CN105397216A - 用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极 - Google Patents

Abstract

本发明提供的用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极，包括电极和电极底座、夹头、第一铜钨合金块、第二铜钨合金块、第一电极和第二电极，第一电极位于第一铜钨合金块的端部并与第一铜钨合金块为一体化结构，第二电极位于第二铜钨合金块的端部并与第二铜钨合金块为一体化结构，第一铜钨合金块和第二铜钨合金块分别固定在电极底座底面的两端，第一电极和第二电极的形状、位置分别与导向叶片大缘板和小缘板上待加工封严槽的形状一致、位置相匹配；所述夹头包括形状与电火花加工机床的主轴头相匹配的主轴连接部和带螺纹孔的底座连接部，主轴连接部穿过电极底座上设置的夹头安装通孔且底座连接部与电极底座螺纹连接。

Description

用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极

技术领域

本发明属于航空发动机导向叶片制造技术领域，特别涉及一种用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极。

背景技术

导向叶片是航空发动机部件中承受高温和热冲击最厉害的零件，其工作条件十分恶劣。导向叶片除了受到较大的气动功与不稳定的脉动负荷外，还处于高温燃气的包围中，工作环境的温度高且冷热变化大，导向叶片的受热严重不均匀。为减小航空发动机的漏气损失，提高封严效果，需要在导向叶片上加工封严槽。封严槽分别分布于导向叶片的大缘板和小缘板上，由于封严槽的槽深较深、槽宽较窄，加工位置度和精度要求高，因而加工难度大。并且，导向叶片本身的结构非常复杂，这又进一步增加了封严槽的加工难度，随着航空发动机的发展，多联导向叶片结构已广泛地应用于新型发动机中，相对于单联导向叶片，多联导向叶片结构结构更为复杂，其封严槽的加工难度更大。

导向叶片通常由具有优良的高温强度和硬度的高温合金制作而成，高温合金是典型的难加工材料，其切削加工性能非常差，常采用电火花加工工艺加工导向叶片的封严槽。现有的封严槽加工采用由紫铜制作的大、小缘板封严槽活动加工电极，分别将大、小缘板封严槽加工电极装配两个电极底座上，然后分别固定在电火花加工机床上单独对导向叶片大、小缘板上的封严槽进行加工。由于大、小缘板封严槽加工电极均呈薄片状且由紫铜制作，在加工过程中的损耗很快，平均每加工一件导向叶片就需要更换新的电极，由于封严槽的加工位置度和加工精度要求高，因而对电极的装配精度要求非常高，而频繁更换电极难以保证每次装配时电极与电极底座的相对位置一致，容易造成电极位置出现波动，进而导致封严槽的位置度难以保证。并且，单独加工单独加工大、小缘板上的封严槽还存在着加工效率低下的问题。同时，由于电极由紫铜制作且呈薄片状，存在着强度不够的不足，在封严槽加工过程中，电极容易变形，进而影响加工精度，封严槽的加工合格率极低。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极，以提高封严槽的加工效率和加工合格率。

本发明提供的用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极，包括电极和电极底座，还包括夹头、第一铜钨合金块、第二铜钨合金块、用于加工大缘板封严槽的第一电极和用于加工小缘板封严槽的第二电极，

第一电极位于第一铜钨合金块的端部并与第一铜钨合金块为一体化结构，第二电极位于第二铜钨合金块的端部并与第二铜钨合金块为一体化结构，第一铜钨合金块和第二铜钨合金块分别固定在电极底座底面的两端，第一电极和第二电极的形状、位置分别与导向叶片大缘板和小缘板上待加工封严槽的形状一致、位置相匹配，第一电极和第二电极是在第一铜钨合金块和第二合金块固定在电极底座上之后通过对第一铜钨合金块和第二铜钨合金块铣削加工成型；

所述夹头包括形状与电火花加工机床的主轴头相匹配的主轴连接部和带螺纹孔的底座连接部，主轴连接部穿过电极底座上设置的夹头安装通孔且底座连接部与电极底座螺纹连接。

上述技术方案中，电极底座的两端设有检验孔，分别用于检测第一电极和第二电极在铣削加工成型后的位置度。

上述技术方案中，第一铜钨合金块和第二铜钨合金块上均设有定位销孔和螺纹孔，第一合金块和第二合金块通过定位销定位后与电极底座通过螺纹连接。

上述技术方案中，所述第一铜钨合金块和第二铜钨合金块的厚度为35～45mm。

上述技术方案中，第一电极和第二电极是在第一铜钨合金块和第二合金块固定在电极底座上之后通过数控铣床对第一铜钨合金块和第二铜钨合金块铣削加工成型。

上述技术方案中，所述第一铜钨合金块和第二铜钨合金块的含铜量均为10％～50％。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

1.本发明提供了一种新型结构的用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极，该组合加工式电极在电极底座上固定了两块铜钨合金块，采用铣削加工的方式在两块合金块上加工成形状和位置分别与导向叶片大缘板和小缘板上的待加工封严槽的结构和位置相匹配的两个电极，在电极损耗后，采用铣削加工的方式对两块铜钨合金块重新加工出相应的电极即可，这样能大幅度减小更换电极的频率，避免因频繁更换电极造成电极位置波动而引起的封严槽位置度无法保证的问题；并且，两个电极同时对导向叶片大缘板和小缘板上的封严槽进行加工，能大幅度提高加工效率；以铜钨合金替代紫铜作为制作电极的材料，铜钨合金的强度更大，在使用过程中电极不容易变形，有利于提高封严槽的加工精度、提高加工合格率。

2.由于本发明所述组合加工式电极的电极底座上设有分别用于检测第一电极和第二电极在铣削加工成型后的位置度的检验孔，并且采用数控铣床铣削加工第一电极和第二电极，上述因素都有利于保证第一电极和第二电极的加工精度，从而为导向叶片封严槽的加工精度和位置度提供有力保障。

3.由于本发明所述组合加工式电极的第一铜钨合金块和第二铜钨合金块上均设有定位销孔和螺纹孔，所述铜钨合金块通过定位销定位后与电极底座通过螺纹连接，因而当铜钨合金块用至不能再铣削加工成电极时，这种连接方式有利于方便快速地更换新的铜钨合金块。

4.实验表明，与采用现有的大、小缘板封严槽活动加工电极相比，同样是加工多联导向叶片的大、小缘板的盆、背径向面上封严槽，采用本发明所述组合加工式电极加工，封严槽的加工合格率提高了60％以上，加工成本降低了30％以上，加工周期缩短了50％以上，并且每一组第一电极和第二电极平均可加工8～10件多联导向叶片。

附图说明

图1是本发明所述用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极的结构示意图；

图2是图1的A向视图；

图3是实施例3中待加工封严槽的多联导向叶片的结构示意图；

图4是实施例3中多联导向叶片大缘板盆径向面和背径向面上的封严槽的结构示意图；

图5是实施例3中多联导向叶片小缘板盆径向面和背径向面上的封严槽的结构示意图；

图6是图4的K1-K1视图以及图5的K2-K2视图；

图中，1—电极底座、2—夹头、2-1—主轴连接部、2-2—底座连接部、3—第一铜钨合金块、4—第二铜钨合金块、5—第一电极、6—第二电极、7—检验孔、8—定位销、9—螺钉、10—大缘板盆径向面、11—小缘板盆径向面、12—大缘板背径向面、13—小缘板背径向面、14—大缘板盆径向面和背径向面上的封严槽、15—小缘板盆径向面和背径向面上的封严槽。

具体实施方式

下面通过实施例对本发明进行具体描述，有必要在此指出的是，实施例只用于对本发明作进一步的说明，不能理解为对本发明保护范围的限制，该领域的技术人员可以根据本发明的内容作出一些非本质的改进和调整进行具体实施，但这样的具体实施应仍属于本发明的保护范围。

实施例1

本实施例中，用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极的结构示意图如图1所示，图1的A向视图如图2所示，该组合加工式电极包括电极底座1、夹头2、第一铜钨合金块3、第二铜钨合金块4、用于加工大缘板封严槽的第一电极5和用于加工小缘板封严槽的第二电极6，

第一电极5位于第一铜钨合金块3的端部并与第一铜钨合金块为一体化结构，第二电极6位于第二铜钨合金块4的端部并与第二铜钨合金块为一体化结构，第一铜钨合金块和第二铜钨合金块上均设置有定位销孔和螺纹孔，第一铜钨合金块和第二铜钨合金块通过定位销8定位后由螺钉9固定在电极底座1底面的两端，电极底座的两端还设有检验孔7，第一电极5和第二电极6的形状、位置分别与导向叶片大缘板和小缘板上待加工封严槽的形状一致、位置相匹配，第一电极和第二电极是在第一铜钨合金块和第二合金块固定在电极底座上之后通过数控铣床对第一铜钨合金块和第二铜钨合金块铣削加工成型；第一铜钨合金块4和第二铜钨合金块5的厚度均为35mm，第一铜钨合金块4和第二铜钨合金块5的含铜量均为10wt％。

所述夹头2包括形状与电火花加工机床的主轴头相匹配的主轴连接部2-1和带螺纹孔的底座连接部2-1，主轴连接部2-1穿过电极底座上设置的夹头安装通孔且底座连接部2-1通过螺钉9固定在电极底座上。

实施例2

本实施例中，用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极的结构示意图如图1所示，图1的A向视图如图2所示，该组合加工式电极包括电极底座1、夹头2、第一铜钨合金块3、第二铜钨合金块4、用于加工大缘板封严槽的第一电极5和用于加工小缘板封严槽的第二电极6，

第一电极5位于第一铜钨合金块3的端部并与第一铜钨合金块为一体化结构，第二电极6位于第二铜钨合金块4的端部并与第二铜钨合金块为一体化结构，第一铜钨合金块和第二铜钨合金块上均设置有定位销孔和螺纹孔，第一铜钨合金块和第二铜钨合金块通过定位销8定位后由螺钉9固定在电极底座1底面的两端，电极底座的两端还设有检验孔7，第一电极5和第二电极6的形状、位置分别与导向叶片大缘板和小缘板上待加工封严槽的形状一致、位置相匹配，第一电极和第二电极是在第一铜钨合金块和第二合金块固定在电极底座上之后通过数控铣床对第一铜钨合金块和第二铜钨合金块铣削加工成型；第一铜钨合金块4和第二铜钨合金块5的厚度均为45mm，第一铜钨合金块4和第二铜钨合金块5的含铜量均为50wt％。

所述夹头2包括形状与电火花加工机床的主轴头相匹配的主轴连接部2-1和带螺纹孔的底座连接部2-1，主轴连接部2-1穿过电极底座上设置的夹头安装通孔且底座连接部2-1通过螺钉9固定在电极底座上。

实施例3

本实施例中，提供本发明所述组合加工式电极的使用方法，采用实施例1或实施例2提供的组合加工式电极加工如图3所示的航空发动机动力涡轮多联导向叶片的大缘板盆径向面10、小缘板盆径向面11，大缘板背径向面12、小缘板背径向面13上的四个封严槽，其中，多联导向叶片的大缘板盆径向面和背径向面上的封严槽14的结构示意图如图4所示，多联导向叶片的小缘板盆径向面和背径向面上的封严槽15的结构示意图如图5所示，图6是图4的K1-K1视图以及图5的K2-K2视图，多联导向叶片由高温合金K438制作，上述封严槽的加工要求为：槽宽0.8±0.1mm、槽深4±0.2mm，位置度公差操作如下：

(1)加工多联导向叶片的大缘板盆径向面10和小缘板盆径向面11上的封严槽：将导向叶片置于封严槽加工用夹具中，保证定位可靠后，用压板将导向叶片压紧，将固定好导向叶片的夹具固定在电火花加工机床的工作台面上，将组合加工式电极通过底座上的夹头固定在电火花加工机床的主轴上，使第一电极和第二电极分别对准导向叶片大缘板盆径向面和小缘板盆径向面上的待加工部位，电火花加工采用脉冲电源，调整好电火花加工的电压、电流以及放电间隙，并使电极与待加工部位之间充满电火花加工液，启动电火花加工机床，使组合加工式电极相对封严槽深度方向按设定的给进速度对导向叶片大缘板盆径向面和小缘板盆径向面上的待加工部位进行电火花加工，该径向面上的封严槽加工完成后，将导向叶片从夹具中取出，用封严槽专用测具进行检测，结果表明封严槽的加工精度和位置度以及表面质量均符合要求。

(2)加工多联导向叶片的大缘板背径向面12和小缘板背径向面13上的封严槽：将步骤(1)加工完毕的导向叶片置于封严槽加工用夹具中，保证定位可靠后，用压板将导向叶片压紧，将固定好导向叶片的夹具固定在电火花加工机床的工作台面上，将组合加工式电极通过底座上的夹头固定在电火花加工机床的主轴上，使第一电极和第二电极分别对准导向叶片大缘板背径向面和小缘板背径向面上的待加工部位，电火花加工采用脉冲电源，调整好电火花加工的电压、电流以及放电间隙，并使电极与待加工部位之间充满电火花加工液，启动电火花加工机床，使组合加工式电极相对封严槽深度方向按设定的给进速度对导向叶片大缘板背径向面和小缘板背径向面上的待加工部位进行电火花加工，该径向面上的封严槽加工完成后，将导向叶片从夹具中取出，用封严槽专用测具进行检测，结果表明封严槽的加工精度和位置度以及表面质量均符合要求。

在对封严槽进行加工的过程中，当第一电极和第二电极损耗后，将损耗后的第一电极和第二电极铣掉，采用数控铣床以铣削加工的方式将固定在电极底座上的铜钨合金重新加工成电极后继续进行封严槽的加工，当第一铜钨合金块和第二铜钨合金块用至不能铣削成第一电极和第二电极后，将电极底座上的第一铜钨合金块和第二铜钨合金块更换成新的并重新铣削加工第一电极和第二电极即可。

与采用现有的大、小缘板封严槽活动加工电极相比，同样是加工上述多联导向叶片的封严槽，封严槽的加工合格率提高了60％以上，每一组第一电极和第二电极平均可加工8～10件多联导向叶片，加工成本降低了30％以上，加工周期缩短了50％以上。

Claims (10)

1.用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极，包括电极和电极底座(1)，其特征在于还包括夹头(2)、第一铜钨合金块(3)、第二铜钨合金块(4)、用于加工大缘板封严槽的第一电极(5)和用于加工小缘板封严槽的第二电极(6)，

第一电极(5)位于第一铜钨合金块(3)的端部并与第一铜钨合金块为一体化结构，第二电极(6)位于第二铜钨合金块(4)的端部并与第二铜钨合金块为一体化结构，第一铜钨合金块和第二铜钨合金块分别固定在电极底座底面的两端，第一电极(5)和第二电极(6)的形状、位置分别与导向叶片大缘板和小缘板上待加工封严槽的形状一致、位置相匹配，第一电极和第二电极是在第一铜钨合金块和第二合金块固定在电极底座上之后通过对第一铜钨合金块和第二铜钨合金块铣削加工成型；

所述夹头(2)包括形状与电火花加工机床的主轴头相匹配的主轴连接部(2-1)和带螺纹孔的底座连接部(2-2)，主轴连接部(2-1)穿过电极底座上设置的夹头安装通孔且底座连接部(2-2)与电极底座螺纹连接。

2.根据权利要求1所述用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极，其特征在于电极底座的两端设有检验孔(7)。

3.根据权利要求1所述用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极，其特征在于第一铜钨合金块和第二铜钨合金块上均设有定位销孔和螺纹孔，第一铜钨合金块和第二铜钨合金块通过定位销(8)定位后与电极底座通过螺纹连接。

4.根据权利要求1或2或3所述用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极，其特征在于所述第一铜钨合金块(4)和第二铜钨合金块(5)的厚度为35～45mm。

5.根据权利要求1或2或3所述用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极，其特征在于第一电极和第二电极是在第一铜钨合金块和第二合金块固定在电极底座上之后通过数控铣床对第一铜钨合金块和第二铜钨合金块铣削加工成型。

6.根据权利要求4所述用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极，其特征在于第一电极和第二电极是在第一铜钨合金块和第二合金块固定在电极底座上之后通过数控铣床对第一铜钨合金块和第二铜钨合金块铣削加工成型。

7.根据权利要求1或2或3所述用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极，其特征在于所述第一铜钨合金块(4)和第二铜钨合金块(5)的含铜量均为10％～50％。

8.根据权利要求4所述用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极，其特征在于所述第一铜钨合金块(4)和第二铜钨合金块(5)的含铜量均为10％～50％。

9.根据权利要求5所述用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极，其特征在于所述第一铜钨合金块(4)和第二铜钨合金块(5)的含铜量均为10％～50％。

10.根据权利要求6所述用于加工航空发动机导向叶片封严槽的组合加工式电极，其特征在于所述第一铜钨合金块(4)和第二铜钨合金块(5)的含铜量均为10％～50％。