CN105436819B - 航空发动机风扇叶片金属加强边的加工方法 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机风扇叶片金属加强边的加工方法，其可以使加强边一体成型。该加工方法包括在激光直接熔化制造系统中执行的以下步骤：将金属加强边的连续的三维数字模型离散成具有一定层厚及顺序的分层切片；提取每一层切片所产生的轮廓并根据切片轮廓设计激光器扫描路径、激光扫描速度、激光强度，并转换成相应的计算机控制程序；将激光溶化沉积腔抽真空，并充入一定压力的惰性保护气体，防止粉末熔化时被氧化；计算机控制送粉系统向工作台上的基板喷粉，同时激光器溶化喷洒出来的粉末；在逐层熔覆堆积过程中分段增加支撑架，用以增加逐渐成型的形状对应部位的刚度，从而保证三维数字模型所设计的形状的顶部成型，减小其变形。

Description

航空发动机风扇叶片金属加强边的加工方法

技术领域

本发明涉及航空发动机风扇叶片金属加强边的加工方法。

背景技术

复合材料风扇叶片作为商用航空发动机的关键部件之一，有效地降低了航空发动机的重量，满足了新一代商用航空发动机“低噪声、低污染、低成本”的要求，提高了发动机市场竞争力。但由于碳纤维复合材料本身抗鸟撞冲击、抗冲刷及腐蚀等能力较金属差，且在高速旋转过程中容易产生开裂分层，因此，复合材料风扇叶片均采用金属加强边，包括前缘加强边和尾缘加强边。

商用发动机复合材料风扇叶片尺寸大、截面叶型薄、叶型扭角大、叶型型面复杂，且风扇叶片使用条件较苛刻，振动疲劳特性、抗鸟撞冲击性能等要求高，金属加强边的结构较一般零件特殊，主要表现在：

1)、金属加强边长度大；

2)、金属加强边横截面为“V”型，而“V”型槽深宽比大且槽的两翼薄，“V”型槽开口窄，金属加强边整体及局部刚度较弱；

3)、金属加强边作为风扇叶片叶型的一部分，加强边尺寸公差、形位公差、表面粗糙度等要求高。

由于金属加强边具有长度长、整体及局部刚度差、尺寸精度要求高等特点，采用传统的纯机械加工方法存在“V”型槽加工难度大、周期长、加强边整体变形大等问题；采用超塑成型/扩散连接方法加工，由于至少经历两次热循环，同样存在整体变形控制难度大的问题。

中国专利文献CN102686356A记载一种“制造用于涡轮引擎叶片的金属加固件方法”，其首先获得加固件的不同区段，不同区段通过激光熔合工艺而分别制造，通过重新结合多个区段来制造金属加固件使得可避免从单件平棒合成一零件的制造相联系的偏差，特别是避免小厚度的侧部的扭曲。

分段性加强边在焊缝处其刚度、强度不连续，对其性能造成一定的影响，因此期望一种可以一体成型的方法来加工叶片金属加强边。

发明内容

本发明的目的在于提供一种商用航空发动机风扇叶片金属加强边的加工方法，其可以使加强边一体成型。

为实现所述目的的航空发动机风扇叶片金属加强边的加工方法，其特点是该加工方法包括执行激光直接熔化制造工艺，在该工艺中，逐层熔覆堆积材料直到形成三维数字模型所设计的形状，在逐层熔覆堆积过程中分段增加支撑架，用以增加逐渐成型的形状对应部位的刚度，从而保证三维数字模型所设计的形状的顶部成型，减小其变形；该加工方法还包括以下步骤：

对在激光直接熔化制造系统中成型的零件V形槽的内、外表面去余量材料和抛光。

所述的加工方法，其进一步的特点是为了增强所述零件的整体刚度，所述去余量材料是通过机械加工步骤执行，该机械加工步骤包括将所述零件整体套入凹模中，然后将整个装有该零件的凹模安装在机床上并对其内腔进行铣削，该机械加工步骤还包括将所述零件安装在凸模上，将装有整个零件的凸模安装在机床上并对所述零件的外表面进行铣削。

所述的加工方法，其进一步的特点是为了增强所述零件的整体刚度，所述抛光包括将所述零件放置于凹模上，对所述零件的内腔进行抛光，以及将所述零件放置于凸模上，对所述零件的外表面进行抛光。

所述的加工方法，其进一步的特点是在激光直接熔化制造工艺中，金属加强边的连续的三维数字模型离散成具有一定层厚及顺序的分层切片，所述离散成是沿叶高方向对所述模型进行切片处理。

所述的加工方法，其进一步的特点是用磨粒流对所述零件的内腔进行抛光处理。

本发明的方法可以一体形成金属加强边的近终成形，然后在通过机加工和抛光实现最终成形，由于加强边是一体成形件，因此容易满足尺寸公差、形位公差、表面粗糙度等各方面的较高要求，便于与复合材料风扇叶片的装配及胶接。

附图说明

本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1为带有金属加强边的航空发动机风扇叶片的主视图。

图2为图1中前缘金属加强边和尾缘金属加强边的立体图。

图3为图1中前缘金属加强边的横截面视图。

图4为激光直接熔化制造((Laser Melting Deposition,LMD))系统的示意图。

图5为LMD快速成型的原理图。

图6为激光直接熔化制造成型过程中防止成型零件变形的原理图。

图7为防止成型零件在内腔机加工过程中变形的原理图。

图8为防止成型零件在外表面加工过程中变形的原理图。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。

需要注意的是，附图1至图8的相关部分均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本发明实际要求的保护范围构成限制。

如图1所示，风扇叶片1可以是涡扇发动机的前置风扇的叶片，其具有前缘(图中左侧)和后缘(图中右侧)，还具有末端1B和基端1A，叶片用于产生空气动力的表面从前缘延伸到后缘，或者从基端1A延伸到末端1B，叶片1为一具有复杂形状的曲面片体，相应地，在叶片前缘粘接的前缘金属加强边2A、后缘金属加强边2B如图2也为弯曲走向的复杂形状。在后面的描述中，对前缘金属加强边2A的说明也实质上适合于后缘金属加强边2B，因此，在没有特别说明的情况下，对后缘金属加强边2B可以作同样的理解。

金属加强边2A的长度较长，例如为600mm到1000mm，如图3所示，其与叶片1的前缘形状一样，截面形状的内、外侧均成V形，加强边2A具有V形的基部21，以及沿叶片1的前缘的两侧表面贴合延伸的延伸部22B、22A，延伸部22B、22A形成底部位于基部21上的V形槽，槽深宽比大，且槽的两延伸部22B、22A薄，例如为0.2mm到1.5mm，从图中可以看出，V形槽的开口窄，且槽较深，这对纯机械加工方法来说是一项巨大的挑战，即便通过激光熔合工艺，如中国专利文献CN102686356A记载的，一般也是通过分段加工再结合的方式来制造。

为了便于后期金属加强边与复合材料风扇叶片的装配及胶接，满足加强边具有很高的尺寸公差、形位公差、表面粗糙度的要求，后面将详细说明金属加强边2A的加工方法。

该加工方法大致包括在激光直接熔化制造系统中执行的步骤，以得到直接实现加强边2A的少无余量近净成形，还包括后继的机加工去余量步骤和/或抛光等表面处理步骤。

如图4所示，激光直接熔化制造系统包括激光器以及激光制冷机组、激光加工机床、工艺监控系统等，激光加工机床包括激光光路系统、粉末送料系统以及激光熔化沉积腔等，如图5所示，在激光直接熔化制造系统中执行的以下步骤：

在工作站构建金属加强板2A的三维数字模型，其可以在常规的计算机辅助设计软件中构建，将金属加强边2A的连续的三维数字模型离散成具有一定层厚及顺序的分层切片。切边计算较佳地是沿叶片高度方向对金属加强边模型进行切片处理，如图1所示，是沿叶片1的基端1A到末端1B的高度方向进行切片处理，切片厚度可以但不限于是10微米-500微米。随后，提取每一层切片所产生的轮廓并根据切片轮廓设计激光器扫描路径、激光扫描速度、激光强度，并转换成相应的计算机控制程序。还可以在工作站进行激光扫描过程的过程模拟。

随后，将激光溶化沉积腔抽真空，并充入一定压力的惰性保护气体，防止粉末熔化时被氧化。惰性保护气体可以是氩气。计算机控制送粉系统向工作台上的基板喷粉，同时激光器在计算机指令控制下，按照先前设置的计算机控制程序即扫描程序进行扫描，在扫描过程溶化喷洒出来的粉末，熔覆生成与这一层形状、尺寸一致的熔覆层。

随后，激光阵镜、同轴送粉喷嘴等整体上移(或工作台下移)一个切片厚度并重复上述过程，逐层熔覆堆积直到形成三维模型所设计的形状，加工出所需的金属零件重复上述过程，逐层熔覆堆积直到加强边2A的少无余量近净成形。

如图6所示，在逐层熔覆堆积过程中分段增加支撑架，支撑架包括固定底座30，金属加强边2A(近净成形阶段)就是从固定底座30开始逐层熔覆堆积成型，支撑架还包括多个高度的支撑层31、32、33，在图6中以三层为例而示出，不过可以多于或少于三层，支撑层提供一个横向支撑面，与金属加强边2A的表面形状相接，二者贴合，从而提供一个稳定的横向支撑力，借此可以增加零件的局部刚度以及整体刚度，即便在成型过程中顶部也不存在变形的情况，从而能确保金属加强边2A的一体成型。支撑层31、32、33是在零件的成型过程中逐步施加的，支撑层31、32、33可以设置成可以移动或转动调节的。

由于利用LMD成型的金属加强边“V”型槽内、外型腔余量相对选择性激光熔化技术(Select Laser Melting，SLM)成型的零件来说较大，余量在1～10mm之间，因此需要进行去除。由于加强边整体刚度小，而切屑时由于受到刀具的切屑力作用，容易造成加强边整体或局部变形。为此，在整个数控加工过程中采用模具作为辅助工具，增加其刚度，控制其变形。

如图7所示首先加工金属加强边2A的内型腔，即V形槽内表面。将金属加强边2A整体套入凹模中，凹模4提供有型面与金属加强边一样的凹腔，金属加强边2A借助于压紧装置固定定位在凹模4中，然后将整个装有金属加强边2A的凹模4安装在数控机床上并对加强边内腔进行铣削。除了铣削外，还可以是其他机加工方法。

如图8所示，完成加强边2A的内腔铣削后，以内腔为基准并将其安装凸模5上，加强边2A在凸模5上的固定可以借助于压紧装置来实现。然后将装有整个金属加强边2A的凸模安装在数控机床上并对加强边外型进行数控铣削。

如上述机加工序一样，加强边2A的整个抛光工序都放置于凹模或凸模构成的模具中进行。抛光内腔时，将金属加强边2A放置于凹模上；抛光外型面时，将金属加强边2A放置于凸模上。整个抛光过程通过模具的辅助作用，增加金属加强边的整个刚度，从而防止加强边的变形。

对内腔的抛光可以通过磨粒流来处理。对内腔和外型面的去余量或抛光处理的顺序可以互换。

中国专利文献CN102686356A记载的分段性加强边在焊缝处其刚度、强度不连续，对其性能造成一定的影响，另外，分段性打印后焊接具有一定难度和复杂度(分段打印后通过模具进行配对，校准后焊接等)。而前述实施例整体性成型可以从根本上解决该问题，便于后期金属加强边与复合材料风扇叶片的装配及胶接，满足加强边具有很高的尺寸公差、形位公差、表面粗糙度等要求。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种航空发动机风扇叶片金属加强边的加工方法，其特征在于，

该加工方法包括执行激光直接熔化制造工艺，在该工艺中，逐层熔覆堆积材料直到形成三维数字模型所设计的形状，在逐层熔覆堆积过程中分段增加支撑架，所述支撑架包括固定底座和多个高度的支撑层，所述金属加强边从所述固定底座开始逐层熔覆堆积成型，所述支撑层在所述金属加强边的成型过程中逐步施加，用以增加逐渐成型的形状对应部位的刚度，从而保证三维数字模型所设计的形状的顶部成型，减小其变形；

该加工方法还包括以下步骤：

对在激光直接熔化制造系统中成型的零件V形槽的内、外表面去余量材料和抛光。

2.如权利要求1所述的加工方法，其特征在于为了增强所述零件的整体刚度，所述去余量材料是通过机械加工步骤执行，该机械加工步骤包括将所述零件整体套入凹模中，然后将整个装有该零件的凹模安装在机床上并对其内腔进行铣削，该机械加工步骤还包括将所述零件安装在凸模上，将装有整个零件的凸模安装在机床上并对所述零件的外表面进行铣削。

3.如权利要求2所述的加工方法，其特征在于为了增强所述零件的整体刚度，所述抛光包括将所述零件放置于凹模上，对所述零件的内腔进行抛光，以及将所述零件放置于凸模上，对所述零件的外表面进行抛光。

4.如权利要求1所述的加工方法，其特征在于在激光直接熔化制造工艺中，金属加强边的连续的三维数字模型离散成具有一定层厚及顺序的分层切片，所述离散成是沿叶高方向对所述模型进行切片处理。

5.如权利要求1所述的加工方法，其特征在于用磨粒流对所述零件的内腔进行抛光处理。