CN110465687A - 一种航空发动机整体叶片加工方法 - Google Patents

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Abstract

一种航空发动机整体叶片加工方法，针对整体圆盘上均匀分布叶片的结构，在多轴铣加工中心设置加工参数，先按顺序加工整体圆盘上所有奇数分布的叶片间隙，所有奇数个叶片间隙完成后，在包裹模具中对所有奇数个叶片间隙填热熔蜡，热熔蜡凝固后，在多轴铣加工中心按顺序加工整体圆盘上所有偶数分布叶片间隙。整个叶片间隙为偶数，则一圈叶片也为偶数，则先按顺序加工整体圆盘上所有奇数分布的叶片间隙，所有奇数个叶片间隙完成后，在包裹模具中对所有奇数个叶片间隙填热熔蜡，热熔蜡凝固后，在多轴铣加工中心按顺序加工整体圆盘上所有偶数分布叶片间隙，这样可以完成整个叶片的加工。

Description

一种航空发动机整体叶片加工方法
技术领域
本发明涉及整体叶片机械加工技术领域，特别是涉及一种动与静整体叶片的加工与加工防护方法。
背景技术
在增大推力和降低耗油率的需求驱使下，商用航空发动机的风扇直径有不断增大的趋势。设计经验表明，对于直径不超过1.6m的风扇，采用实心叶片时只需对轮盘进行适当加强即可满足设计要求(典型如CFM56-7采用24片实心风扇叶片)。但随着风扇直径的进一步加大，采用实心叶片会导致轮盘重量变得难以接受，虽然空心风扇叶片的研究取得进展，其中罗罗公司在该方面取得最为显著的成就，在其产品RB211-535E4、RB211-524G/H，以及波音777和A330飞机配装的特朗特(Trent)系列发动机上均采用了具有空心结构的风扇叶片。
直径不超过1.2m的涡扇航空发动机采用整体叶片有其自己的优势：如果采用分体式叶片，为了保证叶片安装在轮盘上的连接结构要求很高精度，需要有高精度的连接结构件，如凹槽、和匹配的凸块分别安装在叶片根和轮盘(轴套)上；采用焊接虽然质量轻，但如果采用有特定弧度以及变截面形状的叶片时，要求的焊接精度特别高，这是现有的安装模具难以达到的。而且焊接处易发生破坏的技术问题。
由于风扇叶的结构复杂，通道开敞性差，加工精度要求高，风扇的叶片型面为确定的空间自由曲面，导致对其制造技术要求极高，而且其工作条件多为高温、高压、高转速、气流交变等恶劣环境，故整体叶盘广泛采用钛合金、高温合金等高性能金属材料和钛基、钛铝化合物等先进复合材料，材料的可加工性差，也使整体叶盘的综合制造工艺技术成为世界性难题。相对而言，涡扇式航空发动机采用整体叶片还有具有相当的意义。
CN201711220049.8公开的涡轮叶片的切削加工的方法；在多轴机床上进行涡轮叶片的切削加工的方法中，将涡轮叶片由可旋转的叶片根部夹紧装置和可旋转的叶片梢部夹紧装置(2)保持，并利用在工具主轴中卡紧的工具进行加工。首先由工具加工与叶片梢部相邻的第一轮廓区段，然后取下工具。工具主轴然后抓紧已经水平的附加夹紧，该附加夹紧装置具有适应第一轮廓区段的夹爪。将附加夹紧装置以夹爪安置在第一轮廓区段中的方式定位在叶片梢部夹紧装置上。
在动与静叶片的内腔结构上，在推比较大的及以上发动机的高压涡轮叶片设计中，考虑到发动机的整体质能比的要求，要在最轻质量的制备出具有最高发动机功率(推力)输出的发动机，多级整体叶片(包括动叶片和静叶片)采用薄片结构，且每支叶片具有特定的螺旋弧度，形状复杂，形状的一致性要求极高，极高的加工精度上质量和效率需要采用多轴加工中心(铣床)铣削加工，但是每支叶片的厚度只有1毫米略多的尺寸，需要考虑铣削时加工刀具切削时的变形，尤其是某支叶片完成一个面后，铣削某支叶片的另一个面时，应力问题不能得到很好的解决，采用普通填蜡蜡模工艺并不能很好解决，逐孔填蜡会大大影响加工的效率。如图1所示叶片。
如CN108015224 A本发明公开了一种空心叶片蜡模压制方法，用于成型空心叶片蜡模型腔的陶瓷型芯具有多根薄壁细长的陶芯段，多根陶芯段依次间隔设置，以下步骤：在相邻陶芯段之间充填蜡或胶以使多根陶芯段连接成整体；在陶瓷型芯的空槽处、陶芯段与陶瓷型芯的陶芯主体连接处包蜡片；在陶瓷型芯的表面贴芯撑；将完成上述处理的陶瓷型芯放入空心叶片蜡模模具的模腔中压制蜡模。本发明的蜡模压制方法中，通过在相邻陶芯段之间填蜡或胶处理，以使多根陶芯段连接成整体，从而增强薄壁细长陶芯段的整体强度。
CN 109693006 A一种叶片气膜冷却孔加工的内腔防护方法，该方法包括：检测叶片壁厚，基于双层壁结构叶片的结构设计，采用超声检测，测量叶片每个截面点的壁厚值，得到叶片各个截面处的双层壁内腔间隙值；预填充烃类化合物，选用半熔融状态下的相对熔点较高的烃类化合物作为填充材料，根据双层壁结构特点，对叶片内腔两端开放区域处进行填充，形成类似于围墙的防护作用；二次填充石蜡，待预填充的烃类化合物固化后，选用全熔状态下的石蜡作为填充材料，对双层壁内腔间隙进行完全填充，由于前述预填充的烃类化合物阻碍作用，此时填充的石蜡向非填充区域流动，使其能在待填充区域充分扩散后完成固化填充；因此，针对双层壁狭小内腔结构叶片，发明人提供了一种叶片气膜冷却孔加工的内腔防护方法。
发明内容
本发明目的是，针对现有加工整体叶片、尤其是整体式薄型叶片的加工技术方法存在的不足，发明提供了一种叶片的高效与高精度的加工的变形防护方法，同时设置更易施用与清除且具有更高强度的填蜡，解决机械加工中心(铣加工)高效加工叶片的问题。
本发明的技术方案是，一种航空发动机整体叶片加工方法，针对整体圆盘上均匀分布叶片的结构，在多轴铣加工中心设置加工参数，先按顺序加工整体圆盘上所有奇数分布的叶片间隙，所有奇数个叶片间隙完成后，在包裹模具中对所有奇数个叶片间隙填热熔蜡，热熔蜡凝固后，在多轴铣加工中心按顺序加工整体圆盘上所有偶数分布叶片间隙。设置加工参数时并非按序逐个加工每个叶片(依次铣刀加工进入1、2、3、4、5、6…个间隙)，铣刀会不断碰到(几乎已经成型完成的)单片薄型叶片的背面产生应力(或逐片间隙不断采用填热熔蜡、等热熔蜡凝固后加工，避免近乎成型的薄型单片叶片的背面产生应力)；本发明避免单片叶片的背面产生应力。
本发明的实施例提出了设置加工参数也比较容易，与原来加工工艺设置比较，可以理解成只要双倍跨度的叶片加工就可以完成整个叶片的加工，加工出符合设计要求的整体叶片。
进一步地，所述填充热熔蜡的方法中，采用58-64度石蜡与聚乙烯醇复合材料作为热熔蜡(17-99聚乙烯醇)，石蜡与聚乙烯醇的重量比为8-12：1。
整体叶盘叶型主要开槽加工的材料为难切削材料，叶盘毛坯的绝大多数材料需在开槽阶段去除，切削量大。传统上叶盘开槽加工中采用插铣加工，刀具沿机床主轴方向作进给运动，利用刀具底部的切削刃进行钻、铣组合切削，插铣切削力小，减小了刀具和工件的变形，从而有效避免了机床-刀具系统的振动，使切削过程平稳。可采用采用侧铣与插铣高效铣加工(数控多轴铣)可大幅度提高刀具耐用度、减少开槽时间、降低加工成本。
与本发明配合的加工误差补偿技术还包括：叶型在加工过程中，在切削力作用下，叶型及刀具均发生变形，刀具触点处实际切削量小于数控加工程序给定的切削量，使一部分预期切削的材料仍然残留在被加工叶型上，造成叶型尺寸、形状和位置超差。加工误差补偿技术就是在整体叶盘叶型加工前，首先选定整体叶盘上的部分叶型，按照理论模型进行加工，采用三坐标测量机对加工完成的叶型进行测量，通过分析测量数据得出叶型的变形误差规律，再根据叶型的变形情况对原理论模型进行修改，即对加工的叶型模型进行反变形建模，然后以反变形设计模型为基准重新进行NC程序编写和加工。但本发明可以将所有的误差消除到最小。
有益效果：本发明克服现有技术的不足，充分发挥多轴加工设备的加工精度，多轴加工设备的进刀与进度快且效率高，精度高。采用本发明的填充热熔蜡，热熔蜡有一定粘性和相当高的强度，固定加工叶片的效果好，在第二次偶数叶片加工时整体性好，无需逐片间隙，固定强度好，热熔蜡在填充过程中，该烃类化合物呈熔融状态，对叶片的第一次的均匀间隙进行填充，待其完全固化后，进行第二次铣削。热熔蜡在填充过程中，整体叶片的工件是不用取出，仍在加工中心的夹具位置，而且只要在工件上设有底托和围环后即可将熔融热熔蜡填充。而第二轮开动加工中心时加工参数仍是连续的，能够保证加工的精度，石蜡与聚乙烯醇复合材料作为热熔蜡的硬度超过普通石蜡，可能保证第二轮开动加工中心时加工时无薄片的应力，对冷却液不溶解，在清洗时能去除残留。完成后在100度以下烘箱中脱除热熔蜡。熔融状态下的石蜡中，使液态的石蜡完全充满叶片内腔，精度好、整体加工只多一道热熔蜡的充填，而不影响加工效率。本发明的加工精度远超过现有技术。对奇数个间隙的效果也很好，只要对一支叶片的一个面的双面加工且降低进度(降低进刀量)即可，基本不影响整体叶片的进度。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是整体叶片结构示意图。
具体实施方式
以下实施例的详细描述和附图用于示例性地说明本发明的原理，但不能用来限制本发明的范围，即本发明不限于所描述的实施例。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。下面将参照附图并结合实施例来详细说明本申请。
整体叶盘是为了满足高性能航空发动机而设计的新型整体结构件，结构模型如图1所示，其将发动机转子叶片和轮盘设计成一个整体，省去了传统连接中的榫头、榫槽，避免了分体结构榫齿根部缝隙中气体的气流损失，减少了结构重量及零件数量，使发动机转子结构大为简化，因其对提高发动机的推重比和可靠性起着至关重要的作用，未来将在各国航空发动机上得到广泛应用。
如图1的整体叶片包括动叶片，动叶片1的中央往往设有圆环轴5支承装置，圆环轴支承装置外径圆周上均匀分布扇叶型叶片；静叶片的结构往往是叶片布置在外环，叶片的承温能力高，一般采用耐温合金甚至单晶耐温合金，航空发动机高压涡轮叶片往往有此结构。扇叶型叶片的动平衡要求极高，而且叶片极薄，的叶片形状可以通过多轴铣机械加工完成。但要避免在高速铣削加工时铣刀会不断碰到(几乎已经成型完成的)单片薄型叶片的背面产生铣刀加工应力导致的变形。
整体叶盘工艺路线工序：A10毛坯检验，采用锻件，尺寸要大于整体叶盘的坯料；A20粗车外形；A30去应力热处理；A40粗车小端端面、内孔；A50粗车大端端面、外圆及内孔；A60钻、镗定位孔；A70粗铣叶型及流道；A80半精车大端端面、内孔；A90半精车小端端面、内孔；A100扩、镗定位孔；A110半精铣叶型及流道；A120精车大端端面、外圆及内孔；A130精车小端端面、内孔；A140扩、镗定位孔；A150精铣叶型及流道；A160抽检叶型及流道；A170抛光；A180检测叶型及流道；A190钻端面孔、铣排油槽；A200静平衡；A210最终检验。
实施例1：航空发动机整体叶片加工方法，针对整体圆盘上均匀分布叶片的结构，第1与第2个叶片间隙之间形成第一支叶片；在多轴铣加工中心设置形状(设置主轴固定工件角度与旋转、刀具的选择、进刀的角度、刀具进动与运动的角度)和进刀的速度加工参数，如果整个叶片间隙(刀具切削成间隙从而成型叶片)为偶数，则一圈叶片也为偶数，则先按顺序加工整体圆盘上所有奇数(或偶数亦可，主要指隔一个间隙加工下一个间隙，主轴固定工件角度只要偏转一倍的角度加工整体叶片的下一个)分布的叶片间隙，所有奇数个叶片间隙完成后，在包裹模具中对所有奇数个叶片间隙填热熔蜡，热熔蜡凝固后，在多轴铣加工中心按顺序加工整体圆盘上所有偶数分布叶片间隙，这样可以完成整个叶片的加工。本申请人已经完成36、48片整体叶片的加工。
实施例2：如果整个叶片间隙(刀具切削成间隙从而成型叶片)为奇数N，则一圈叶片也为奇数：则先按顺序加工整体圆盘上所有奇数(或偶数亦可，主要指隔一个间隙加工下一个间隙，主轴固定工件角度只要偏转一倍的角度加工整体叶片的下一个)分布的叶片间隙，所有奇数个叶片间隙完成后，在包裹模具中对所有奇数个叶片间隙填热熔蜡。按序加工时其中最后一个奇数叶片间隙为征第N个间隙，第N个间隙与第1个间隙是相邻的而不是隔一个间隙，第N个间隙与第1个间隙是相邻处会成型一支叶片，第N个间隙加工时成型铣刀会产生单片薄型叶片的背面产生应力，此时采用慢进刀方式(比正常进刀速度慢30-60％)方式成型第N个间隙与第1个间隙间相邻的叶片。在包裹模具中对所有奇数个叶片间隙填热熔蜡，热熔蜡凝固后，进刀速度调整为正常模式，在多轴铣加工中心按顺序加工整体圆盘上所有偶数分布叶片间隙，这样可以完成整个叶片的加工。热熔蜡凝固后，在多轴铣加工中心按顺序加工整体圆盘上所有偶数分布叶片间隙，这样可以完成整个叶片的加工。实施例3：包裹模具指圆形或环形底板，直径略大于整体叶片的直径，环形底板垂直环包裹整体叶片的外环，被加工好的奇数间隙填充热熔蜡，本发明采用的58、60、64或62号石蜡本身的熔点(玻璃化温度达到60-65℃)，在此石蜡中添加PVA，质量为石蜡的20％-40％均可，在100-110℃烘箱中熔融浇注到包裹模具。工件全部铣加工完成后，在100-110℃烘箱中熔融脱除奇数间隙填充热熔蜡。采用本发明的填充热熔蜡，热熔蜡有一定粘性和相当高的强度，固定加工叶片的效果好，在第二次偶数叶片加工时整体性好，无需逐片间隙，固定强度好，聚乙烯醇型号为17-99。本发明的实施例提出了设置加工参数也比较容易，与原来加工工艺设置比较，可以理解成只要双倍跨度的叶片加工就可以完成整个叶片的加工，加工出符合设计要求的整体叶片。本发明的航空发动机整体叶片加工方法，针对整体圆盘上均匀分布叶片的结构，在多轴铣加工中心设置加工参数，先按顺序加工整体圆盘上所有奇数分布的叶片间隙，所有奇数个叶片间隙完成后，在包裹模具中对所有奇数个叶片间隙填热熔蜡，热熔蜡凝固后，在多轴铣加工中心按顺序加工整体圆盘上所有偶数分布叶片间隙。设置加工参数时并非按序逐个加工每个叶片(依次铣刀加工进入1、2、3、4、5、6…个间隙)，铣刀会不断碰到单片薄型叶片的背面产生应力(或逐片间隙不断采用填热熔蜡、等热熔蜡凝固后加工，避免单片叶片的背面产生应力)；本发明避免单片叶片的背面产生应力。
本发明的实施例提出了设置加工参数也比较容易，与原来加工工艺设置比较，可以理解成只要双倍跨度的叶片加工就可以完成整个叶片的加工，加工出符合设计要求的整体叶片。
进一步地，所述填充热熔蜡的方法中，采用58-64度石蜡与聚乙烯醇复合材料作为热熔蜡(17-99)，石蜡与聚乙烯醇的重量比为8：1或10：1或16：1均可。
以上所述仅为本申请的实施例而已，本发明并不局限于上文所描述并在图中示出的特定步骤和结构。并且，为了简明起见，这里省略对已知方法技术的详细描述。在不脱离本发明的范围的情况下对于本领域技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的权利要求范围内。

Claims (4)

1.一种航空发动机整体叶片加工方法，其特征是，针对整体圆盘上均匀分布叶片的结构，在多轴铣加工中心设置加工参数，先按顺序加工整体圆盘上所有奇数分布的叶片间隙，所有奇数个叶片间隙完成后，在包裹模具中对所有奇数个叶片间隙填热熔蜡，热熔蜡凝固后，在多轴铣加工中心按顺序加工整体圆盘上所有偶数分布叶片间隙。
2.根据权利要求1所述的航空发动机整体叶片加工方法，其特征是，整个叶片间隙为偶数，则一圈叶片也为偶数，则先按顺序加工整体圆盘上所有奇数分布的叶片间隙，所有奇数个叶片间隙完成后，在包裹模具中对所有奇数个叶片间隙填热熔蜡，热熔蜡凝固后，在多轴铣加工中心按顺序加工整体圆盘上所有偶数分布叶片间隙，这样可以完成整个叶片的加工。
3.根据权利要求1所述的航空发动机整体叶片加工方法，其特征是，整个叶片间隙为奇数N，则一圈叶片也为奇数：则先按顺序加工整体圆盘上所有奇数分布的叶片间隙，所有奇数个叶片间隙完成后，在包裹模具中对所有奇数个叶片间隙填热熔蜡。按序加工时其中最后一个奇数叶片间隙为征第N个间隙，第N个间隙与第1个间隙是相邻的而不是隔一个间隙，第N个间隙与第1个间隙是相邻处会成型一支叶片，第N个间隙加工时成型铣刀会产生单片薄型叶片的背面产生应力，此时采用慢进刀方式，比正常进刀速度慢30-60％方式成型第N个间隙与第1个间隙间相邻的叶片；在包裹模具中对所有奇数个叶片间隙填热熔蜡，热熔蜡凝固后，进刀速度调整为正常模式，在多轴铣加工中心按顺序加工整体圆盘上所有偶数分布叶片间隙，这样可以完成整个叶片的加工。
4.根据权利要求1-3之一所述的航空发动机整体叶片加工方法，其特征是，包裹模具指圆形或环形底板，直径略大于整体叶片的直径，环形底板垂直环包裹整体叶片的外环，被加工好的奇数间隙填充热熔蜡，填充热熔蜡采用的58、60、64或62号石蜡，在此石蜡中添加PVA17-99，采用58-64度石蜡与聚乙烯醇复合材料作为热熔蜡，石蜡与聚乙烯醇的重量比为8-16：1。
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