CN110524072A - 一种导向叶片气膜孔复合加工方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种导向叶片气膜孔复合加工方法，在待加工的高压涡轮导向叶片的表面及型腔中均涂抹防飞溅剂，干燥得到具有防飞溅涂层的高压涡轮导向叶片；待加工的气膜孔分别位于高压涡轮导向叶片的叶身和缘板上，叶身上待加工的气膜孔包括第一气膜孔和第二气膜孔；在叶片的型腔中放入防护板，采用电火花加工叶身上第一气膜孔和第二气膜孔，采用激光加工叶身上其余气膜孔以及缘板上的气膜孔，经过后处理完成高压涡轮导向叶片气膜孔激光‑电火花复合加工。本发明采用防护板进行防护，分部位加工，解决了空心叶片对壁击伤及金属飞溅物排屑问题，极大地提高了气膜孔孔径合格率及加工效率，防飞溅剂提高了零件表面质量完整性。

Description

一种导向叶片气膜孔复合加工方法

技术领域

本发明涉及航空发动机制造领域，具体为一种导向叶片气膜孔复合加工方法。

背景技术

随着航空发动机推力和推重比的不断提高，燃烧室出口的温度越来越高，从而导致发动机叶片的工作温度也不断升高。在航空发动机涡轮工作叶片、导向叶片上加工气膜冷却孔，是降低涡轮叶片表面温度，从而升高涡轮前温度、提高发动机推重比的有效途径。航空发动机涡轮冷却叶片表面分布有大量的气膜孔，用于对叶片进行冷却。这些气膜孔孔径一般在0.5～0.8mm，空间角度复杂，加工难度大。气膜孔的加工技术已成为涡轮冷却叶片制造的关键技术之一。

某型航空发动机高压涡轮导向叶片材料为Ni₃Al基IC10定向凝固高温合金，叶身和上、下缘板采用无余量一体铸造，结构复杂，在叶身和上、下缘板的曲面轮廓上分布着600多个孔径和空间角度各不相同的气膜孔，叶身进气边部位气膜孔十分密集，加工困难。同时，Ni₃Al基合金IC10材料其含铝量高达6.5～9.0％，铝金属对激光的吸收率较低，激光难于加工且产生的金属飞溅物容易黏附在零件表面，需采用机械打磨方法才能将零件表面的金属飞溅物去除，对零件表面质量造成损伤，影响到叶片使用安全可靠性。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术中存在的问题，提供一种导向叶片气膜孔复合加工方法，提高气膜孔孔径合格率及加工效率。

为了达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

包括以下步骤：

1)在待加工的高压涡轮导向叶片的表面及型腔中均涂抹防飞溅剂，干燥得到具有防飞溅涂层的高压涡轮导向叶片；

2)待加工的气膜孔分别位于高压涡轮导向叶片的叶身和缘板上，高压涡轮导向叶片的型腔中含有加强筋，叶身上待加工的气膜孔包括从加强筋根部穿过的第一气膜孔，以及和相邻气膜孔距离小于0.3mm的第二气膜孔；

在具有防飞溅涂层的高压涡轮导向叶片的型腔中放入防护板，采用电火花加工叶身上第一气膜孔和第二气膜孔，采用激光加工叶身上其余气膜孔以及缘板上的气膜孔，经过后处理完成高压涡轮导向叶片气膜孔激光-电火花复合加工。

进一步地，步骤1)中，防飞溅剂是六方氮化硼水基涂料。

进一步地，六方氮化硼水基涂料是在金属或塑料容器中，将六方氮化硼加入到水中混合均匀得到的，六方氮化硼和水的质量比为1：(4～6)。

进一步地，步骤1)中，干燥是在80℃加热0.5小时烘干或者自然晾干。

进一步地，步骤2)中，防护板采用聚四氟乙烯板；聚四氟乙烯板的厚度为1.5mm。

进一步地，电火花加工中，电极的伸长量比待加工的高压涡轮导向叶片壁厚大1～3mm。

进一步地，待加工的气膜孔包括位于高压涡轮导向叶片叶身上的17排气膜孔、分别位于上缘板和下缘板上的气膜孔；其中第1～3排和第5～10排的气膜孔位于叶身同一侧，为第一部位；第12～17排气膜孔位于叶身另一侧，为第二部位；下缘板上的气膜孔为第三部位；上缘板上的气膜孔为第四部位；第一气膜孔位于第4排，第二气膜孔位于第11排，为第五部位，采用五个加工程序分别完成五个部位的气膜孔加工。

进一步地，加工完一侧叶身上的气膜孔后，更换防护板再加工另一侧叶身上的气膜孔。

进一步地，激光加工中的参数为：脉宽0.6ms，频率30Hz，激光能量4.2～4.6J；具有防飞溅涂层的高压涡轮导向叶片装夹在机床工作台上的定位夹具上加工，且具有防飞溅涂层的高压涡轮导向叶片的定位面和安装夹具贴合面间隙不大于0.05mm。

进一步地，高压涡轮导向叶片的材料是Ni₃Al基IC10定向凝固高温合金；步骤2)中的后处理包括对高压涡轮导向叶片表面和型腔进行的清洗和吹砂处理。

与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：

1.本发明针对叶身和缘板无余量一体铸造的新结构航空发动机高压涡轮导向叶片，采用激光-电火花复合加工工艺完成了气膜孔的加工。

2.本发明方法通过采用防护板置入高压涡轮导向叶片型腔进行防护，以及分部位加工，解决了空心叶片对壁击伤及金属飞溅物排屑问题，极大地提高了气膜孔孔径合格率及加工效率。

3.本发明方法通过防飞溅剂对高压涡轮导向叶片零件表面和型腔进行防护，有效的避免了激光加工气膜孔时产生的金属飞溅物黏附在零件表面，提高了零件表面质量完整性。

4.本发明中电火花加工气膜孔无需对零件进行防护，有效解决加强筋处无法防护的问题。

进一步地，本发明采用六方氮化涂料作为防飞溅剂，该材料在加工过程中对高压涡轮导向叶片零件基体材料无影响，同时抗氧化性和耐高温性好，非常适合作为激光打孔防飞溅剂。

进一步地，本发明控制电极加工长度就可以避免击伤零件对壁。

进一步地，本发明采用五个加工程序分别加工五个部位的气膜孔，无需高压涡轮导向叶片零件整个型腔塞满防护材料，避免孔不通及孔成形质量差的问题，既可以对零件型腔做到有效防护，同时，防护材料和涡轮叶片型腔内壁之间形成空隙，有利于金属飞溅物排泄；其次，缩短防护板受到激光束照射时间。

附图说明

图1是高压涡轮导向叶片气膜孔分布示意图。

图2是防护板填充方式图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细说明。

本发明是针对Ni₃Al基IC10定向凝固高温合金材料，叶身和上、下缘板无余量一体铸造，新材料、新结构航空发动机高压涡轮导向叶片，提供一种采用激光-电火花复合加工气膜孔的方法。具体可以通过以下措施来达到：

涂抹防飞溅剂：通过工艺验证六方氮化硼水基涂料适合作为激光加工气膜孔防飞溅剂，该材料在加工过程中对零件基体材料无影响。六方氮化硼与石墨是等电子体，它具有类似石墨的层状结构，具有良好的润滑性，电绝缘导热性和耐化学腐蚀。化学性质稳定对所有熔融金属化学呈惰性。抗氧化温度900℃，耐高温2000℃，非常适合作为激光打孔防飞溅剂。使用时，在金属或塑料容器中用纯净水对六方氮化硼进行稀释，稀释倍数为4～6倍(质量比)，然后用毛刷将涂料均匀的涂抹在零件表面和内腔，待零件表面的涂料自然干燥或采用烘干箱进行高温烘干。

防护：高压涡轮导向叶片为空心结构，采用激光加工涡轮叶片冷却孔时，如没有有效防护措施，激光束会对另一侧的叶片内壁产生击伤，甚至击穿。聚四氟乙烯板具有耐高温及容易裁剪的特点，将厚度1.5mm的聚四氟乙烯板用裁纸刀裁成合适的形状插入零件内腔，对零件另一侧的叶片内壁进行防护。

激光加工气膜孔：涡轮叶片叶身上沿叶型方向分布了17排冷却气膜孔，

如果用一个加工程序将全部气膜孔加工完的话，存在以下问题，首先，1～14排的气膜孔出口是相对的，如果要形成有效防护，需将零件整个型腔塞满防护材料；其次，如果整个型腔塞满防护材料，激光加工时金属飞溅物难以排出，会出现孔不通及孔成形质量差的问题；再者，聚四氟乙烯板经过激光束长时间照射，聚四氟乙烯板会被击穿，失去有效防护。所以将涡轮叶片叶身上的17排气膜孔和上、下缘板上的气膜孔分为五个部位，每一个部位单独编一个程序进行加工。叶身上的第1～3和第5～10排的气膜孔位于叶身同一侧，分为第一部位；第12～17排孔位于另一侧，为第二部位；下缘板气膜孔为第三部位；上缘板气膜孔为第四部位；第4排和11排气膜孔为为第五部位，第4排的气膜孔和第11排的气膜孔实际也位于叶身上，但第4排从加强筋根部(加强筋和叶身连接的部位)穿出，第11排孔和第10排、第12排离得很近，相邻气膜孔之间距离小于0.3mm，在加工第11排孔是需根据第10排、第12排孔的位置对第11排孔的位置进行局部调整(最大0.2mm)，避免第11排孔和第10排、第12排孔其中任意一排孔产生内腔出口连孔。所以将第4排的气膜孔和第11排的气膜孔定为第五部位，最后采用电火花进行加工，总共分5个程序完成涡轮叶片上所有气膜孔的加工。这样既可以对零件内腔做到有效防护；同时，防护材料和涡轮叶片型腔内壁之间形成空隙，有利于金属飞溅物排泄；其次，缩短防护材料受到激光束照射时间，避免了因防护材料被激光束击穿，造成防护失效。

电火花加工气膜孔：第4排气膜孔从型腔1加强筋根部穿出，激光加工时无法进行有效防护，采用电火花加工气膜孔无需对零件进行防护，只要控制电极加工长度就可以避免击伤零件对壁，将电极的伸长量控制在3～4mm，大于待加工的零件壁厚，待加工的零件壁厚均不到2mm。

本发明一种航空发动机Ni₃Al基IC10定向凝固高温合金材料，叶身和上、下缘板无余量一体铸造，新结构航空发动机高压涡叶片气膜孔激光加工方法，包括以下步骤：

1)装夹夹具：在机床工作台上安装夹具并进行找正；

2)加工金相试件：激光加工时，不同的工艺参数，对材料的去除效果不同，为满足高压涡轮导向叶片气膜孔加工要求，需要在试件上进行工艺试验，选择不同的工艺参数在试件上加工几组气膜孔。

3)金相检查：对试件上的几组气膜孔进行金相检查，根据金相检测结果，选取一组合适的加工参数。激光加工参数：脉宽0.6ms，频率：30Hz，激光能量4.2～4.6J。

4)涂防飞溅剂：在金属或塑料容器中用纯净水对六方氮化硼进行稀释，稀释倍数为4～6倍，然后用毛刷将涂料均匀的涂抹在零件表面和内腔。

5)烘干：把涂抹完防飞溅剂的零件放入烘干箱中，将加热温度设为80℃，加热0.5小时。

6)零件防护：高压涡轮导向叶片气膜孔激光加工时，需要进行两次防护。

首先，在加工叶身前9排气膜孔时将1.5mm厚的聚四氟乙烯板用裁纸裁成合适的形状插入零件内腔，对另一侧的叶片内壁进行防护，防护图如图2所示，防护板有两块，第1块聚四氟乙烯板B在叶身1～3排气膜孔对面，第2块聚四氟乙烯板A在叶身5～10排气膜孔对面，叶身1～3、5～10排排气膜孔加工完后将使用过的聚四氟乙烯板拿出，重新插入未使用过的聚四氟乙烯板对另外一侧的叶片内壁进行防护，第3块聚四氟乙烯板C插入型腔2，然后加工叶身12～17排气膜孔。

7)零件装夹：采用快换工装，将高压涡轮导向叶片装夹在夹具上并夹紧，用0.05mm厚塞尺检查零件定位面和夹具贴合面间隙不大于0.05mm，为完成高压涡轮导向叶片叶身和上、下缘板上气膜孔的加工，需要对零件进行4次装夹，每装夹一次，完成一个部位的加工。

8)激光加工气膜孔：调用4个加工程序分别对叶身1～3、5～10排气膜孔，叶身12～17排气膜孔，下缘板气膜孔，上缘板气膜孔进行加工。

本发明换两次聚四氟乙烯板，加工完1～3、5～10排气膜孔后拿出，换新的，加工完叶身12～17排孔后拿出用过的，加工上下缘板时不需要防护。

9)清理：用自来水冲洗干净零件表面的防飞溅剂，并用高压水枪冲洗干净零件内腔的防飞溅剂。

10)电火花加工气膜孔：电火花加工第4排、第11排气膜孔。

11)吹砂：对高压涡轮导向叶片表面和内腔进行吹砂处理，去除高压涡轮导向叶片气膜孔边缘残留的金属飞溅物。

本发明针对Ni₃Al基IC10材料，叶身和缘板无余量一体铸造，新材料、新结构航空发动机高压涡轮导向叶片，采用激光-电火花复合加工工艺完成了气膜孔的加工。

Claims (10)

1.一种导向叶片气膜孔复合加工方法，其特征在于：包括以下步骤：

1)在待加工的高压涡轮导向叶片的表面及型腔中均涂抹防飞溅剂，干燥得到具有防飞溅涂层的高压涡轮导向叶片；

2)待加工的气膜孔分别位于高压涡轮导向叶片的叶身和缘板上，高压涡轮导向叶片的型腔中含有加强筋，叶身上待加工的气膜孔包括从加强筋根部穿过的第一气膜孔，以及和相邻气膜孔距离小于0.3mm的第二气膜孔；

在具有防飞溅涂层的高压涡轮导向叶片的型腔中放入防护板，采用电火花加工叶身上第一气膜孔和第二气膜孔，采用激光加工叶身上其余气膜孔以及缘板上的气膜孔，经过后处理完成高压涡轮导向叶片气膜孔激光-电火花复合加工。

2.根据权利要求1所述的一种导向叶片气膜孔复合加工方法，其特征在于：步骤1)中，防飞溅剂是六方氮化硼水基涂料。

3.根据权利要求2所述的一种导向叶片气膜孔复合加工方法，其特征在于：六方氮化硼水基涂料是在金属或塑料容器中，将六方氮化硼加入到水中混合均匀得到的，六方氮化硼和水的质量比为1：(4～6)。

4.根据权利要求1所述的一种导向叶片气膜孔复合加工方法，其特征在于：步骤1)中，干燥是在80℃加热0.5小时烘干或者自然晾干。

5.根据权利要求1所述的一种导向叶片气膜孔复合加工方法，其特征在于：步骤2)中，防护板采用聚四氟乙烯板；聚四氟乙烯板的厚度为1.5mm。

6.根据权利要求1所述的一种导向叶片气膜孔复合加工方法，其特征在于：电火花加工中，电极的伸长量比待加工的高压涡轮导向叶片壁厚大1～3mm。

7.根据权利要求1所述的一种导向叶片气膜孔复合加工方法，其特征在于：待加工的气膜孔包括位于高压涡轮导向叶片叶身上的17排气膜孔、分别位于上缘板和下缘板上的气膜孔；其中第1～3排和第5～10排的气膜孔位于叶身同一侧，为第一部位；第12～17排气膜孔位于叶身另一侧，为第二部位；下缘板上的气膜孔为第三部位；上缘板上的气膜孔为第四部位；第一气膜孔位于第4排，第二气膜孔位于第11排，为第五部位，采用五个加工程序分别完成五个部位的气膜孔加工。

8.根据权利要求7所述的一种导向叶片气膜孔复合加工方法，其特征在于：加工完一侧叶身上的气膜孔后，更换防护板再加工另一侧叶身上的气膜孔。

9.根据权利要求1所述的一种导向叶片气膜孔复合加工方法，其特征在于：激光加工中的参数为：脉宽0.6ms，频率30Hz，激光能量4.2～4.6J；具有防飞溅涂层的高压涡轮导向叶片装夹在机床工作台上的定位夹具上加工，且具有防飞溅涂层的高压涡轮导向叶片的定位面和安装夹具贴合面间隙不大于0.05mm。

10.根据权利要求1所述的一种导向叶片气膜孔复合加工方法，其特征在于：高压涡轮导向叶片的材料是Ni₃Al基IC10定向凝固高温合金；步骤2)中的后处理包括对高压涡轮导向叶片表面和型腔进行的清洗和吹砂处理。