CN111708326A - 一种涡轮叶片气膜冷却孔自适应补偿加工方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种涡轮叶片气膜冷却孔自适应补偿加工方法。包括以下步骤：将涡轮叶片安装在随行夹具上；对涡轮叶片曲面轮廓进行在线测量得实测点云；从设计模型中提取出曲面轮廓区域细密均匀的标准姿态点云；建立设计模型坐标系、机床坐标系和夹具坐标系，并推导传递矩阵；将姿态点云变换到夹具坐标系，将实测点云变换到夹具坐标系；推导出位姿偏差；提取气膜冷却孔孔位坐标，并变换到机床坐标系中；建立真实孔位映射；进行运动学建模；求解出机床各轴坐标参数，得到气膜冷却孔的加工姿态；将补偿后的气膜冷却孔加工程序导入机床。本发明的应用，会使涡轮叶片气膜冷却孔加工精度得到提高，对于涡轮叶片轮廓误差和位姿误差的鲁棒性较强。

Description

一种涡轮叶片气膜冷却孔自适应补偿加工方法

技术领域

本发明涉及涡轮叶片加工领域，尤其涉及一种涡轮叶片气膜冷却孔自适应补偿加工方法。

背景技术

涡轮叶片是航空发动机中的关键零部件，现代航空发动机涡轮叶片表面包含许多连通内腔的气膜冷却孔。航空发动机工作时，冷气流从涡轮叶片内腔经过气膜冷却孔进入燃烧室，在叶片表面形成一层气膜，起到隔热冷却的作用。气膜冷却孔的加工精度，包含孔的位置、角度、直径等，对冷却效果有决定性的影响。

传统铸造件的精密加工，首先依据铸造粗基准加工出精基准，再根据精基准去除铸造件其他位置的铸造余量。而涡轮叶片毛坯主要采用精铸工艺一次性精铸成型，曲面轮廓部分没有加工余量，且存在较大轮廓误差。依据铸造后涡轮叶片毛坯表面的粗基准直接加工气膜冷却孔，会造成气膜冷却孔的加工基准坐标系与涡轮叶片曲面轮廓部分的铸造基准坐标系之间存在偏差，造成气膜冷却孔与涡轮叶片曲面轮廓不匹配。由于涡轮叶片材料硬度较高、表面热影响层要求严格、曲面区域机加工难度较大，无法依据气膜冷却孔加工基准去除曲面轮廓区域铸造余量，只能依据铸造后的涡轮叶片毛坯实际轮廓，调整气膜冷却孔的加工位置。

现存的叶片气膜冷却孔的加工方法主要有两种。第一种主要采用与标准样件比对的方法调整加工程序。操作人员首先对涡轮叶片铸造毛坯进行试加工，根据加工后气膜冷却孔与标准样件的差异，调整加工程序以加工出合格零件。该方法加工效率低，过于依赖工人经验，可靠性较差，废品率较高，加工精度的提升空间较小。第二种是采用迭代测量的方法，通过分析叶片结构特点在叶片表面设计若干个测量点，俗称六点法。根据探针测量数据的偏移量和偏移方向，调整叶片姿态，并迭代测量，逐渐将叶片姿态调整至与设计模型一致。该方法测量时间较短，在只存在姿态误差而无轮廓误差的情况下加工精度较高。但是由于测量点数较少，对测量点处的轮廓误差较敏感，不能反映出叶片其他位置的轮廓误差情况。同时针对不同形状的零件需要进行重新设计测量和调整算法，迁移成本大。

因此，本领域的技术人员致力于开发一种新的涡轮叶片气膜冷却孔加工方法，以解决上面问题。

发明内容

有鉴于现有技术的上述缺陷，本发明所要解决的技术问题是涡轮叶片气膜冷却孔加工精度问题。因铸造、装夹和机床装配过程中存在的各类误差，在涡轮叶片气膜冷却孔的加工中，需要对每个叶片的每排气膜冷却孔加工位置进行微调。用基于实测轮廓和设计模型配准进行加工补偿。

为实现上述目的，本发明提供了一种涡轮叶片气膜冷却孔自适应补偿加工方法，包括以下方法步骤：

步骤一、将涡轮叶片固定安装在随行夹具上，使用检测工具验证铸造粗基准是否与夹具定位点紧密接触；

步骤二、将所述涡轮叶片和所述随行夹具安装在搭载激光位移传感器的测量平台上，对所述涡轮叶片曲面轮廓进行在线测量，得到实测点云；

步骤三、从设计模型中提取出曲面轮廓区域细密均匀的标准姿态点云；

步骤四、结合机床夹具参数和设计模型中关于铸造粗基准的说明，建立设计模型坐标系、机床坐标系和夹具坐标系，并推导这三个坐标系之间的传递矩阵；

步骤五、将标准姿态点云从设计模型坐标系变换到夹具坐标系，将实测点云从机床坐标系变换到夹具坐标系；

步骤六、在底部精基准的约束下，通过迭代配准，将实测点云与标准姿态点云配准到一致姿态，并推导出位姿偏差；

步骤七、从设计模型中提取出气膜冷却孔孔位坐标和孔轴线方向，并变换到机床坐标系中；

步骤八、使用位姿偏差对气膜冷却孔设计坐标和孔轴线方向进行逆变换，得到气膜冷却孔修正坐标和孔轴线方向，通过最近垂点建立真实孔位映射；

步骤九、结合电火花微孔机机床结构，进行运动学建模；

步骤十、基于机床运动学模型，使电极向量与气膜冷却孔修正向量重合，求解出运动学模型中的机床各轴坐标参数，得到气膜冷却孔的加工姿态；

步骤十一、根据设计文件说明对孔位加工姿态进行排序，得到补偿后的气膜冷却孔加工程序，将加工程序导入机床，完成气膜冷却孔加工。

进一步地，所述随行夹具采用所述涡轮叶片后缘和背部铸造定位点为所述步骤一的粗基准。

进一步地，所述步骤二是采用点云表征轮廓特征，通过激光器对所述涡轮叶片曲面轮廓区域进行点云扫描测量，提取实测点云。

进一步地，所述步骤二的测量平台是五轴测量平台。

进一步地，所述步骤三是对所述涡轮叶片设计模型进行三角网格划分，得到设计模型坐标系上均匀细密的曲面轮廓点云，将点云变换到夹具坐标系，得到标准姿态点云。

进一步地，所述步骤四的建立设计模型坐标系与机床坐标系的变换关系，将所述涡轮叶片CAD模型中的坐标系定义为设计模型坐标系；在X-Y-Z-B-C结构机床上定义机床坐标系，以B轴和C轴交点为原点，以X、Y、Z轴分别为X、Y、Z方向；在所述随行夹具上定义夹具坐标系，以底部定位板中心为原点，X、Y、Z轴方向与机床坐标系相同。

进一步地，所述步骤六的位姿偏差是在自由配准中加入实际夹具约束条件，通过点云变换和降维简化配准运算，迭乘每次配准的变换矩阵作为位姿偏差矩阵。

进一步地，所述随行夹具采用所述涡轮叶片底面作为所述步骤六的精基准。

进一步地，所述步骤八的孔位映射，依据位姿偏差对孔坐标和孔轴线方向做第一次修正补偿，基于最近点关系拟合最近距离切平面，依据最近垂点对孔坐标做第二次修正补偿。

进一步地，所述步骤十一，根据位姿偏差矩阵补偿修正气膜冷却孔坐标和孔轴线方向，代入加工机床运动学模型，即可求解出补偿后的加工程序。

本发明的技术效果，经过仿真和实验，本发明将气膜冷却孔加工精度从±0.1mm提升到±0.03mm。与现有技术相比，本发明方法加工精度高，可以直接迁移应用到不同型号的涡轮叶片气膜冷却孔加工，同时对涡轮叶片轮廓偏差和位姿偏差具有较好的鲁棒性，计算量低可实现在线测量补偿加工，工业实用性强。

以下将结合附图对本发明的构思、具体结构及产生的技术效果作进一步说明，以充分地了解本发明的目的、特征和效果。

附图说明

图1是本发明的一个较佳实施例的涡轮叶片毛坯和随行夹具示意图；

图2是本发明的坐标系建模示意图；

图3是本发明的涡轮叶片实测点云示意图；

图4是本发明的涡轮叶片标准姿态点云示意图；

图5是本发明的点云配准结果示意图；

图6是真实孔位映射示意图；

图7是涡轮叶片气膜冷却孔加工示意图。

具体实施方式

以下参考说明书附图介绍本发明的多个优选实施例，使其技术内容更加清楚和便于理解。本发明可以通过许多不同形式的实施例来得以体现，本发明的保护范围并非仅限于文中提到的实施例。

在附图中，结构相同的部件以相同数字标号表示，各处结构或功能相似的组件以相似数字标号表示。附图所示的每一组件的尺寸和厚度是任意示出的，本发明并没有限定每个组件的尺寸和厚度。为了使图示更清晰，附图中有些地方适当夸大了部件的厚度。

气膜冷却孔加工是航空发动机制造中的重要环节。因铸造、装夹和机床装配过程中存在的各类误差，在涡轮叶片气膜冷却孔的加工中，需要对每个叶片的每排气膜冷却孔加工位置进行微调。为实现自动化生产，本发明提出一种涡轮叶片气膜冷却孔自适应加工补偿方法。首先提取涡轮叶片1实测点云和设计模型标准姿态点云，然后对两个点云进行配准并推导出位姿偏差矩阵，最后根据位姿偏差矩阵补偿修正气膜冷却孔坐标和孔轴线方向，代入加工机床运动学模型，即可求解出补偿后的加工程序。

本发明提出一种涡轮叶片气膜冷却孔自适应加工补偿方法。首先将涡轮叶片依照铸造粗基准固定在随行夹具2上，使用搭载激光位移传感器的五轴测量平台对涡轮叶片1曲面轮廓区域进行点云扫描测量，得到实际测量点云。然后从设计模型中提取理想姿态的曲面轮廓点云以及气膜冷却孔坐标和孔轴线矢量。通过实测点云与理想姿态点云的迭代配准，对实测点云进行旋转平移变换直至两个点云基本重合(即匹配误差达到最小)，得到装夹在随行夹具2上的涡轮叶片曲面轮廓基准坐标系与理想姿态下设计模型基准坐标系之间的传递矩阵。最后根据这个传递矩阵，反向对气膜冷却孔设计坐标和轴线方向进行空间变换，得到修正后的气膜冷却孔坐标和轴线方向，进而生成气膜冷却孔11加工程序。

本发明的详细技术方案如下：

如图1所示，是涡轮叶片毛坯和随行夹具示意图，本发明通过随行夹具2保证涡轮叶片1在测量机床和加工机床上的重复定位精度，根据设计文件使用铸造粗基准定位和夹紧涡轮叶片1。随行夹具2采用涡轮叶片底面作为精基准，采用涡轮叶片1后缘和背部铸造定位点为粗基准。

如图2所示，是坐标系建模示意图，建立设计模型坐标系与机床坐标系的变换关系。将涡轮叶片CAD模型中的坐标系定义为设计模型坐标系。在X-Y-Z-B-C结构机床上定义机床坐标系，以B轴和C轴交点为原点，以X、Y、Z轴分别为X、Y、Z方向。在随行夹具上定义夹具坐标系，以底部定位版中心为原点，X、Y、Z轴方向与机床坐标系相同。

如图3所示，是涡轮叶片实测点云示意图，提取实测点云和标准姿态点云。通过搭载激光位移传感器的五轴测量平台对涡轮叶片曲面轮廓进行均匀点云提取，将点云变换到夹具坐标系，得到实测点云P。

如图4所示，是涡轮叶片标准姿态点云示意图，对涡轮叶片设计模型进行三角网格划分，得到设计模型坐标系上均匀细密的曲面轮廓点云，将点云变换到夹具坐标系，得到标准姿态点云Q。

点云配准和位姿偏差推导。计算点云P中每一点在点云Q上的最近点，按序组成匹配点云R。随行夹具精基准平面约束了涡轮叶片的3个自由度。使点云P在该基准平面上平移或绕垂直于平面的轴旋转，得到点云P'，设当平移变换矩阵为T₁时，点云P'与点云R对应点间的平均距离D最小：

P′＝T₁·P

为了简化计算，将配准运动分解为三步：首先对点云P和点云R做空间变换，使基准平面与XOY平面平行，得到点云P_r和R_r，设变换矩阵为

在新的基准平面内对点云P_r进行XY方向的平移和绕Z轴的旋转变换，使点云P_r与点云R_r中对应点的平均距离最小，得到点云P'_r，变换矩阵为T_c；最后将点云P'_r和点云R_r做空间逆变换，使基准平面和点云R恢复到原来一致，变换矩阵为

矩阵

和

互逆。变换矩阵T_i分解为：

不妨设绕Z轴旋转角度为θ，沿X轴平移距离为Δx，沿Y轴平移距离为Δy，则矩阵T_c满足形式：

由于实际配准过程中只涉及在基准平面上的二维空间变换，对T_c和点云P_r和R_r进行降维，得到二维变换矩阵T'_c和二维点云P'_r和R'_r。

构建超静定方程组：

R′_r＝T′_c·P′_r

使用最小二乘法求解超静定方程组，即可得到变换矩阵T'_c：

在基准平面上对点云P进行迭代变换，直至与点云Q接近重合，如图5所示。提取点云P的每一次变换矩阵Ti，即可得到实测点云与标准姿态点云之间的位姿偏差T。

生成气膜冷却孔补偿加工程序。首先求解气膜冷却孔设计孔位在实际涡轮叶片1表面的映射。设在设计模型中孔位坐标为p_h，孔轴线方向单位矢量为v_h。

依据位姿偏差修正孔位坐标和孔轴线矢量：

p′_h＝T^-1·p_h

v_hr＝T^-1·(p_h+v_h)-T^-1·p_h

针对轮廓误差进行孔位映射，计算p′_h在点云P中距离最近的若干个点，拟合最近距离切平面，并求解p′_h在最近距离切平面的垂足p_hr，即为修正后的加工孔位坐标，如图6所示。

生成修正后的加工程序。在加工机床上建立刀具坐标系O_T和工件坐标系O_W，通过运动学建模，得到刀具坐标系与工件坐标系间的传递矩阵GWT。以X-Y-Z-B-C结构电火花微孔机为例，当各运动轴坐标分别为θ_x、θ_y、θ_z、θ_b、θ_c时，G_WT矩阵表达式如下所示：

如图7所示，设电极末端在刀具坐标系中的坐标为p_T1，且p_T2为电极轴线上距离p_T1单位距离的点。p_W1＝p_hr为修正后加工孔位在工件坐标系中的坐标，且p_W2＝p_hr+v_hr为修正后孔轴线矢量上距离p_W1单位距离的点。当刀具向量

与加工孔位向量

重合时，可以准确加工出气膜冷却孔11。

根据刀具坐标系与工件坐标系间的传递矩阵建立方程组：

带入G_WT的表达式并求解方程组，即可得到补偿后的气膜冷却孔加工程序。依据设计文件指导，合理编排加工顺序，生成完整加工程序。

经仿真和实验对比证明，本发明将气膜冷却孔加工精度从现有技术的±0.1mm提升到±0.03mm，对于涡轮叶片轮廓误差和位姿误差的鲁棒性较强，设备简单计算量低，具有较强的工业实用性。

以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术人员无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。

Claims (10)

1.一种涡轮叶片气膜冷却孔自适应补偿加工方法，其特征在于，包括以下方法步骤：

步骤一、将涡轮叶片固定安装在随行夹具上，使用检测工具验证铸造粗基准是否与夹具定位点紧密接触；

步骤二、将所述涡轮叶片和所述随行夹具安装在搭载激光位移传感器的测量平台上，对所述涡轮叶片曲面轮廓进行在线测量，得到实测点云；

步骤三、从设计模型中提取出曲面轮廓区域细密均匀的标准姿态点云；

步骤四、结合机床夹具参数和设计模型中关于铸造粗基准的说明，建立设计模型坐标系、机床坐标系和夹具坐标系，并推导这三个坐标系之间的传递矩阵；

步骤五、将标准姿态点云从设计模型坐标系变换到夹具坐标系，将实测点云从机床坐标系变换到夹具坐标系；

步骤六、在底部精基准的约束下，通过迭代配准，将实测点云与标准姿态点云配准到一致姿态，并推导出位姿偏差；

步骤七、从设计模型中提取出气膜冷却孔孔位坐标和孔轴线方向，并变换到机床坐标系中；

步骤八、使用位姿偏差对气膜冷却孔设计坐标和孔轴线方向进行逆变换，得到气膜冷却孔修正坐标和孔轴线方向，通过最近垂点建立真实孔位映射；

步骤九、结合电火花微孔机机床结构，进行运动学建模；

步骤十、基于机床运动学模型，使电极向量与气膜冷却孔修正向量重合，求解出运动学模型中的机床各轴坐标参数，得到气膜冷却孔的加工姿态；

步骤十一、根据设计文件说明对孔位加工姿态进行排序，得到补偿后的气膜冷却孔加工程序，将加工程序导入机床，完成气膜冷却孔加工。

2.如权利要求1所述的涡轮叶片气膜冷却孔自适应补偿加工方法，其特征在于，所述随行夹具采用所述涡轮叶片后缘和背部铸造定位点为所述步骤一的粗基准。

3.如权利要求1所述的涡轮叶片气膜冷却孔自适应补偿加工方法，其特征在于，所述步骤二是采用点云表征轮廓特征，通过激光器对所述涡轮叶片曲面轮廓区域进行点云扫描测量，提取实测点云。

4.如权利要求1所述的涡轮叶片气膜冷却孔自适应补偿加工方法，其特征在于，所述步骤二的测量平台是五轴测量平台。

5.如权利要求1所述的涡轮叶片气膜冷却孔自适应补偿加工方法，其特征在于，所述步骤三是对所述涡轮叶片设计模型进行三角网格划分，得到设计模型坐标系上均匀细密的曲面轮廓点云，将点云变换到夹具坐标系，得到标准姿态点云。

6.如权利要求1所述的涡轮叶片气膜冷却孔自适应补偿加工方法，其特征在于，所述步骤四的建立设计模型坐标系与机床坐标系的变换关系，将所述涡轮叶片CAD模型中的坐标系定义为设计模型坐标系；在X-Y-Z-B-C结构机床上定义机床坐标系，以B轴和C轴交点为原点，以X、Y、Z轴分别为X、Y、Z方向；在所述随行夹具上定义夹具坐标系，以底部定位板中心为原点，X、Y、Z轴方向与机床坐标系相同。

7.如权利要求1所述的涡轮叶片气膜冷却孔自适应补偿加工方法，其特征在于，所述步骤六的位姿偏差是在自由配准中加入实际夹具约束条件，通过点云变换和降维简化配准运算，迭乘每次配准的变换矩阵作为位姿偏差矩阵。

8.如权利要求1所述的涡轮叶片气膜冷却孔自适应补偿加工方法，其特征在于，所述随行夹具采用所述涡轮叶片底面作为所述步骤六的精基准。

9.如权利要求1所述的涡轮叶片气膜冷却孔自适应补偿加工方法，其特征在于，所述步骤八的孔位映射，依据位姿偏差对孔坐标和孔轴线方向做第一次修正补偿，基于最近点关系拟合最近距离切平面，依据最近垂点对孔坐标做第二次修正补偿。

10.如权利要求1所述的涡轮叶片气膜冷却孔自适应补偿加工方法，其特征在于，所述步骤十一，根据位姿偏差矩阵补偿修正气膜冷却孔坐标和孔轴线方向，代入加工机床运动学模型，即可求解出补偿后的加工程序。

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