊缝处的外表面半径为89.5mm，内表面半径为81.5mm，焊缝左侧台阶宽度为30mm，焊缝右侧台阶宽度为8mm，焊缝处的内外径尺寸及两侧的台阶尺寸与涡轮转子待检测区域的相关尺寸参数完全相同，充分保证的对比试块与待检测工件的一致性。同时在对比试块焊缝w的内外表面上分别设置尺寸为0.94mm×0.15mm×0.3mm、0.63mm×0.15mm×0.2mm及0.4mm×0.15mm×0.1mm的矩形槽来模拟惯性摩擦上不同尺寸的裂纹缺陷，同一焊缝位置的内外侧两个矩形槽缺陷可精准地在探伤仪荧光屏上显示处宽度极小的焊缝位置，能够最大限度的提高涡轮转子组件惯性摩擦焊缝超声相控阵检测校准精度，提升对异质惯性摩擦焊缝上微小尺寸裂纹缺陷的检出率。因此，本发明的涡轮转子异质惯性摩擦焊缝超声相控阵检测用对比试块能够实现检测前的频率、增益及闸门值等参数的快速、准确的校准工作。
附图说明
图1为本发明对比试块设计图纸的主视图。
图2为本发明对比试块设计图纸的轴向剖面图。
具体实施方式
针对该对比试块的功能，通过实例对本发明做详细说明。
如图1所示，为对比试块设计图纸主视图、图2为对比试块设计图纸，图2为在图1基础上的轴向刨面图所示，涡轮转子异质惯性摩擦焊缝超声检测用对比试块包括试块本体和人工缺陷两部分，试块本体结构为弧形曲面结构，并设有惯性摩擦焊缝w，对比试块轴向尺寸及弧形内外表面半径尺寸与待检测工件惯性摩擦焊缝处完全相同。
如图1所示，航空发动机涡轮转子异质惯性摩擦焊缝超声检测对比试块，其特征是：对比试块内外表面为曲面弧形结构，对比试块弧形结构外表面在基准面b的50mm处设有惯性摩擦焊缝w，弧形结构外表面在基准面b的30mm区间内设有台阶a，台阶a第一宽度l1:30mm，弧形结构外表面在基准面b的72mm处设有台阶b，台阶b第二宽度l8:8mm；对比试块惯性摩擦焊缝w处外表面设置有第一矩形槽1-1，距基准面c的第一直线间距l5：34mm、第二矩形槽2-1，距基准面c的第二直线间距l6：69mm、第三矩形槽3-1，距基准面c的第三直线间距l7：104mm，对比试块惯性摩擦焊缝w处内表面设置有第四矩形槽1-2，距基准面c的第一直线间距l5：34mm、第五矩形槽2-2，距基准面c的第二直线间距l6：69mm、第六矩形槽3-2，距基准面c的第三直线间距l7：104mm。
如图2所示，弧形结构对比试块中弧面外表面半径与弧面壁厚相对应的尺寸分别为r1：105mm对应c3：23.5mm；r2：89.5mm对应c1：8mm；r3：94.5mm对应c2：13mm；弧形结构内表面圆弧半径r4：81.5mm。
所述航空发动机涡轮转子异质惯性摩擦焊缝超声检测对比试块，其特征是：弧形结构对比试块惯性摩擦焊缝w两侧所采用的材料分别为m1：fgh97粉末高温合金和m2：gh4169高温合金。
所述航空发动机涡轮转子异质惯性摩擦焊缝超声测对比试块，其特征是：矩形槽包含三种尺寸类型，其中第一矩形槽1-1和第四矩形槽1-2的尺寸的长、宽、高均为：0.94±0.02mm×0.15±0.02mm×0.3±0.02mm，第二矩形槽2-1和第五矩形槽2-2尺寸的长、宽、高均为0.63±0.02mm×0.15±0.02mm×0.2±0.02mm，第三矩形槽3-1和第六矩形槽3-3的尺寸的长、宽、高均为0.4±0.02mm×0.15±0.03mm×0.1±0.02mm。
第一矩形槽1-1、第五矩形槽2-2和第六矩形槽3-2为周向分布刻槽，矩形槽长度方向与对比试块外圆面平行，第四矩形槽1-2、第二矩形槽2-1和第三矩形槽3-1为轴向分布刻槽，矩形槽长度方向与对比试块外圆面垂直。
实施检测前，根据工件的尺寸及结构选择合适的阵列探头和楔块，将其放置于对比试块区域c处，更换不同频率的阵列探头并调节增益和闸门值，找到超声检测尺寸与人工缺陷实际尺寸间误差最小的一组阵列探头频率、增益及闸门值组合参数，作为实际工件的超声检测参数。