CN104454027B - 动力涡轮导向器的加工方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种动力涡轮导向器的加工方法，包括：步骤一：选取动力涡轮导向器的三个导向器叶片；步骤二：从三个导向器叶片上分别获取一个基准点，三个导向器叶片上的基准点在同一平面上，且使三个基准点所在的平面平行于动力涡轮导向器的横截面；步骤三：以三个基准点为初始轴向基准加工动力涡轮导向器的端面。由于导向器叶片上不存在浇冒口，且用三个点确定的平面与动力涡轮导向器的横街面较为平行，于是，最终确定的初始轴向基准较为精确，进而可以提高动力涡轮导向器的加工精度。本发明可以比较方便、精确地确定动力涡轮导向器的轴向初始加工基准，提高了涡轮导向器的铸造流道面和导向器叶片对后续加工基准形位公差的合格率。

Description

动力涡轮导向器的加工方法
技术领域
本发明涉及工件加工领域，具体而言，涉及一种动力涡轮导向器的加工方法。
背景技术
如图1和图2所示，航空发动机动力涡轮导向器一般由内环1和外环2形成流道3，两环之间由多个叶片4连接，6为该导向器的中心线，导向器毛坯为精密铸造件，流道3和叶片4由铸造成形，为了保证发动机整体性能要求，需要保证铸造流道3和叶片4对后续加工基准的形位公差。
在现有技术中，一般选用外环2的端面的安装边5为轴向基准对导向器进行加工，而由于外环2的安装边5有浇冒口7，直径较大，受铸造过程中冷却收缩影响大，铸造变形大，导致安装边5端面不平度大，以这种不平的端面为基准加工的另一端面会使流道中心轴线不垂直，从而导致铸造流道面和叶片4对加工后基准的形位公差合格率低。
发明内容
本发明的主要目的在于提供一种动力涡轮导向器的加工方法，以解决现有技术中的对动力涡轮导向器的加工方法加工精度较低问题。
为了实现上述目的，本发明提供了一种动力涡轮导向器的加工方法，包括：步骤一：选取动力涡轮导向器的三个导向器叶片；步骤二：从三个导向器叶片上分别获取一个基准点，三个导向器叶片上的基准点在同一平面上，且使三个基准点所在的平面平行于动力涡轮导向器的横截面；步骤三：以三个基准点为初始轴向基准加工动力涡轮导向器的端面。
进一步地，在导向器叶片的前缘选取基准点。
进一步地，在步骤三之前，加工方法还包括：重复步骤一至步骤二以得到多组基准点；以每组导向器叶片中的三个基准点所在的平面为轴向基准，测量导向器叶片和动力涡轮导向器的流道的实际形位公差；选取实际形位公差最小的一组基准点为初始轴向基准。
进一步地，选取的三个导向器叶片沿动力涡轮导向器的周向相间隔地设置。
进一步地，选取的三个导向器叶片沿动力涡轮导向器的周向均布。
进一步地，在步骤三之前，在三个基准点上设置标记。
进一步地，步骤三包括：以三个基准点为初始轴向基准加工动力涡轮导向器的第一端面；以加工完的第一端面为第二轴向基准加工动力涡轮导向器的第二端面。
进一步地，在步骤三之前，加工方法还包括：在动力涡轮导向器上选取辅助支撑面；以辅助支撑面为辅助支撑加工动力涡轮导向器的端面。
进一步地，在步骤三之前，加工方法还包括：使动力涡轮导向器的轴线与加工机床的旋转轴线在同一直线上。
进一步地，在步骤三之前，加工方法还包括：选取一加工测量面；根据加工测量面确定动力涡轮导向器的端面的加工尺寸。
本发明通过在导向器叶片上选取位于同一平面的基准点P，并在使该平面平行于动力涡轮导向器的横截面，这样便可以用这该基准点P确定的平面为初始轴向基准加工动力涡轮导向器的端面。由于导向器叶片上不存在浇冒口，且用三个点确定的平面与动力涡轮导向器的横街面较为平行，于是，最终确定的初始轴向基准较为精确，进而可以提高动力涡轮导向器的加工精度。
本发明可以比较方便、精确地确定动力涡轮导向器的轴向初始加工基准，提高了涡轮导向器的铸造流道面和导向器叶片对后续加工基准形位公差的合格率。
附图说明
构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1示出了现有技术中的动力涡轮导向器的结构示意图；
图2示出了图1的A-A剖视图；以及
图3示出了本发明中的对动力涡轮导向器进行加工的定位示意图。
其中，上述附图包括以下附图标记：
1、内环；2、外环；3、流道；4、叶片；5、安装边；6、中心线；7、浇冒口；8、辅助支撑面；9、加工测量面。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
本发明提供了一种动力涡轮导向器的加工方法，请参考图3，该加工方法包括：步骤一：选取动力涡轮导向器的三个导向器叶片；步骤二：从三个导向器叶片上分别获取一个基准点，三个导向器叶片上的基准点在同一平面上，且使三个基准点所在的平面平行于动力涡轮导向器的横截面；步骤三：以三个基准点为初始轴向基准加工动力涡轮导向器的端面。
本发明通过在导向器叶片上选取位于同一平面的基准点P，并在使该平面平行于动力涡轮导向器的横截面，这样便可以用这该基准点P确定的平面为初始轴向基准加工动力涡轮导向器的端面。由于导向器叶片上不存在浇冒口，且用三个点确定的平面与动力涡轮导向器的横街面较为平行，于是，最终确定的初始轴向基准较为精确，进而可以提高动力涡轮导向器的加工精度。
本发明可以比较方便、精确地确定动力涡轮导向器的轴向初始加工基准，提高了涡轮导向器的铸造流道面和导向器叶片对后续加工基准形位公差的合格率。
优选地，在导向器叶片的前缘选取基准点。如图3所示，P点即为选取的基准点。这样可以比较方便地以该基准点为支撑点对动力涡轮导向器的端面进行加工。
优选地，在步骤三之前，加工方法还包括：重复步骤一至步骤二以得到多组基准点；以每组导向器叶片中的三个基准点所在的平面为轴向基准，测量导向器叶片和动力涡轮导向器的流道的实际形位公差；选取实际形位公差最小的一组基准点为初始轴向基准。
优选地，选取的三个导向器叶片沿动力涡轮导向器的周向相间隔地设置。这样可以提高确定的初始轴向基准的确定精度。
优选地，选取的三个导向器叶片沿动力涡轮导向器的周向均布。这样可以提高确定的初始轴向基准的确定精度。当导向器叶片的数目不是3的倍数时，选取的三个导向器叶片沿动力涡轮导向器的周向基本均布。
优选地，在步骤三之前，在三个基准点上设置标记。这样，在加工时可以比较方便地找到三个确定的基准点，进而以这三个基准点为支撑点对动力涡轮导向器进行加工。
优选地，步骤三包括：以三个基准点为初始轴向基准加工动力涡轮导向器的第一端面；以加工完的第一端面为第二轴向基准加工动力涡轮导向器的第二端面。这样，便可以比较方便地加工出动力涡轮导向器的两个端面。
优选地，在步骤三之前，加工方法还包括：在动力涡轮导向器上选取辅助支撑面；以辅助支撑面为辅助支撑加工动力涡轮导向器的端面。如图3所示，通过设置辅助支撑面8可以提高支撑作用。
优选地，在步骤三之前，加工方法还包括：使动力涡轮导向器的轴线与加工机床的旋转轴线在同一直线上。优选地，将表头安装到机床上，再将表头的触头与动力涡轮导向器的内环的周面接触，使表头随机床旋转一周，观察表头的数字显示，便可确定动力涡轮导向器的轴向与机床的旋转轴线是否在同一条直线上。
优选地，在步骤三之前，加工方法还包括：选取一加工测量面；根据加工测量面确定动力涡轮导向器的端面的加工尺寸。如图3所示，加工测量面9与三个基准点P位于动力涡轮导向器的同一侧。
在本申请中，基准的选择方法：
选择与动力涡轮导向器的导向器叶片2积叠轴垂直的某一截面，找出该截面叶片前缘与垂直中心线的面的切点P。在毛坯检测时，选择多组三个均布(当叶片数量为3的倍数时)或基本均布(当叶片数量不是3的倍数时)的叶片，以三个叶片的P点形成的平面作为轴向基准，测量流道和叶片的形位公差，选择其中一组形位公差最小的P点，作标记，将这组叶片P点作为后续加工的轴向初始基准，使得流道和叶片相对后续加工基准的形位公差值最小。
以现有技术中的图1和所述图2所示的动力涡轮导向器为例，图1和图2为某型航空发动机的动力涡轮导向器毛坯图，该动力涡轮导向器由内外流道和若干叶片组成，A-A截面是叶片某一截面，截面与该叶片积叠轴垂直，P点为该截面叶片前缘圆弧与垂直中心线的面的切点。由于流道和叶片对加工后轴向基准和径向基准有形位公差要求，为了提高最终形位公差的合格率，应选择多组三个均布(叶片数量为3的倍数)或基本均布(叶片数量不是3的倍数)的叶片上的P点，作为轴向基准，测量流道和叶片的形位公差，取其中公差值最小的一组叶片P点，标记“×”，该组叶片P点最为后续加工的初始轴向基准。
基准使用方法：
如图3，以三个已标记“×”的叶片P点为支靠，选择另一个端面为辅助支撑面8辅助支靠以承受夹紧力，找正流道面B的中心，压紧零件，加工右端的端面。因右端的端面到叶片P点的轴向尺寸M不能直接测量，故夹具设计时，须设计一个加工测量面9，用加工测量面9到夹具测量面的轴向尺寸N代替加工面到P点的尺寸M。通过这种方法将毛坯基准转换到一个端面，后续加工则以右端的端面作为加工基准。
本发明所解决的是如何选择铸造动力涡轮导向器轴向初始加工基准及其使用方法，提高涡轮导向器铸造流道面和叶片对后续加工基准形位公差的合格率。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种动力涡轮导向器的加工方法，其特征在于，包括：
步骤一：选取动力涡轮导向器的三个导向器叶片；
步骤二：从所述三个导向器叶片上分别获取一个基准点，所述三个导向器叶片上的基准点在同一平面上，且使三个所述基准点所在的平面平行于所述动力涡轮导向器的横截面；所述横截面为与所述动力涡轮导向器的导向器叶片积叠轴垂直的截面；
步骤三：以三个所述基准点为初始轴向基准加工所述动力涡轮导向器的端面。
2.根据权利要求1所述的动力涡轮导向器的加工方法，其特征在于，在所述导向器叶片的前缘选取所述基准点。
3.根据权利要求1所述的动力涡轮导向器的加工方法，其特征在于，在所述步骤三之前，所述加工方法还包括：
重复所述步骤一至所述步骤二以得到多组所述基准点；
以每组所述导向器叶片中的三个所述基准点所在的平面为轴向基准，测量所述导向器叶片和所述动力涡轮导向器的流道的实际形位公差；
选取所述实际形位公差最小的一组所述基准点为所述初始轴向基准。
4.根据权利要求1所述的动力涡轮导向器的加工方法，其特征在于，选取的三个所述导向器叶片沿所述动力涡轮导向器的周向相间隔地设置。
5.根据权利要求1所述的动力涡轮导向器的加工方法，其特征在于，选取的三个所述导向器叶片沿所述动力涡轮导向器的周向均布。
6.根据权利要求1所述的动力涡轮导向器的加工方法，其特征在于，在所述步骤三之前，在所述三个基准点上设置标记。
7.根据权利要求1所述的动力涡轮导向器的加工方法，其特征在于，所述步骤三包括：
以三个所述基准点为初始轴向基准加工所述动力涡轮导向器的第一端面；
以加工完的所述第一端面为第二轴向基准加工所述动力涡轮导向器的第二端面。
8.根据权利要求1所述的动力涡轮导向器的加工方法，其特征在于，在所述步骤三之前，所述加工方法还包括：
在所述动力涡轮导向器上选取辅助支撑面；
以所述辅助支撑面为辅助支撑加工所述动力涡轮导向器的端面。
9.根据权利要求1所述的动力涡轮导向器的加工方法，其特征在于，在所述步骤三之前，所述加工方法还包括：
使所述动力涡轮导向器的轴线与加工机床的旋转轴线在同一直线上。
10.根据权利要求1所述的动力涡轮导向器的加工方法，其特征在于，在所述步骤三之前，所述加工方法还包括：
选取一加工测量面；
根据所述加工测量面确定所述动力涡轮导向器的端面的加工尺寸。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106500637A (zh) * 2016-10-11 2017-03-15 中国航空工业集团公司北京航空精密机械研究所 一种对发动机叶片测量装置进行校准的装置
CN115502671B (zh) * 2022-10-27 2023-07-21 上海尚实航空发动机股份有限公司 加工方法、导向器及涡轮

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB590788A (en) * 1944-07-14 1947-07-29 Charles Benjamin Devlieg Impeller vane milling machine
US4720243A (en) * 1984-11-01 1988-01-19 Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha Impeller of centrifugal fluid-type rotary machine
US4985992A (en) * 1987-08-12 1991-01-22 Societe National D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." Method of making stator stages for compressors and turbines, and stator vanes and vane arrays produced thereby
JP2004017196A (ja) * 2002-06-14 2004-01-22 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ブレード表面研摩装置のブレード固定治具
CN1704560A (zh) * 2004-06-02 2005-12-07 通用电气公司 制造涡轮喷嘴组件的装置和方法
CN101032757A (zh) * 2006-03-07 2007-09-12 上海良方金属制品有限公司 喷嘴环叶片的制造方法
CN101927423A (zh) * 2010-07-30 2010-12-29 上海电气电站设备有限公司 汽轮机蒸汽室加工工艺
CN102248380A (zh) * 2011-07-04 2011-11-23 南京航空航天大学 发动机整体机匣加工方法
CN102322298A (zh) * 2011-08-25 2012-01-18 中国南方航空工业(集团)有限公司 涡轮导向器及涡轮机
CN104084773A (zh) * 2014-08-04 2014-10-08 南京赛达机械制造有限公司 一种轴流式汽轮机叶片的加工工艺

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA1235663A (en) * 1984-09-27 1988-04-26 John Waggott Turbine diaphragm assembly
DE50106970D1 (de) * 2001-04-04 2005-09-08 Siemens Ag Turbinenschaufel und Turbine
US8757968B2 (en) * 2010-07-26 2014-06-24 Snecma Optimized aerodynamic profile for a turbine vane, in particular for a nozzle of the third stage of a turbine

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB590788A (en) * 1944-07-14 1947-07-29 Charles Benjamin Devlieg Impeller vane milling machine
US4720243A (en) * 1984-11-01 1988-01-19 Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha Impeller of centrifugal fluid-type rotary machine
US4985992A (en) * 1987-08-12 1991-01-22 Societe National D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." Method of making stator stages for compressors and turbines, and stator vanes and vane arrays produced thereby
JP2004017196A (ja) * 2002-06-14 2004-01-22 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ブレード表面研摩装置のブレード固定治具
CN1704560A (zh) * 2004-06-02 2005-12-07 通用电气公司 制造涡轮喷嘴组件的装置和方法
CN101032757A (zh) * 2006-03-07 2007-09-12 上海良方金属制品有限公司 喷嘴环叶片的制造方法
CN101927423A (zh) * 2010-07-30 2010-12-29 上海电气电站设备有限公司 汽轮机蒸汽室加工工艺
CN102248380A (zh) * 2011-07-04 2011-11-23 南京航空航天大学 发动机整体机匣加工方法
CN102322298A (zh) * 2011-08-25 2012-01-18 中国南方航空工业(集团)有限公司 涡轮导向器及涡轮机
CN104084773A (zh) * 2014-08-04 2014-10-08 南京赛达机械制造有限公司 一种轴流式汽轮机叶片的加工工艺

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