CN114074170A - 一种航空发动机叶片精锻件终锻模的优化设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机叶片精锻件终锻模的优化设计方法，包括依次进行的补偿叶型厚度轮廓设计初版终锻模、试锻精锻叶片并检测、计算实测叶型的补偿参数、补偿前后缘厚度、补偿叶型轮廓、补偿叶型扭角、补偿叶型弯曲、完成模具三维模型更新迭代。本发明可以多次循环从而获得最终的设计版本，本发明不仅可对叶型厚度进行补偿设计，还可对叶型轮廓、扭角、弯曲等重要参数进行整体统筹补偿优化设计，减少模具版本迭代的次数，并清晰把控模具状态可采用数字化铣削加工路线，提高叶片精锻生产效率，同时规范化的模具优化操作过程有利于实现基于计算机运行的模块化处理。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机叶片锻件的锻造控制技术领域，特别的，涉及一种航空发动机叶片精锻件终锻模的优化设计方法。
背景技术
目前叶片的锻造技术逐步从传统的模锻发展到精锻，因为叶片精锻技术不但缩短了压气机叶片制造流程，而且大大提高了叶片的生产效率，所锻造的叶片尺寸一致性及流线完整性很高，从而增加了叶片的强度和承载能力，在很大程度上提高了叶片的性能和寿命，同时节约了昂贵的材料。
西安航空动力股份有限公司公开的专利CN103244195B《一种精锻叶片厚度塑性变形补偿方法》在其说明书里提供了一种精锻叶片终锻模具的优化设计补偿方法，其反映了目前大多数精锻模具的优化对象主要是对叶型厚度进行补偿设计。
但是，在实际的叶片精锻生产过程中，厚度只是精锻叶片叶型需控制的重要参数之一，特别是对容易变形的钛合金材质叶片，因锻造回弹及热处理变形等综合因素的影响会使精锻叶片除厚度外的叶型轮廓度、扭角、弯曲等重要参数也发生波动变化，假如只考虑厚度补偿则后期需增加很多校正的工作，当校正量过大无法满足校正要求时还需对终锻模进行多次手工钳修优化、迭代补偿，其模具迭代更新的版本可达十几版甚至更多，对模具的状态也无法清晰把控故无法使用数字化加工的方法对模具进行铣削加工(或返修)，严重影响叶片精锻的生产效率。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明旨在提供一种航空发动机叶片精锻件终锻模的优化设计方法，不仅可对叶型厚度进行补偿设计，还可对叶型轮廓、扭角、弯曲等重要参数进行整体统筹补偿优化设计，减少模具版本迭代的次数，并清晰把控模具状态可采用数字化铣削加工路线，提高叶片精锻生产效率，同时规范化的模具优化操作过程有利于实现基于计算机运行的模块化处理。
为实现上述目的，本发明采用了下述技术方案：
一种航空发动机叶片精锻件终锻模的优化设计方法，包括，
S1，补偿叶型厚度轮廓，设计初版终锻模；
S2，试锻精锻叶片并检测；
S3，计算实测叶型的补偿参数；
S4，补偿前、后缘厚度；
S5，补偿叶型轮廓；
S6，补偿叶型扭角；
S7，补偿叶型弯曲；
S8，完成模具三维模型更新迭代；
其中，
S1具体包括，
S1.1，在叶片锻件图XYZ坐标系下，从叶片理论前缘和理论后缘这两端中选择圆弧直径较大的一端，从该端对应的厚度点处开始，向着远离圆弧直径较小一端方向规律延伸盆背叶身型线，并使其收拢至基本与圆弧直径较小一端的收口大小近似一致，形成盆背叶身型线的新前缘或新后缘；
S1.2，针对叶片锻件图Z轴向的各个叶身叶型截面所在的XY平面，在XY平面内作三条与叶片锻件图Y轴向平行的直线，分别与理论前缘、理论后缘以及S1.1中形成的新前缘或新后缘的收口处圆弧相切并形成三个切点，确保各XY平面中偏移量基本一致，所述偏移量为理论前缘和理论后缘中圆弧直径较大的一端对应切点所在直线到理论前缘和理论后缘中圆弧直径较大的一端规律延伸形成的新前缘或新后缘对应切点所在直线之间的垂直距离；
S1.3，以S1.2形成的三个切点中最外侧的两个切点为圆心，分别作直径相等的第一圆周和第二圆周，第一圆周和第二圆周与盆背叶身型线相交于四个点，分别以这四个点为起点、以S1.2中所作三条直线中最外侧的两条直线上的点为终点各画四条圆弧，每条圆弧的第三点位于起点和终点之间，理论前缘侧的两条圆弧以及理论后缘侧的两条圆弧使理论盆背叶身型线从圆弧起点处逐渐开喇叭口，新前缘或新后缘侧的喇叭口终点开口宽度大于S1.1中规律延伸构成的盆背叶身型线新前缘或新后缘厚度点处规律延伸至S1.2中所作直线得到的两个交点之间的距离；
S1.4，分别以叶片精锻件理论前缘的厚度点连线和理论后缘的厚度点连线延伸至S1.3中开喇叭口形成的理论前缘端、理论后缘端盆背侧圆弧，从而形成四个交点，分别以这四个交点为初始点作四条样条曲线或圆弧曲线形成两个喇叭口，喇叭口曲线起初与叶身型线延伸规律趋于一致，而后该喇叭口开度在一定距离内按一定圆的外径逐步开大，前述圆的圆心在盆背叶型的中弧线上或中弧线的延长线上，喇叭口曲线最终延伸至S1.3中所作的第一圆周和第二圆周；
S1.5，将S1.4中喇叭口曲线与S1.3中夹在前后缘厚度点内的盆背叶身型线连接形成模具型腔曲线，由曲线组生成曲面，由曲面拉伸成体，用求差法做出安装板及定位凸台后加设拔模角，按模座对应的模块尺寸修正模具模型，做出初版终锻模；
S2具体包括，
S2.1，根据S1设计的初版终锻模进行试锻，调整上、下模具的前、后及左、右错移，调整模座吻合板，按锻件图厚度要求控制锻件厚度，以各截面最大厚度值最小的截面达标为准，完成精锻件的试锻，控制厚度波动；
S2.2，对精锻叶片进行检测，以锻件图中选定的6个定位点为基准，使定位点误差在千分位，检测叶身盆背型线，得到盆背实测点数据，即在锻件坐标系下锻件实物的实际坐标点；
S3具体包括：
S3.1，拟合方法：首先作出叶型的中弧线，在锻件前后缘厚度定义点处作中弧线的垂线，与理论盆向叶型交于点A，与理论背向叶型交于点B，直线AB的长度定义为前缘理论厚度Cq，垂线与实际叶盆线交于A1，与实际叶背线交于B1，直线A1B1的长度定义为前缘实际厚度Cqs；同理，通过点C、D、C1、D1得到后缘理论厚度Ch和后缘实际厚度Chs；以点A、点B连线的中点与点C、点D连线的中点构造直线L，以点A1、点B1连线的中点及点C1、点D1连线的中点构造直线L1，实际盆背型线绕定义的旋转中心将构造的直线L1旋转至与理论直线L平行，实际盆背型线再按L1与L在Y轴方向的距离平移，得到第一次旋转量α1和平移量StackY1；用旋转和平移后的实际叶盆叶背型线再次构造点A1、B1、C1、D1和直线L1，再次旋转和平移，得到第二次旋转量α2和平移量StackY2，直到第n次旋转和平移后，当旋转量和平移量小于0.005时，即完成叶型拟合，此时最终的旋转量为α＝α1+α2+…+αn，最终的平移量为
StackY＝StackY1+StackY2…+StackYn；
S3.2，确定叶型的三个厚度：内切于理论叶型的最大圆直径为理论最大厚度Cmax，内切于实际叶型的最大圆直径为实际最大厚度Cmaxs；直线AB的长度定义为前缘理论厚度Cq，直线A1B1的长度定义为前缘实际厚度Cqs；同理，通过点C、D、C1、D1得到后缘理论厚度Ch和后缘实际厚度Chs；
S3.3，确定叶型轮廓度：轮廓度为不带基准符号的轮廓度，实际叶型按S3.1拟合方法拟合好后，用实际叶型与理论叶型点对点偏差值中的最大值减去最小值即为轮廓度；
S3.4，确定叶型扭角：采用S3.1中叶型拟合旋转的角度α；
S3.5，计算出叶型所有截面的平移量StackY后，设定其中一个定位截面平移量为StackY-1，对应截面位置为Z1，然后构造点StackY-1,Z1，设定另一个定位截面平移量为StackY-2，对应截面位置为Z2，然后构造点StackY-2，Z2，在YZ平面上点StackY-1，Z1和点StackY-2，Z2构造成一直线LBow,其他截面平移量构造的点StackYn，Zn到直线LBow的距离即为该截面的弯曲值Bown，Zn为截面在Z向的距离位置；
S4具体包括，
前后缘厚度补偿时，比较Cqs/Chs相对于Cq/Ch的偏差大小，按偏差值最小的值来调整偏差值最大的值，以最小偏差的厚度点为旋转中心，将盆背叶型在较大偏差的厚度点位置旋转|(Cqs-Cq)-(Chs-Ch)|/2的量，调整后使前后缘厚度的理论值与实际值偏差一致，即(Cqs-Cq)＝(Chs-Ch)；对比各截面前后缘厚度(Cqs-Cq)与(Chs-Ch)分布，找出其偏差值的分布居中值与最小偏差值的差值的一半来偏置盆背叶型曲线，以补偿调整前后缘厚度后叶型最大厚度的偏失；
S5具体包括，
轮廓度补偿时，首先计算拟合后叶型的每个实测值测点到理论设计叶型的距离，并记录偏离理论设计叶型的方向，余量偏大时补偿方向为负，即往负方向补偿轮廓，余量偏小时补偿方向为正，即往正方向补偿轮廓，得到每个测点的矢量和矢量大小，在模具型线对应点处按相应的矢量和矢量大小进行调整，调整因子按1:1进行；
S6具体包括，
叶型扭角补偿时，将模具各个截面盆背型线以自定义的旋转中心为旋转基点，按相反的方向旋转叶型扭角值α大小即完成扭角的调整；
S7具体包括，
叶型弯曲补偿时，将模具各个截面盆背型线沿弯曲实测中偏移方向的相反方向移动Bown大小的弯曲值即可完成叶型弯曲的补偿；
S8具体包括，
完成模具三维模型更新迭代，由S3～S7补偿优化后的模具型腔曲线组生成曲面，由曲面生成模具型腔，完成模具实体更新，迭代模具做出第一版的终锻模，不断地重复S2～S8步骤可不断的逼近补偿优化迭代模具。
作为一种选择，所述S1.1中，规律延伸为自然延伸、线性延伸或圆弧延伸中的一种，收口大小近似一致是指规律延伸后形成的盆背叶身型线的新前缘或新后缘收口处拟合的圆弧半径为理论前缘和理论后缘这两端中圆弧直径较小的一端的圆弧半径的0.8～1.5倍。
作为一种选择，所述S1.2中，垂直距离取0.5～3。
作为一种选择，所述S1.3中，第一圆周和第二圆周与盆背叶身型线的交点将盆背叶身型线沿叶片锻件图X向大致三等分，新前缘或新后缘侧的喇叭口终点开口宽度大于S1.1中规律延伸构成的盆背叶身型线新前缘或新后缘厚度点处规律延伸至S1.2中所作直线得到的两个交点之间的距离，且同侧的喇叭口终点与交点距离大于0.3～2。
作为一种选择，所述S1.4中，厚度点连线延伸的方式还包括以下组合，
理论前缘的厚度点连线和新后缘的厚度点连线；
新前缘的厚度点连线和理论后缘的厚度点连线。
作为一种选择，所述S1.4中，钢材质及高温合金材质的终锻叶片的喇叭口开度大于钛合金材质的终锻叶片的开度。
作为一种选择，所述S2.1中，试锻时，调整上下模具使锻件错移小于0.1，试锻件的数量为5～10件。
作为一种选择，所述S3.1和S6中，旋转中心为Z轴、叶型参数点的平均值坐标点
或封闭叶型围成的构造面的质心点。
作为一种选择，所述S5中，对于弦长过长且拱度稍高的叶型叶片精锻件，分别作出实际叶型的中弧线与理论叶型的中弧线，计算拟合后理论叶型的中弧线到实际叶型的中弧线在每个计算点的偏离值大小与方向，按相同的偏离值大小及相反的偏离方向对模具盆背型线对应点进行补偿调整，调整因子按1:1进行。
作为一种选择，所述S4中，|(Cqs-Cq)-(Chs-Ch)|/2的取值小于等于0.09。
与现有技术相比，本发明提供了一种航空发动机叶片精锻件终锻模的优化设计方法，不仅可对叶型厚度进行补偿设计，还可对叶型轮廓、扭角、弯曲等重要参数进行整体统筹补偿优化设计；且该方法调整前后缘厚度时未改变基于前后缘四个厚度点的拟合方法，保障了前后缘金属流动时的均衡铺展，而后基于此去调整轮廓可大大降低如两边金属流动不对称等相关摩擦因素的影响，从而减少模具版本优化迭代的次数，在现实科研生产过程中用该方法迭代模具版本两三次左右即可制出标准模，消除手工钳修模具的繁杂劳动，并清晰把控模具状态可采用数字化铣削加工(或返修)路线，大大提高精锻生产效率；同时规范化的操作过程有利于实现基于计算机运行的模块化，现实生产实践中已编译出相对应的UG处理插件，大大提升了模具设计及优化的效率。
附图说明
图1为本发明优化设计方法中叶型拟合前示意图；
图2为本发明优化设计方法中叶型拟合后示意图；
图3为本发明设计初版终锻模时补偿叶型厚度轮廓的示意图；
图4为本发明具体实施例中模具前后缘开喇叭口需满足的相关尺寸示意图；
图5为本发明优化设计方法由线生面、由面生体等设计生成0(1、…n)版终锻模过程示意图；
图6为本发明优化设计方法的第二级转子叶片精锻件三坐标检测报告图；
图7为本发明优化设计方法具体实施例中对模具叶身截面叶型补偿前后缘厚度示意图；
图8为本发明优化设计方法补偿盆向叶型轮廓示意图；
图9为本发明优化设计方法补偿模具叶型扭角前后示意图；
图10为本发明优化设计方法补偿模具叶型弯曲前后示意图；
图11为本发明优化设计方法写代码编译出的模块化UG插件示意图；
图12为本发明中开金属流动飞边口时厚度点连续延伸的原理示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的说明，但不应就此理解为本发明所述主题的范围仅限于以下的实施例，在不脱离本发明技术思想的情况下，凡根据本领域普通技术知识和惯用手段做出的各种修改、替换和变更，均包括在本发明的范围内。
需要说明的是，本发明中未注明长度单位的地方均采用毫米(mm)为计量单位。
本发明的一种航空发动机叶片精锻件终锻模的优化设计方法包括：
S1：补偿叶型厚度轮廓设计初版终锻模；
S2：试锻精锻叶片并检测；
S3：计算实测叶型的补偿参数；
S4：补偿前后缘厚度；
S5：补偿叶型轮廓；
S6：补偿叶型扭角；
S7：补偿叶型弯曲；
S8：完成模具三维模型更新迭代。
以下针对S1～S8进行详细解释：
S1：补偿叶型厚度轮廓设计初版终锻模：
S1.1.对于钢件及高温合金精锻叶片的终锻模一般设计余量为0，而对于钛合金精锻叶片的终锻模一般设计单面预留0.2mm的化铣余量。在锻件图坐标系(笛卡尔坐标系)下，在厚度点处规律延伸理论前缘和理论后缘中圆弧直径较大一端的盆背叶身型线，使其收拢至基本与另外一端(圆弧直径较小一端)的收口大小一致；前述锻件图是指精锻叶片的锻件图，其坐标跟叶片成品坐标一致；前述厚度点按照HB 5647-1998《叶片叶型的标注、公差与叶身表面粗糙度》里的“叶型厚度”定义为被叶型限制的垂直于叶型中弧线的线段，因此，本发明中的“厚度点”均是指该线段与叶型的交点；前述规律延伸是指按照叶型原有的曲线趋势进行延伸，一般有自然延伸、线性延伸、圆弧延伸之分，本发明中主要采用的是线性延伸，也可以按圆弧延伸的方式处理；前述收口是指前缘和后缘处的圆弧，大小一致是指圆弧的直径一致，而基本是指通过规律延伸后得到的新前缘或者新后缘的拟合后的圆弧直径(半径)是理论前缘和理论后缘中圆弧直径较小一端的圆弧直径(半径)的0.8～1.5倍；
S1.2.作三条与Y轴方向平行的直线，三条直线分别用于与理论前缘、理论后缘以及S1.1基础上形成的盆背叶型曲线新前缘或新后缘作切线(此时前后缘两端圆弧大小约一致)，形成三个切点，叶片锻件各截面盆背型线收拢的较大圆弧直径一端的直线(例如图3中的LahI)相对其理论位置(设计图中的aq或ah位置，例如图3中Lah位置)的偏移量S基本一致,另一端的直线(例如图3中的Laq)在其理论位置(设计图中的aq或ah位置)；参看图12，作单个叶身截面较大圆弧直径一端的切线且该切线平行于Y轴(记为Lah，此为理论位置的切线)，该线往外侧偏置一定距离S生成一条新的切线(记为LahI)，该叶身截面较大圆弧直径一端从厚度点处规律延伸至LahI时，其收口处圆弧半径R＝(0.8～1.5)较小圆弧直径一端的收口处圆弧半径R；前述相对其理论位置的偏移量基本一致是指每个叶身截面中偏置的偏移量S基本相等(误差在±0.3以内)，确保所有XY平面中的直线偏移量S的值基本一致，偏移量S的取值一般为0.5～3；
S1.3.以S1.2所作理论前缘、理论后缘和新前缘(或新后缘)圆弧的三个切点中的最外侧的两个切点为圆心分别作两个直径相等的圆周(该圆周外径一般取Φ12，具体的取值以将叶身型线在X轴向上分成约3等分为准)，两个圆周与盆背叶身型线相交于四个点上，分别以这四个点为起点、以S1.2中所作直线上的点为终点画圆弧，圆弧的第三点在起点和终点之间(三点画圆弧)，该圆弧使理论盆背型线从圆弧起点处逐渐开喇叭口(用以补偿型面的厚度)，新前缘或新后缘侧的喇叭口终点开口宽度大于S1.1中规律延伸构成的盆背叶身型线新前缘或新后缘厚度点处规律延伸至S1.2中所作直线得到的两个交点之间的距离，一般取单侧宽0.3mm～2mm；为了方便理解，可参看图3中的局部放大图，记终点(即喇叭口终点)在S1.2上直线的交点为点i和点j，S1.1中构成的盆背型线延伸至S1.2上的交点为点i1和点j1，则线段ij长度减去线段i1j1长度＝(0.3mm～2mm)*2，即前述喇叭口终点开口宽度大于两个交点之间距离的值；
S1.4.分别以精锻件前后缘理论厚度点连线(此理论厚度点为叶片设计图规定的需控制的前后缘厚度点或精锻件设计需控制的前后缘厚度点)延伸至S1.3中开喇叭口形成的前后缘各端盆背圆弧，形成四个交点，以同侧(前缘侧或后缘侧)的两交点(或以S1.3中新形成的叶身型线所构造的前后缘各端厚度点)为初始点作两样条曲线(或两圆弧曲线)开喇叭口(即开金属流动飞边口)，该喇叭口曲线起初与叶型延伸规律趋于一致，而后该喇叭口曲线的开度在一定距离内按一定圆外径(该圆的圆心在盆背叶型的中弧线上或其延长线上)逐步开大(最终的圆外径一般为1.5mm～5mm)，喇叭口曲线最终延伸至S1.3中所作的两个圆周。特别的，一般用于钢件及高温合金叶片终锻的喇叭口可适当开大，用于钛合金叶片终锻的喇叭口可适当减小；需要说明的是，喇叭口曲线起初与叶型延伸规律趋于一致是指线性延伸规律趋于一致，喇叭口不是一下就突然扩大开口，而是有一个过渡过程；
S1.5.将S1.4中喇叭口曲线与S1.3中夹在前后缘厚度点叶型内的盆背叶身型线连接形成模具型腔曲线，由曲线组生成曲面，由曲面拉伸成体，用求差法做出安装板及定位凸台等后加设拔模角，按模座对应的模块尺寸修正模具模型，做出第0版(初版)的终锻模。特别的，模具建模过程需用参数化命令，以更利于后期的更新迭代。
S2：试锻精锻叶片并检测：
S2.1.试锻：根据S1设计的初版终锻模，调整上下模具的前、后及左、右错移，使锻件错移小于0.1，调整模座吻合板，按锻件图厚度要求控制锻件厚度，以各截面最大厚度值最小的截面达标为准，完成精锻件的试锻，控制厚度波动，锻造的数量一般取(5～10)件，保证锻造过程趋于稳定；
S2.2.精锻叶片检测：采用合适的方法(如三坐标测量机，定位误差一般在千分位)对精锻叶片进行检测，以锻件图6个定位点为基准，使定位点误差小于0.005，检测叶身盆背型线，得到盆背实测点数据，即在锻件坐标系下锻件实物的实际坐标点。6个定位点在锻件图中需明确具体是哪6个定位点，不是随机选择，选点时要求6个定位点有一定距离的横纵跨度使得能够稳固精确定位锻件。S3：计算实测叶型的补偿参数：
实测的叶身型线与理论叶身型线间有一定的偏差，归纳起来可用叶型厚度、叶型轮廓度、扭角、弯曲四个参数来综合评价实际叶型的好坏，其拟合计算方法有基于叶型的整体拟合法和基于叶型前后缘厚度点的拟合法，本发明重点阐述基于叶型前后缘厚度点的拟合法，使叶型的各补偿参数能够被更清晰的理解。
S3.1.拟合原理：如图1所示,首先作出叶型的中弧线，在锻件前后缘厚度定义点处(一般距前缘圆弧2mm处)作中弧线的垂线，与理论盆向叶型交于点A，与理论背向叶型交于点B，直线AB的长度定义为前缘理论厚度Cq，垂线与实际叶盆线交于点A1，与实际叶背线交于点B1，直线A1B1的长度定义为前缘实际厚度Cqs；同理，通过点C、D、C1、D1得到后缘理论厚度Ch和后缘实际厚度Chs；以点A点B连线的中点与点C点D连线的中点构造直线L，以点A1点B1连线的中点及点C1点D1连线的中点构造直线L1，实际盆背型线绕定义的旋转中心(可为Z轴、叶型参数点的平均值点
或封闭叶型围成的构造面的质心点)将构造的直线L1旋转至与理论直线L平行，实际盆背型线再按L1与L在Y轴方向的距离平移，得到第一次旋转量α1和平移量StackY1；用旋转和平移后的实际叶盆叶背型线再次构造点A1、B1、C1、D1和直线L1，再次旋转和平移，得到第二次旋转量α2和平移量StackY2，直到第n次旋转和平移后，当旋转量和平移量小于0.005时，即完成叶型拟合如图2所示。最终的旋转量为α＝α1+α2+…+αn，平移量为StackY＝StackY1+StackY2…+StackYn。前述叶型参数点是指构成叶身型线的各个点的坐标，由点生成线，因每个叶身截面其Z坐标一定，故只取XY坐标值，取多个参数点的平均值。
S3.2.确定叶型的三个厚度：内切于理论叶型的最大圆直径即为理论最大厚度Cmax，内切于实际叶型的最大圆直径即为实际最大厚度Cmaxs；直线AB的长度定义为前缘理论厚度Cq，直线A1B1的长度定义为前缘实际厚度Cqs；同理，通过点C、D、C1、D1得到后缘理论厚度Ch和后缘实际厚度Chs。
S3.3.确定叶型轮廓度：本发明的轮廓度为不带基准符号的轮廓度，实际叶型按上述S1.3拟合方法拟合好后，用实际叶型与理论叶型点对点偏差值中的最大值减去最小值即为轮廓度。前述不带基准符号的轮廓度是指不以某几个面作为基准来检测叶型的轮廓，而是通过拟合(位置可动)的方式去检测叶型的轮廓，拟合原理见S1.3；
S3.4.确定叶型扭角：采用S3.1中叶型拟合旋转的角度α。
S3.5.确定叶型弯曲：计算出叶型所有截面的平移量StackY后，设定其中一个定位截面平移量为StackY-1(截面位置为Z1)并构造点(StackY-1,Z1)，设定另一个定位截面平移量为StackY-2(截面位置为Z2)并构造点(StackY-2，Z2)，在YZ平面上点(StackY-1，Z1)和点(StackY-2，Z2)构造成一直线LBow,其他截面平移量构造的点(StackYn，Zn)(注：Zn为截面在Z向的距离位置)到直线LBow的距离即为该截面的弯曲值Bown，而一般定位截面的弯曲值为0，故计算出的弯曲值反应的是叶片沿叶展方向的弯曲程度。
S4：补偿前后缘厚度：
比较Cqs/Chs相对于Cq/Ch的偏差大小，按偏差值最小的值来调整偏差值最大的值，以最小偏差的厚度点为旋转中心，将盆背叶型在较大偏差的厚度点位置旋转|(Cqs-Cq)-(Chs-Ch)|/2的量(一般调整量不超过0.09mm)，调整后使前后缘厚度的理论值与实际值偏差一致，即(Cqs-Cq)＝(Chs-Ch)；对比各截面前后缘厚度(Cqs-Cq)与(Chs-Ch)分布，找出其偏差值的分布居中值(即平均值∑C(q||h)＆s-C(q||h)，按分布居中值)与最小偏差值的差值的一半(即[∑C(q||h)&s-C(q||h)]-min︱Cqs||Chs-Cq||Ch︱/2)来偏置盆背叶型曲线(一般偏置值不超过0.09mm)，以补偿调整前后缘厚度后叶型最大厚度的偏失。需要说明的是，符合||代表或，&代表且(相连接)，C(q||h)表示前缘或后缘的理论厚度，C(q||h)&s表示前缘或后缘的实际厚度；
S5：补偿叶型轮廓：
S5.1.厚度调整完成后，会对轮廓度产生一定的影响，首先计算拟合后叶型的每个测点(实测值)到理论设计叶型的距离，并记录偏离理论设计叶型的方向，余量偏大时补偿方向为负(即往负方向补偿轮廓)，余量偏小时补偿方向为正(即往正方向补偿轮廓)，得到每个测点的矢量和矢量大小，在模具型线对应点处按相应的矢量和矢量大小进行调整，调整因子按1:1进行。
S5.2.对于弦长过长(一般弦长b＞40时)且拱度稍高的叶型叶片精锻件，其热处理后会发生在拱度向的叶型轮廓偏离，此时分别作出实际叶型的中弧线Lz(未在说明书附图中画出)与理论叶型的中弧线Lz1(未在说明书附图中画出)，计算拟合后Lz1到Lz在每个计算点的偏离值大小与方向，按相同的偏离值大小及相反的偏离方向对模具盆背型线对应点进行补偿调整，调整因子按1:1进行。
S5.1与S5.2中对叶型轮廓的补偿方法起到的最终效果差别不大，在实际操作过程中可根据实际选择进行。
S6：补偿叶型扭角：
将模具各个截面盆背型线以自定义的旋转中心(可为Z轴、叶型参数点的平均值点
或封闭叶型围成的构造面的质心点)为旋转基点，按相反的方向旋转叶型扭角值α大小即完成扭角的调整。此处可将锻造回弹及热处理变形补偿到终锻模中，在补偿热处理变形时，应确保叶片热处理变形趋于一致：可通过减少悬挂重力作用的影响、减少气淬冷却过程的热效应及促使热处理装夹趋于一致等方式来保障。
S7：补偿叶型弯曲：
将模具各个截面盆背型线沿弯曲实测中偏移方向的相反方向移动Bown大小的弯曲值即可完成叶型弯曲的补偿。此处可将锻造回弹及热处理变形补偿到终锻模中，在补偿热处理变形时，应确保叶片热处理变形趋于一致：可通过减少悬挂重力作用的影响、减少气淬冷却过程的热效应及促使热处理装夹趋于一致等方式来保障。
S8：完成模具三维模型更新迭代：
由补偿优化后的模具型腔曲线组生成曲面，由曲面生成模具型腔，完成模具实体更新，迭代模具做出1版的终锻模。不断地重复S2～S8可不断的逼近补偿优化迭代模具，其模具版本依次升级至n版。
下面选取一种第二级转子叶片的终锻模为优化设计对象，结合附图1～图11具体描述本发明的优化方法：
S1：补偿叶型厚度轮廓设计初版终锻模：
如图3和图12所示，
S1.1.对于钢件及高温合金精锻叶片的终锻模一般设计余量为0，而对于钛合金精锻叶片的终锻模一般设计单面预留0.2mm的化铣余量。在锻件图XYZ坐标系下(即选择锻件设计图所给的叶身截面线所在的XY平面，一般默认在所给叶身截面的XY平面上)，在厚度点E、点F处线性延伸前后缘圆弧直径较大一端的盆背叶身型线，如图3中所示的Lhb和Lhp，使其收拢至基本与另外一端(圆弧直径较小端)收口大小一致，即图12中收口圆弧半径Rh≈(1～1.5)收口圆弧半径Rq；
S1.2.作三条与Y轴方向平行的直线，记为Laq、Lah和Lah1，其中Laq和Lah1两条直线用于与S1.1基础上形成的盆背叶型曲线作前后缘圆弧相切，此时圆弧大小约一致即Rh≈(1～1.5)Rq，各截面盆背型线收拢的较大圆弧直径一端的直线Lah1相对其理论位置Lah的偏移量S基本一致(即图3中各截面的偏移量S基本一致，S取值为0.5～3),另一端的直线Laq在其理论位置；
S1.3.以S1.2所作两条直线切线Laq、Lah1与前后缘圆弧的切点为圆心分别作Φ12的圆○q和圆○h，圆○q和圆○h将叶身型线在X轴方向大约三等分，圆○q、圆○h与盆背叶身型线相交于A、B、C、D四个点上,分别从这四个点为起点、以S1.2中所作直线上的点为终点画圆弧，圆弧第三点在这两点之间，该圆弧使理论盆背型线从圆弧起点处逐渐开喇叭口以补偿型面的厚度，终点(即喇叭口开口终点i和终点j)稍宽于S1.1中构成的盆背型线从新前缘或新后缘的厚度点处开始做线性延伸(直线延伸)至S1.2中所作直线Lah1得到的两个交点之间的距离(即交点i1和交点j1构成的线段i1j1长度)，一般取单侧宽0.3mm～2mm(图中线段ii1长度)，以C点作的喇叭口如图3中放大图所示；
S1.4.以精锻件前后缘理论厚度点(E、F、G、H点)连线或新形成的叶身型线所构造的前后缘各端厚度点(E1、F1、G、H点)连线做直线两端延伸至S1.3中开喇叭口形成的前后缘各端盆背圆弧线形成的交点(例如图12中的点G1和点H1分别是点G和点H连线向两端直线延伸与S1.3中点A、B、C、D为起点的圆弧相交形成的交点)为初始点，作四条样条曲线(或两圆弧曲线)开喇叭口Vq、Vh(即开金属流动飞边口)，该喇叭口样条曲线起初与叶型延伸规律趋于一致，而后该喇叭口样条曲线开度在一定距离内按一定圆外径(该圆的圆心在盆背叶型的中弧线上或其延长线上)逐步开大(最终的圆外径一般为1.5mm～5mm)，喇叭口样条曲线最终延伸至S1.3中所作的Φ12圆(本实施例中喇叭口满足图4中各圆的相关尺寸要求)。特别的，一般用于钢件及高温合金叶片终锻的喇叭口可适当开大，用于钛合金叶片终锻的喇叭口可适当减小；图4中展示了喇叭口样条曲线开度的变化过程，图4中C1～C6为6个外径不同的圆，圆C6上的两个交点是喇叭口Vh的终点，起点为圆C3上的两交点，圆C3到圆C5的过渡曲线对应喇叭口样条曲线起初与叶型延伸规律趋于一致，圆C4用于辅助确定距离，圆C5到圆C6过渡曲线对应喇叭口开度在一定距离内按一定圆径逐步开大，最终的圆径为圆C6，p1～p6为圆C1～C6与盆背叶型的中弧线交点之间的距离，对应前述在一定距离内中距离控制，圆C5与圆C2的外径满足C5＝x*C2，x为放大系数，一般取0.5～1.5，Φp7和Φp8为圆C6和圆C5的外径，图4中只是展示了一种喇叭口样条曲线的控制方式，并非限定只有这一种喇叭口控制方式，只要满足喇叭口样条曲线起初与叶型延伸规律趋于一致，而后该喇叭口样条曲线开度在一定距离内按一定圆外径逐步开大，最终延伸至S1.3中所作的Φ12圆的样条曲线控制方式都符合本发明的要求；
S1.5.将S1.4中喇叭口样条曲线与S1.3中夹在前后缘厚度点叶型内的盆背叶身型线Lp、Lb连接形成模具型腔曲线如图5中Lmp、Lmb，由曲线组生成曲面，由曲面拉伸成体，用求差法做出安装板及定位凸台等后加设拔模角，按模座对应的模块尺寸修正模具模型，做出零版(初版)的终锻模如图5所示。特别的，模具建模过程需用参数化命令，以更利于后期的更新迭代。
S2：试锻精锻叶片并检测：
S2.1.试锻：调整上下模具的前后及左右错移，使锻件错移小于0.1，调整模座吻合板(螺旋压力机上的座子或者模座，座子上留有模具的装配紧固位置，同时座子上也有吻合板，吻合板用于螺旋压力机行程的二次限位)，按锻件图厚度要求控制锻件厚度，以各截面最大厚度值最小的截面达标为准，完成精锻件的试锻，控制厚度波动，锻造的数量一般取(5～10)件，保证锻造过程趋于稳定；
S2.2.精锻叶片检测：采用合适的方法(此例中采用三坐标测量机)对精锻叶片进行检测，以锻件图6个定位点为基准，使定位点误差小于0.005，检测叶身盆背型线，得到盆背实测点数据，即在锻件坐标系下锻件实物的实际坐标点。S3：计算实测叶型的补偿参数：
采用三坐标测量机对该精锻件进行检测，检测并拟合计算后的报告如图6所示，叶型厚度用Cmax/Cq/Ch表示、叶型轮廓度用CV/CC表示、扭角用Twist表示、弯曲用Bow表示，使用这四个(类)参数来综合评价实际叶型的好坏。
S4：补偿前后缘厚度：
如图6检测报告所示，以section1截面为例(其他截面按照同样方法补偿前后缘厚度)，因Ch＞Cq(相对理论的偏差值)，故以Cq来调整Ch。如图7所示，以A1为旋转中心，将Lmp旋转使厚度点从C1到C2形成Lmp1，C1C2＝(0.596-0.433)/2＝0.0815。以B1为旋转中心，将Lmb旋转使厚度点从D1到D2形成Lmb1，D1D2＝(0.596-0.433)/2＝0.0815；对比各截面前后缘厚度与理论的偏差分布，发现其偏差值的分布居中值为0.52，按分布居中值与最小偏差值的差值的一半即(0.52/2-0.43/2＝0.045)来偏置盆背叶型曲线为Lmp2、Lmb2，以补偿调整前后缘厚度后叶型最大厚度的偏失。
S5：补偿叶型轮廓：
如图6检测报告所示，以section1截面为例(其他截面按照同样方法补偿叶型轮廓)，按方案中S5.1的方法施行，对其盆向叶型轮廓CC进行补偿实施示意，首先计算拟合后叶型的每个测点(实测值)到理论设计叶型的距离，并记录偏离理论设计叶型的方向，余量偏大时补偿方向为负(即往负方向补偿轮廓)，余量偏小时补偿方向为正(即往正方向补偿轮廓)，得到每个测点的矢量和矢量大小，在模具型线对应点处按相应的矢量和矢量大小进行调整，调整因子按1:1进行，补偿后如图8所示(注：理论设计叶型为余量0.2的叶型，图中未作出)。特别的，示意图中补偿轮廓后的叶型已进行拟合。
S6：补偿叶型扭角：
如图6检测报告所示，以section1截面为例(其他截面按照同样方法补偿叶型扭角)，将1截面模具盆背型线Lmp&b以Z轴为旋转基点并绕+Z轴旋转0.094°后得到Lmp&b1如图9所示，此时的旋转叶型扭角值α大小为图6检测报告中1截面的Twist，其补偿方向为正向与图6报告中检测的方向相反。锻造回弹补偿及热处理变形补偿到终锻模中都是按如上方法进行，在补偿热处理变形时，应确保叶片热处理变形趋于一致：可通过减少悬挂重力作用的影响、减少气淬冷却过程的热效应及促使热处理装夹趋于一致等方式来保障。
S7：补偿叶型弯曲：
如图6检测报告所示，以section0截面为例(其他截面按照同样方法补偿叶型弯曲)，将0截面模具盆背型线Lmp&b-0以图6中检测报告的Bow值沿相反方向补偿0.055(其中+Y向为正向，反之为负向)获得Lmp&b-01，完成0截面的叶型弯曲补偿如图10所示。锻造回弹补偿及热处理变形补偿到终锻模中都是按如上方法进行，在补偿热处理变形时，应确保叶片热处理变形趋于一致：可通过减少悬挂重力作用的影响、减少气淬冷却过程的热效应及促使热处理装夹趋于一致等方式来保障。
S8：完成模具三维模型更新迭代：
由补偿优化后的模具型腔曲线组生成曲面，由曲面生成模具型腔，完成模具实体更新，迭代模具做出1版的终锻模如图5所示。不断地重复S2～S8可不断的逼近补偿优化迭代模具，其模具版本依次升级至n版。
在实际具体实践过程中，按照本发明方法对钢件及高温合金材质叶片精锻件的终锻模进行优化设计迭代约2版模具即可锻出符合要求的叶片精锻件，对钛合金材质叶片精锻件的终锻模进行优化设计迭代约4版模具即可锻出符合要求的叶片精锻件。
同时，本发明规范化的操作过程S1～S8有利于实现基于计算机运行的模块化，本发明在生产实践中已通过代码编译出相对应的UG处理插件，大大提升了模具设计及优化的效率，其UG插件模块如图11所示。
Claims (10)
1.一种航空发动机叶片精锻件终锻模的优化设计方法，其特征在于：包括，
S1，补偿叶型厚度轮廓，设计初版终锻模；
S2，试锻精锻叶片并检测；
S3，计算实测叶型的补偿参数；
S4，补偿前、后缘厚度；
S5，补偿叶型轮廓；
S6，补偿叶型扭角；
S7，补偿叶型弯曲；
S8，完成模具三维模型更新迭代；
其中，
S1具体包括，
S1.1，在叶片锻件图XYZ坐标系下，从叶片理论前缘和理论后缘这两端中选择圆弧直径较大的一端，从该端对应的厚度点处开始，向着远离圆弧直径较小一端方向规律延伸盆背叶身型线，并使其收拢至基本与圆弧直径较小一端的收口大小近似一致，形成盆背叶身型线的新前缘或新后缘；
S1.2，针对叶片锻件图Z轴向的各个叶身叶型截面所在的XY平面，在XY平面内作三条与叶片锻件图Y轴向平行的直线，分别与理论前缘、理论后缘以及S1.1中形成的新前缘或新后缘的收口处圆弧相切并形成三个切点，确保各XY平面中偏移量基本一致，所述偏移量为理论前缘和理论后缘中圆弧直径较大的一端对应切点所在直线到理论前缘和理论后缘中圆弧直径较大的一端规律延伸形成的新前缘或新后缘对应切点所在直线之间的垂直距离；
S1.3，以S1.2形成的三个切点中最外侧的两个切点为圆心，分别作直径相等的第一圆周和第二圆周，第一圆周和第二圆周与盆背叶身型线相交于四个点，分别以这四个点为起点、以S1.2中所作三条直线中最外侧的两条直线上的点为终点各画四条圆弧，每条圆弧的第三点位于起点和终点之间，理论前缘侧的两条圆弧以及理论后缘侧的两条圆弧使理论盆背叶身型线从圆弧起点处逐渐开喇叭口，新前缘或新后缘侧的喇叭口终点开口宽度大于S1.1中规律延伸构成的盆背叶身型线新前缘或新后缘厚度点处规律延伸至S1.2中所作直线得到的两个交点之间的距离；
S1.4，分别以叶片精锻件理论前缘的厚度点连线和理论后缘的厚度点连线延伸至S1.3中开喇叭口形成的理论前缘端、理论后缘端盆背侧圆弧，从而形成四个交点，分别以这四个交点为初始点作四条样条曲线或圆弧曲线形成两个喇叭口，喇叭口曲线起初与叶身型线延伸规律趋于一致，而后该喇叭口开度在一定距离内按一定圆的外径逐步开大，前述圆的圆心在盆背叶型的中弧线上或中弧线的延长线上，喇叭口曲线最终延伸至S1.3中所作的第一圆周和第二圆周；
S1.5，将S1.4中喇叭口曲线与S1.3中夹在前后缘厚度点内的盆背叶身型线连接形成模具型腔曲线，由曲线组生成曲面，由曲面拉伸成体，用求差法做出安装板及定位凸台后加设拔模角，按模座对应的模块尺寸修正模具模型，做出初版终锻模；
S2具体包括，
S2.1，根据S1设计的初版终锻模进行试锻，调整上、下模具的前、后及左、右错移，调整模座吻合板，按锻件图厚度要求控制锻件厚度，以各截面最大厚度值最小的截面达标为准，完成精锻件的试锻，控制厚度波动；
S2.2，对精锻叶片进行检测，以锻件图中选定的6个定位点为基准，使定位点误差在千分位，检测叶身盆背型线，得到盆背实测点数据，即在锻件坐标系下锻件实物的实际坐标点；
S3具体包括：
S3.1，拟合方法：首先作出叶型的中弧线，在锻件前后缘厚度定义点处作中弧线的垂线，与理论盆向叶型交于点A，与理论背向叶型交于点B，直线AB的长度定义为前缘理论厚度Cq，垂线与实际叶盆线交于A1，与实际叶背线交于B1，直线A1B1的长度定义为前缘实际厚度Cqs；同理，通过点C、D、C1、D1得到后缘理论厚度Ch和后缘实际厚度Chs；以点A、点B连线的中点与点C、点D连线的中点构造直线L，以点A1、点B1连线的中点及点C1、点D1连线的中点构造直线L1，实际盆背型线绕定义的旋转中心将构造的直线L1旋转至与理论直线L平行，实际盆背型线再按L1与L在Y轴方向的距离平移，得到第一次旋转量α1和平移量StackY1；用旋转和平移后的实际叶盆叶背型线再次构造点A1、R1、C1、D1和直线L1，再次旋转和平移，得到第二次旋转量α2和平移量StackY2，直到第n次旋转和平移后，当旋转量和平移量小于0.005时，即完成叶型拟合，此时最终的旋转量为α＝α1+α2+…+αn，最终的平移量为StackY＝StackY1+StackY2…+StackYn；
S3.2，确定叶型的三个厚度：内切于理论叶型的最大圆直径为理论最大厚度Cmax，内切于实际叶型的最大圆直径为实际最大厚度Cmaxs；直线AB的长度定义为前缘理论厚度Cq，直线A1B1的长度定义为前缘实际厚度Cqs；同理，通过点C、D、C1、D1得到后缘理论厚度Ch和后缘实际厚度Chs；
S3.3，确定叶型轮廓度：轮廓度为不带基准符号的轮廓度，实际叶型按S3.1拟合方法拟合好后，用实际叶型与理论叶型点对点偏差值中的最大值减去最小值即为轮廓度；
S3.4，确定叶型扭角：采用S3.1中叶型拟合旋转的角度α；
S3.5，计算出叶型所有截面的平移量StackY后，设定其中一个定位截面平移量为StackY-1，对应截面位置为Z1，然后构造点(StackY-1，Z1)，设定另一个定位截面平移量为StackY-2，对应截面位置为Z2，然后构造点(StackY-2，Z2)，在YZ平面上点(StackY-1，Z1)和点(StackY-2，Z2)构造成一直线LBow，其他截面平移量构造的点(StackYn，Zn)到直线LBow的距离即为该截面的弯曲值Bown，Zn为截面在Z向的距离位置；
S4具体包括，
前后缘厚度补偿时，比较Cqs/Chs相对于Cq/Ch的偏差大小，按偏差值最小的值来调整偏差值最大的值，以最小偏差的厚度点为旋转中心，将盆背叶型在较大偏差的厚度点位置旋转|(Cqs-Cq)-(Chs-Ch)|/2的量，调整后使前后缘厚度的理论值与实际值偏差一致，即(Cqs-Cq)＝(Chs-Ch)；对比各截面前后缘厚度(Cqs-Cq)与(Chs-Ch)分布，找出其偏差值的分布居中值与最小偏差值的差值的一半来偏置盆背叶型曲线，以补偿调整前后缘厚度后叶型最大厚度的偏失；
S5具体包括，
轮廓度补偿时，首先计算拟合后叶型的每个实测值测点到理论设计叶型的距离，并记录偏离理论设计叶型的方向，余量偏大时补偿方向为负，即往负方向补偿轮廓，余量偏小时补偿方向为正，即往正方向补偿轮廓，得到每个测点的矢量和矢量大小，在模具型线对应点处按相应的矢量和矢量大小进行调整，调整因子按1:1进行；
S6具体包括，
叶型扭角补偿时，将模具各个截面盆背型线以自定义的旋转中心为旋转基点，按相反的方向旋转叶型扭角值α大小即完成扭角的调整；
S7具体包括，
叶型弯曲补偿时，将模具各个截面盆背型线沿弯曲实测中偏移方向的相反方向移动Bown大小的弯曲值即可完成叶型弯曲的补偿；
S8具体包括，
完成模具三维模型更新迭代，由S3～S7补偿优化后的模具型腔曲线组生成曲面，由曲面生成模具型腔，完成模具实体更新，迭代模具做出第一版的终锻模，不断地重复S2～S8步骤可不断的逼近补偿优化迭代模具。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片精锻件终锻模的优化设计方法，其特征在于：所述S1.1中，规律延伸为自然延伸、线性延伸或圆弧延伸中的一种，收口大小近似一致是指规律延伸后形成的盆背叶身型线的新前缘或新后缘收口处拟合的圆弧半径为理论前缘和理论后缘这两端中圆弧直径较小的一端的圆弧半径的0.8～1.5倍。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片精锻件终锻模的优化设计方法，其特征在于：所述S1.2中，垂直距离取0.5～3。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片精锻件终锻模的优化设计方法，其特征在于：所述S1.3中，第一圆周和第二圆周与盆背叶身型线的交点将盆背叶身型线沿叶片锻件图X向大致三等分，新前缘或新后缘侧的喇叭口终点开口宽度大于S1.1中规律延伸构成的盆背叶身型线新前缘或新后缘厚度点处规律延伸至S1.2中所作直线得到的两个交点之间的距离，且同侧的喇叭口终点与交点距离大于0.3～2。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片精锻件终锻模的优化设计方法，其特征在于：所述S1.4中，厚度点连线延伸的方式还包括以下组合，
理论前缘的厚度点连线和新后缘的厚度点连线；
新前缘的厚度点连线和理论后缘的厚度点连线
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片精锻件终锻模的优化设计方法，其特征在于：所述S1.4中，钢材质及高温合金材质的终锻叶片的喇叭口开度大于钛合金材质的终锻叶片的开度。
7.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片精锻件终锻模的优化设计方法，其特征在于：所述S2.1中，试锻时，调整上下模具使锻件错移小于0.1，试锻件的数量为5～10件。
8.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片精锻件终锻模的优化设计方法，其特征在于：所述S3.1和S6中，旋转中心为Z轴、叶型参数点的平均值坐标点
或封闭叶型围成的构造面的质心点。
9.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片精锻件终锻模的优化设计方法，其特征在于：所述S5中，对于弦长过长且拱度稍高的叶型叶片精锻件，分别作出实际叶型的中弧线与理论叶型的中弧线，计算拟合后理论叶型的中弧线到实际叶型的中弧线在每个计算点的偏离值大小与方向，按相同的偏离值大小及相反的偏离方向对模具盆背型线对应点进行补偿调整，调整因子按1∶1进行。
10.根据权利要求1所述的一种航空发动机叶片精锻件终锻模的优化设计方法，其特征在于：所述S4中，|(Cqs-Cq)-(Chs-Ch)|/2的取值小于等于0.09。
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