CN112797921A - 用于叶片小微孔角度测量的测量针 - Google Patents
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Abstract
一种用于叶片小微孔角度测量的测量针，其用于对航空发动机叶片的气膜孔的实际角度进行直接测量，其包括包括插入部和外延部，所述插入部的直径d1比所述气膜孔的直径小0.01mm。所述外延部的直径d2比所述插入部的直径d1大至少0.02mm，所述插入部的长度L1不小于5mm，所述测量针的总长度L2不小于12mm。本发明所提供的用于叶片小微孔角度测量的测量针，可实现对叶片气膜孔角度的直接测量，获得真实的气膜孔角度数据，而且测量过程不会对叶片造成物理损伤。
Description
技术领域
本发明涉及测量技术领域，特别涉及一种对航空发动机叶片上的小微孔的真实角度进行测量的测量针。
背景技术
对现代航空发动机来说，随着性能的日益提升，各部件，特别是叶片的工作环境也越来越恶劣，因此需要利用各种技术手段来应对，例如，对于涡轮叶片来说，为保证其在高温、高压环境下还保有良好的力学性能，需要在将叶片铸造成空心结构，通过在内腔设置排气通道，并在叶片的叶身上，特别是叶身排气边上加工出多个气膜孔接通内腔，从而使得进入内腔的冷空气可以从叶身的气膜孔中喷出，在带走一定叶身热量的同时，在叶身上形成一层冷空气保护层，从而进一步降低叶身温度，保证叶片不被高温、高压的燃气烧蚀。因此，每一个气膜孔的角度均有严格要求，这样才能确保冷空气能均匀覆盖叶身所有区域，
图1a为一种航空发动机叶片的立体结构示意图；图1b为图1a的叶片的另一个视角的立体结构原理示意图；图1c为图1a的叶片的剖视结构原理示意图；图1d为图1a的叶片的叶身的剖面结构原理示意图；图1e为图1d的A-A剖面结构原理示意图；其中，图1c、图1d和图1e中标示的X、Y、Z为叶片测量坐标系，其依据中国航空工业部标准中的定义，在此不再赘述。参见图1a-1e所示，该航空发动机叶片100采用空心内冷结构，叶片底部设置铸造成型的与内腔连通的靠近前缘一侧的第一进气口11和靠近后缘一侧的第二进气口12，在叶尖设置有深2mm的叶尖槽30，所述叶尖槽30设置有出气口，所述后缘设置有Z轴平行的加工面20，所述加工面20上设置有多个与所述内腔连通的气膜孔21。
所述第一进气口11、所述第二进气口12以及所述叶尖槽30内的出气口均在铸造时直接成型，所述加工面20和所述气膜孔21在后继机加工序成型，其中先加工出所述加工面20，然后所述气膜孔21通过电火花加工方式在所述加工面20打孔成型后接通所述航空发动机叶片100的内腔。
所述气膜孔21的孔径一般为φ0.25mm～φ0.5mm之间，深度不小于6mm，所述加工面20至少设置有一组所述气膜孔21，每一组所述气膜孔21的孔径及倾斜角度相同。也就是说，所述加工面20可能会设置有不止一组的不同孔径的所述气膜孔21，在图1e中显示的是在所述加工面20上设置的是孔径相同的同一组所述气膜孔21的情况。
对于所述气膜孔21，在所述航空发动机叶片100的生产加工过程中，其与内腔的连通性可通过水流实验方式验证，也即是，利用一个可封闭的柔性接头与所述航空发动机叶片100的榫头部(也即是与所述第一进气口11和所述第二进气口12)密封连通，通过输入加压的水流，观察检测是否所有的所述气膜孔21能够排水，从而判断所述气膜孔21与内腔的连通与否。此外，如发明人在中国专利ZL2017112497983中提供的一种涡轮叶片机加孔空气流量测量方法所述，还可直接测量获得所述气膜孔21的流量数据。
但是，如图1d和图1e所示，所述气膜孔21相对于叶片测量坐标系的X轴的夹角α和与Z轴的夹角β，在设计上也有一定的要求，例如，所述气膜孔21相对于叶片测量坐标系的X轴的夹角α可设计为61.5°±30′，所述气膜孔21相对于叶片测量坐标系的Z轴的夹角β可设计为80°±30′。由于所述气膜孔21的孔径过小，目前，尚未有公开的技术方案可用于对所述气膜孔21的角度进行直接测量。
现有的生产工艺中，只能是通过在电火花加工设备的参数设定之后，在代加工的所述航空发动机叶片100上加工出φ1mm的大孔，使用φ1的标准量棒插入所加工的打孔中，再通过三坐标机测量标准量棒的角度，角度合格则表示机床和/或夹具调整角度合格，再加工要求图纸要求孔径的小孔。
上述现有工艺保障方法存在如下缺陷：
1、只能判断夹具和/或机床调整的角度(也即是加工参数)是否正确，例如，通过加工φ1的大孔配合量棒测量角度，角度合格后默认加工直径φ0.25的小孔角度合格，但实际φ1的大孔与直径φ0.25无直接关联(电火花加工设备的参数设置不同)，这种测量方法误差大，通常误差在1°～1.5°之间。
2、所述航空发动机叶片100的内腔均有复杂的回路和加强筋，量棒进入内腔后容易产生干涉，导致量棒向一边倾斜，测量角度不准确。
3、所述航空发动机叶片100均采用的是高温合金材料，因此加工难度大，加工时间长，通常加工一个φ1的孔需要15分钟左右。
4、加工完φ1孔的所述航空发动机叶片100只能报废，每批次叶片加工均需要报废2～3件叶片，每件叶片的价格均在1万到3万，造成的浪费极大。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种用于叶片小微孔角度测量的测量针，以减少或避免前面所提到的问题。
为解决上述技术问题，本发明提出了一种用于叶片小微孔角度测量的测量针，其用于对航空发动机叶片的气膜孔的实际角度进行直接测量，其包括包括插入部和外延部，所述插入部的直径d1比所述气膜孔的直径小0.01mm。所述外延部的直径d2比所述插入部的直径d1大至少0.02mm，所述插入部的长度L1不小于5mm，所述测量针的总长度L2不小于12mm。
优选地，所述所述外延部的直径d2比所述插入部的直径d1大0.02mm。
优选地，所述测量针的总长度设置为20mm或者25mm。
优选地，所述测量针的总长度不超过50mm。
优选地，所述测量针由整体金属材料制成。
优选地，所述外延部包括内部的本体部和外部的附着部。
优选地，所述本体部的直径d3与所述插入部的直径d1相同。
优选地，所述附着部为金属镀层。
优选地，所述附着部为涂漆层。
优选地，所述附着部为树脂材料涂层。
本发明所提供的用于叶片小微孔角度测量的测量针，可用于实现对叶片气膜孔角度的直接测量，获得真实的气膜孔角度数据，而且测量过程不会对叶片造成物理损伤。从而可对每一个叶片都进行检测，也就可以大大提高成品的合格率。
附图说明
以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。其中，
图1a为一种航空发动机叶片的立体结构示意图；
图1b为图1a的叶片的另一个视角的立体结构原理示意图；
图1c为图1a的叶片的剖视结构原理示意图；
图1d为图1a的叶片的叶身的剖面结构原理示意图；
图1e为图1d的A-A剖面结构原理示意图；
图2为根据本发明的一个具体实施例的用于叶片小微孔角度测量的测量针的结构原理示意图；
图3为图2的外延部的剖面结构原理示意图。
图4为用于装配图2的测量针的装置的结构原理示意图。
具体实施方式
为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本发明的具体实施方式。其中，相同的部件采用相同的标号。
如背景技术所述，针对现有的孔径一般为φ0.25mm～φ0.5mm之间，深度不小于6mm，的所述气膜孔21的角度无法进行直接测量的问题，发明人对其原理进行了深入的分析，总结根本原因在于：
1、由于所述气膜孔21孔径过小，没有现有的标准量棒能用于插入其中进行孔型角度延伸测量。
2、由于所述气膜孔21孔径过小，且所述航空发动机叶片100的内腔均有复杂的回路和加强筋，因此即便有小直径的测量针，如何避免插入后与与内腔结构产生干涉。
3、由于所述气膜孔21孔径过小，即便有小直径的测量针，为了能够有足够的露出所述气膜孔21的部分用于测量，其长径比必然很大，如何在使用过程(即插入所述气膜孔21以及测量结束取出的过程)避免外力造成测量针弯曲造成测量结果不准确。
图1a为一种航空发动机叶片的立体结构示意图；图1b为图1a的叶片的另一个视角的立体结构原理示意图；图1c为图1a的叶片的剖视结构原理示意图；图1d为图1a的叶片的叶身的剖面结构原理示意图；图1e为图1d的A-A剖面结构原理示意图；图2为根据本发明的一个具体实施例的用于叶片小微孔角度测量的测量针的结构原理示意图；图3为图2的外延部的剖面结构原理示意图。图4为用于装配图2的测量针的装置的结构原理示意图。参见图1a-4所示，
针对上述发明人的分析，本发明提供了一种用于叶片小微孔角度测量的测量针4，其用于对航空发动机叶片100的气膜孔21的实际角度进行直接测量，其包括包括插入部41和外延部42，所述插入部41的直径d1比所述气膜孔21的直径小0.01mm。所述外延部42的直径d2比所述插入部41的直径d1大至少0.02mm，所述插入部41的长度L1不小于5mm，所述测量针4的总长度L2不小于12mm。
发明人通过计算分析，发现，在所述测量针4不弯曲变形的前提下，只要能确保所述插入部41插入所述气膜孔21的深度不小于5mm(包括5mm)，即便所述外延部42由于所述插入部41和所述气膜孔21之间存在间隙而产生倾斜偏离，所述外延部42的轴线与所述气膜孔21轴线的偏离角度也不会超过12′，这个偏离数值小于背景技术提及的所述气膜孔21相对于叶片测量坐标系的Z轴的夹角β可设计为80°±30′的公差范围，考虑到背景技术提及的现有的测量方法误差在1°～1.5°之间，所述外延部42的轴线与所述气膜孔21轴线的偏离角度不超过12′完全可用于精确测量。
因为所述气膜孔21的深度不小于6mm，当所述插入部41的直径d1比所述气膜孔21的直径小0.01mm。所述外延部42的直径d2比所述插入部41的直径d1大至少0.02mm时，则意味着所述外延部42的直径d2大于所述气膜孔21的直径，从而可避免所述外延部42进入所述气膜孔21，造成所述测量针4进入所述航空发动机叶片100的内腔的部分过长，从而与内腔结构发生干涉。当然所述外延部42的直径d2也不宜过大，过大的话容易造成所述外延部42与所述插入部41质量相差过大，从而导致容易由于自身重量或外部环境影响造成轴线弯曲，在一个优选实施例中，所述外延部42的直径d2比所述插入部41的直径d1大0.02mm。
所述测量针4的总长度L2不小于12mm可保障所述外延部42能够有至少10个mm的长度，其中靠近所述气膜孔21的5mm可用于精确测量，远端的部分可用于对所述测量针4进行操作(例如用于进行夹持)，当然，所述测量针4也不能太长，通常不超过50mm，这样可避免所述外延部42过长之后，由于自身重量或外部环境影响造成轴线弯曲，从而影响测量精度。在一个优选实施例中，所述测量针4的总长度L2设置为20mm或者25mm。
所述测量针4可以由整体金属材料制成，例如，可先制成0.4或0.5mm的金属丝坯件，之后在将该金属丝坯件的一部分的直径制备为0.24mm，最后进行裁剪获得所述测量针4，这种方法对生产设备和工艺要求高，因此制造成本较高。
参见图3所示，所述外延部42可包括内部的本体部421和外部的附着部422，所述本体部421的直径d3可以与所述插入部41的直径d1相同，所述附着部422可以是金属镀层，也可以是涂漆层，还可以是树脂材料涂层。
这种情况下，所述测量针4就可通过如下方法制备：
首先，制造出长度大于所述测量针4的总长度，直径等于所述插入部41的直径d1的坯件，也就是能够获得用于成型所述插入部41和所述本体部421的部分。
之后，在所述坯件上通过金属电镀(例如镀铜)或者喷漆或者喷涂树脂材料(例如树脂硅胶)的方式，形成所述附着部422制成用于成型所述外延部42的部分，
最后，在所述坯件基础上按设计尺寸进行剪裁，即可完成所述测量针4的制备。
这种方法可灵活控制所述外延部42的直径d2，而且整体制造成本可有效降低。
在图2中，所述插入部41的端部有一个凸起，这是裁剪过程中会形成的工艺结构，因这个凸起的长度通常不大于0.05mm，故虽然图2中有显示，但在本发明中，并未考虑这部分的长度，也即是说，本发明中定义的所述插入部41的长度L1和所述测量针4的总长度L2未包含这个工艺凸起结构。
在一个具体实施例中，当所述气膜孔21的孔径为0.25mm时，所述测量针4的所述插入部41的直径d1为0.24mm，所述外延部42的直径d2为0.26mm。在生产中，所述气膜孔21会给一个公差范围，例如，所述气膜孔21的孔径为0.25mm(0，+0.05)，也就是说，所述气膜孔21的实际孔径最大可到0.30mm，在这种情况下，可按照相互间隔0.01mm，根据所述气膜孔21的公差范围制备一组多根不同直径的所述测量针4，如可制备所述插入部41的直径d1为0.24mm、0.25mm、0.26mm、0.27mm、0.28mm、0.29mm的六根所述测量针4，之后按照所述插入部41的直径d1从大到小的方式进行使用，这样即可保障能使用的最大直径的所述插入部41与所述气膜孔21的实际孔径的差值在0.1mm左右，从而避免过大的差值导致所述外延部42的轴线与所述气膜孔21轴线的可能的偏离角度过大。
所述测量针4制备完成后，在使用时，可先将所述测量针4的所述插入部41的端头与所述气膜孔21端口接触，在所述航空发动机叶片100的内腔形成一个负压，从而将所述插入部41吸入所述气膜孔21，直至所述外延部42与所述气膜孔21端口接触，这样就可以完成所述测量针4的安装。
所述测量针4的长径比很大，且直径过细，如果单纯使用轴向力从外向内将所述插入部41压入所述气膜孔21，则很容易造成所述外延部42与所述插入部41之间发生扭曲，从而不能获得准确的测量结果。
在本发明中，通过在所述航空发动机叶片100的内腔形成负压，利用空气的压差来将所述插入部41吸入所述气膜孔21，在这种情况下，外部就不需要太大的外力对所述外延部42进行驱动或夹持，因此可有效避免所述外延部42与所述插入部41之间发生扭曲。
用于形成负压的装置可以是在背景技术所述的用于所述气膜孔21与内腔的连通性验证的装置基础上改造而成，其同样可包括一个用于与所述航空发动机叶片100的榫头部可封闭连接的柔性接头，只是将与所述柔性接头连接的供水管路替换为一个连接有抽气装置的气管即可。
参见图4所示，用于装配所述测量针4的装置5可包括，一个用于与所述航空发动机叶片100的榫头部可拆卸且可封闭连接的柔性接头51，所述柔性接头51设置有用于与抽气装置(图中未示出)连接的气路接头52，一个用于对所述柔性接头51形成夹持支靠，从而能使得所述气膜孔21朝上的刚性底座53。
在将所述柔性接头51套在所述航空发动机叶片100的榫头部，形成封闭连接后，可将所述柔性接头51置于所述刚性底座53上，使所述气膜孔21所在的所述加工面20朝上，之后即可通过气管(图中未示出)将所述气路接头52与抽气装置连接。
之后操作人员用手指或者带有橡胶套的镊子夹持所述外延部42，将所述插入部41的端头与所述气膜孔21端口接触，并尽可能保持接触紧密，所述插入部41的端头与所述气膜孔21端口接触之后，可放松对所述外延部42的夹持力，以所述外延部42能依靠重力支靠在手指或者镊子上不掉为最佳，之后即可启动所述抽气装置，使所述航空发动机叶片100的内腔形成负压，从而将所述插入部41吸入所述气膜孔21。
如背景技术所述，所述气膜孔21通过电火花加工方式加工而成，因此，每一组所述气膜孔21的孔径及倾斜角度相同，这也就意味着，对于每一组所述气膜孔21，只需要测量其中一个所述气膜孔21即可，为了减小叶身上其他孔洞对内腔压力的影响，除了需要装配所述测量针4的所述气膜孔21之外的叶身的其他孔洞可在装配过程进行封闭，封闭方式可以是用蜡进行封堵，也可以是用硅胶片进行覆盖，用蜡封堵气密效果好，但后继需要加热除蜡，用硅胶片覆盖则需要在所述抽气装置起动，内腔形成负压后，才能将硅胶片吸附到孔洞上形成覆盖，因此对抽气压力需要进行调节控制。
操作人员用手指或者带有橡胶套的镊子夹持所述外延部42的方式，对操作人员的操作熟练程度要求较高。发明人通过实践发现，可利用柔性连接加辅助悬挂的方式协助进行所述测量针4的装配。
参见图2和图4所示，所述外延部42在远离所述插入部41的一端可通过粘胶粘接有一个柔性绳圈43，所述刚性底座53可在所述气膜孔21上方设置有一个悬臂54，这样可先将所述柔性绳圈43套在所述悬臂54上，然后操作人员用手指或者带有橡胶套的镊子只需夹持所述外延部42，使所述插入部41的端头与所述气膜孔21端口接触后，将所述悬臂54上方所述柔性绳圈43多余的部分拧成麻花状，或者用水打湿使其黏连在一起，从而使得所述测量针4尽量竖直，之后即可放开对所述外延部42的夹持，利用所述柔性绳圈43的拉力、所述气膜孔21端口对所述插入部41的端头的支撑力对所述测量针4进行基本定位支靠。
当所述航空发动机叶片100的内腔形成负压后，空气的压差会远大于所述悬臂54上方所述柔性绳圈43多余的部分之间的结合力，从而保障在所述插入部41插入所述气膜孔21的过程中，所述柔性绳圈43不会造成阻碍。
所述柔性绳圈43可以是棉线，也可以是类似鱼线的塑料细丝，还可以是有弹性的细橡皮筋。
当所述测量针4装配完成后，所述柔性绳圈43如长度较长，则可直接从所述悬臂54上取下，如长度较短，则可向前推出所述柔性接头51，使所述柔性绳圈43从所述悬臂54上取下，当然，所述悬臂54也可制成伸缩结构，通过回缩的方式脱离与所述柔性绳圈43的接触。
所述测量针4的装配到所述气膜孔21后，利用光学测量方式即可完成对所述气膜孔21的角度测量，获得测量数据后，沿所述测量针4的轴线方向取出所述测量针4，至此即可完成对所述气膜孔21的角度测量。
现有的光学测量方式，包括使用数字式测量投影仪或者非接触式三坐标测量机均可达到较高的测量精度，例如，市售的东莞市中旺精密仪器有限公司所生产的测量投影仪，角度准确度可达8′，因此，可通过这些市售设备利用对所述气膜孔21的端口外5mm左右的所述延伸部42的影像测量，获取所述测量针4的角度数据，也即是通过直接测量方式获得了所述气膜孔21的角度数据。
在所述航空发动机叶片100的生产过程中，加工坐标系和测量坐标系的保障均通过对所述航空发动机叶片100的榫头部的夹持来完成。因此，如何在测量过程中保障对所述航空发动机叶片100的装夹不是本发明的重点，具体如果保障叶片的装夹稳定，可参见发明人的若干在先申请专利文献，如201610873006.9、201811495958.7等文献记载的现有的叶片装夹方式和技术方案。
在本发明的测量过程中，只需能设置一个夹具在装夹时保障Z轴与水平面垂直，这样便于获取所述气膜孔21相对于叶片测量坐标系的Z轴的夹角β的数据，设置另一个夹具在装夹时保障叶身水平放置时X轴水平，且所述测量针4为向上的姿态不会掉落，这样便于获取所述气膜孔21相对于叶片测量坐标系的X轴的夹角α的数据即可。这两个夹具与现有夹具的区别仅仅在于夹持所述航空发动机叶片100后，叶身的位置不同，或者是需要根据夹持状态榫头部的空间位置预先在夹具上标示出相应的XY位置关系(便于在光学测量设备上调测夹具摆放位置)，而对于榫头部的夹持完全可采用现有技术实现，因此在本发明文件中，对于夹具的结构不再赘述。
本发明所提供的用于叶片小微孔角度测量的测量针，可用于实现对叶片气膜孔角度的直接测量，获得真实的气膜孔角度数据，而且测量过程不会对叶片造成物理损伤。从而可对每一个叶片都进行检测，也就可以大大提高成品的合格率。
本领域技术人员应当理解，虽然本发明是按照多个实施例的方式进行描述的，但是并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案。说明书中如此叙述仅仅是为了清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体加以理解，并将各实施例中所涉及的技术方案看作是可以相互组合成不同实施例的方式来理解本发明的保护范围。
以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化、修改与结合，均应属于本发明保护的范围。
Claims (10)
1.一种用于叶片小微孔角度测量的测量针，其特征在于，其用于对航空发动机叶片的气膜孔的实际角度进行直接测量，其包括包括插入部和外延部，所述插入部的直径d1比所述气膜孔的直径小0.01mm。所述外延部的直径d2比所述插入部的直径d1大至少0.02mm，所述插入部的长度L1不小于5mm，所述测量针的总长度L2不小于12mm。
2.根据权利要求1所述的测量针，其特征在于，所述所述外延部的直径d2比所述插入部的直径d1大0.02mm。
3.根据权利要求1所述的测量针，其特征在于，所述测量针的总长度设置为20mm或者25mm。
4.根据权利要求1所述的测量针，其特征在于，所述测量针的总长度不超过50mm。
5.根据权利要求1所述的测量针，其特征在于，所述测量针由整体金属材料制成。
6.根据权利要求1所述的测量针，其特征在于，所述外延部包括内部的本体部和外部的附着部。
7.根据权利要求6所述的测量针，其特征在于，所述本体部的直径d3与所述插入部的直径d1相同。
8.根据权利要求6所述的测量针，其特征在于，所述附着部为金属镀层。
9.根据权利要求6所述的测量针，其特征在于，所述附着部为涂漆层。
10.根据权利要求6所述的测量针，其特征在于，所述附着部为树脂材料涂层。
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