CN114932281B - 航空发动机叶片精密电解用前后缘阴极三要素设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了航空发动机叶片精密电解用前后缘阴极三要素设计方法，包括选取理论模型的若干个叶片前后缘阴极设计截面，确定各个设计截面中叶片理论前后缘圆角半径；设计圆形前后缘阴极结构，确定并选取多组不同的圆形前后缘阴极结构设计三要素设计各个截面的圆形前后缘阴极模型，得到圆形前后缘阴极结构；优选圆形前后缘阴极结构设计三要素，并进行叶片前后缘精密电解加工试验验证，直到得到符合误差要求的叶片前后缘。本发明通过优选圆形前后缘阴极结构设计三要素，降低前后缘阴极设计难度，减少阴极迭代修正次数，提高叶片前后缘电解加工精度，为航空发动机叶片精密电解加工批产应用奠定良好基础。

Description

航空发动机叶片精密电解用前后缘阴极三要素设计方法

技术领域

本发明属于电解加工技术领域，具体涉及航空发动机叶片精密电解用前后缘阴极三要素设计方法。

背景技术

叶片作为航空发动机的关键组成部分，其加工精度对航空发动机的性能和稳定性有着举足轻重的影响。前后缘作为航空发动机叶片的关键结构，在叶片工作时起到气流分离与汇合的作用，其加工精度决定了航空发动机叶片的气动性能。前后缘加工误差过大会引起叶片气流流场紊乱及载荷分布不均，从而诱发叶片产生颤振，影响航空发动机运行稳定性及使用寿命，因此航空发动机叶片前后缘加工误差要求高。然而航空发动机叶片多为型面复杂、弯扭程度较大的薄壁零件，部分叶片前后缘厚度甚至小于0.3mm，且一般采用高温合金、钛合金等难加工材料，进一步增大了叶片前后缘的加工难度。

电解加工具有不受材料力学性能限制、加工效率高、表面质量好、工具阴极无损耗等特点，特别适合航空发动机叶片的批量加工。然而，影响前后缘电解加工过程的因素较多，目前还很难稳定达到设计要求的高精度。

由于航空发动机叶片前后缘结构复杂，电解加工过程中电场稳定性差，难以进入平衡状态，使得前后缘阴极结构设计困难。传统叶片电解加工阴极常采用中间分型结构，该结构前后缘在电解加工过程中存在电场集中,容易导致前后缘过切、形成尖边等问题，且前后缘阴极位置及轮廓须经多次试验反复迭代修正，加工精度很难满足要求。

为了提高航空发动机叶片前后缘电解加工精度，亟需创新叶片前后缘阴极设计方法。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，提供航空发动机叶片精密电解用前后缘阴极三要素设计方法，能够降低前后缘阴极设计难度，减少阴极迭代修正次数，提高叶片前后缘电解加工精度。

为实现上述技术目的，本发明采取的技术方案为：

航空发动机叶片精密电解用前后缘阴极三要素设计方法，包括：

步骤1，根据叶片理论模型，选取理论模型的若干个叶片前后缘阴极设计截面，分析各个设计截面中叶片前后缘的结构特点，确定各个设计截面中叶片理论前后缘圆角半径r；

步骤2，根据各个设计截面中叶片前后缘的结构特点，设计叶片前后缘阴极轮廓为圆形的圆形前后缘阴极结构，确定圆形前后缘阴极结构设计三要素，选取多组不同的圆形前后缘阴极结构设计三要素设计各个截面的圆形前后缘阴极模型，得到圆形前后缘阴极结构；

步骤3，对步骤2的圆形前后缘阴极结构采用数值分析或仿真模拟，优选圆形前后缘阴极结构设计三要素，并进行叶片前后缘精密电解加工试验验证，最后得到符合误差要求的叶片前后缘；

步骤4，若步骤3中优选圆形前后缘阴极结构设计三要素并进行试验验证后，叶片前后缘无法达到误差要求，则根据试验结果对优选的圆形前后缘阴极结构设计三要素进行进一步调整，重复步骤2至步骤3，直至得到符合误差要求的叶片前后缘。

为优化上述技术方案，采取的具体措施还包括：

上述的步骤2所述阴极结构的要素包括前后缘阴极圆心位置P及前后缘阴极半径R；

所述前后缘阴极圆心位置P由高度H和夹角α两个参数确定；

所述高度H是指前后缘阴极圆心P与叶片理论前后缘圆心O的垂直距离；

所述夹角α是指圆心P和圆心O的连线与竖直方向的夹角；

基于上述分析确定圆形前后缘阴极结构设计三要素为所述半径R、高度H和夹角α。

上述的步骤2选取多组不同的圆形前后缘阴极结构设计三要素设计各个截面的圆形前后缘阴极模型，得到圆形前后缘阴极结构，包括：

1)选取多组不同的圆形前后缘阴极结构设计三要素设计各个设计截面的二维圆形前后缘阴极模型；

2)将各个设计截面中的二维圆形前后缘阴极模型拟合成三维模型，与叶片型面阴极进行布尔求差，得到圆形前后缘阴极结构。

上述的1)中，多组不同的圆形前后缘阴极结构设计三要素包括不同的前后缘阴极半径R和高度H、夹角α；

不同的圆形前后缘阴极结构设计三要素中存在的几何关系计算式为：

R＝nr

其中，n为正有理数且n≥2；

半径R与叶片理论前后缘圆角半径r呈倍数关系设计，高度H从前后缘阴极圆心P与叶片理论前后缘圆心O同心开始设计，夹角α采用最佳分形线和最佳分形点设计方法设计。

上述的最佳分形点为叶片截面线内各内切圆圆心连结而成的拟合曲线的切向延长线与前后缘的交点，所述最佳分形线为该切向延长线，当圆心O与圆心P均处于最佳分形线上，此时前后缘电场分布最均匀，基于此设计夹角α。

上述的步骤3包括：

1)通过数值分析或仿真模拟方法，对不同圆形前后缘阴极结构设计三要素下的叶片前后缘阴极结构进行电解加工成形预测，计算前后缘成形预测误差，根据前后缘成形预测误差优选圆形前后缘阴极结构设计三要素；

2)进行叶片前后缘精密电解加工试验验证，最后得到符合误差要求的叶片前后缘。

上述的前后缘成形预测误差包括前后缘圆角半径大小、前后缘最高点余量大小及前后缘位置偏移量。

上述的步骤4中，若步骤3中优选圆形前后缘阴极结构设计三要素并进行试验验证后，叶片前后缘无法达到误差要求，则根据试验结果对优选的圆形前后缘阴极结构设计三要素进行进一步调整：

根据实际加工叶片前后缘测量结果，对半径R和高度H进行微调，若实际加工叶片前后缘圆角半径偏小，则增大阴极半径R；若实际加工叶片前后缘最高点过切，则增大高度H，夹角α采用最佳分形线和分形点设计方法确定，重复步骤2至步骤3，直至得到符合误差要求的叶片前后缘。

本发明具有以下有益效果：

1.本发明通过设计一种圆形前后缘阴极结构，确定叶片前后缘阴极结构设计三要素(圆形前后缘阴极半径R、阴极圆心与前后缘圆心的竖直高度H及两圆心连线与竖直方向的夹角α)，并通过数值分析或仿真模拟方法优选合理的阴极结构设计三要素，降低前后缘阴极设计难度，减少阴极迭代修正次数，提高航空发动机叶片前后缘电解加工精度，使叶片加工能够满足设计要求。

2.本发明能够在航空发动机叶片精密电解加工工艺攻关过程和后续叶片批量生产中发挥巨大作用，为航空发动机叶片精密电解加工批产应用奠定良好基础，具有广阔的应用前景。

附图说明

图1是圆形前后缘阴极结构示意图；

图2是圆形前后缘阴极结构设计三要素示意图；

图3是最佳分形线及分形点设计方法示意图；

图4是叶片前后缘阴极结构设计流程图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例作进一步详细描述。

本发明的目的是提供一种航空发动机叶片精密电解用前后缘阴极三要素设计方法，以解决上述现有技术存在的问题，能够降低前后缘阴极设计难度，减少阴极迭代修正次数，提高航空发动机叶片前后缘电解加工精度。

参见图4，本发明提供一种航空发动机叶片精密电解用前后缘阴极三要素设计方法，包括以下步骤：

步骤1，根据叶片理论模型，选取若干个叶片前后缘阴极设计截面，所述若干个叶片前后缘阴极设计截面是指叶片理论模型设计截面；

分析各个设计截面中叶片前后缘的结构特点，确定各个设计截面中叶片理论前后缘圆角半径r。

步骤2，根据各个设计截面中叶片前后缘的结构特点，设计一种圆形前后缘阴极结构，图1中虚线圆圈部位1即为圆形前后缘阴极结构轮廓，所述圆形前后缘阴极结构是指叶片前后缘阴极轮廓为圆形。

如图2所示，确定圆形前后缘阴极结构设计三要素，所述阴极结构的要素包括前后缘阴极圆心位置P及前后缘阴极半径R；

所述前后缘阴极圆心位置P由高度H和夹角α两个参数确定；

所述高度H是指前后缘阴极圆心P与叶片理论前后缘圆心O的垂直距离；

所述夹角α是指圆心P和圆心O的连线与竖直方向的夹角。

所述半径R、高度H和夹角α影响叶片前后缘理论轮廓的电流密度大小、电场分布及电场变化情况，进而影响叶片前后缘圆角半径大小、前后缘最高点余量大小及前后缘位置偏移量，因而作为圆形前后缘阴极结构设计三要素。

如图3所示，所述夹角α采用最佳分形线和最佳分形点设计方法设计。

所述最佳分形点为叶片截面线内各内切圆圆心连结而成的拟合曲线的切向延长线与前后缘的交点，所述最佳分形线为该切向延长线，当圆心O与圆心P均处于最佳分形线上，此时前后缘电场分布最均匀，有利于提高叶片前后缘精密电解加工精度。

选取多组不同的圆形前后缘阴极结构设计三要素设计各个设计截面的二维圆形前后缘阴极模型。

所述多组不同的圆形前后缘阴极结构设计三要素包括不同的前后缘阴极半径R和高度H、夹角α；

所述不同的圆形前后缘阴极结构设计三要素中存在的几何关系计算式为：

R＝nr

其中，n为正有理数且n≥2。

半径R与叶片理论前后缘圆角半径r呈倍数关系设计，高度H可从前后缘阴极圆心P与叶片理论前后缘圆心O同心开始设计，夹角α采用最佳分形线和最佳分形点设计方法设计。

将各个设计截面中的二维圆形前后缘阴极模型拟合成三维模型，与叶片型面阴极进行布尔求差，得到圆形前后缘阴极结构。

步骤3，对步骤2的圆形前后缘阴极结构采用数值分析或仿真模拟，优选圆形前后缘阴极结构设计三要素，并进行叶片前后缘精密电解加工试验验证，最后得到符合误差要求的叶片前后缘；

1)采用数值分析或仿真模拟的方法，优选圆形前后缘阴极结构设计三要素：

通过数值分析或仿真模拟方法，对不同圆形前后缘阴极结构设计三要素下的叶片前后缘阴极结构进行电解加工成形预测，计算前后缘成形预测误差，根据前后缘成形预测误差优选圆形前后缘阴极结构设计三要素；

所述前后缘成形预测误差包括前后缘圆角半径大小、前后缘最高点余量大小及前后缘位置偏移量；

所述优选圆形前后缘阴极结构设计三要素包括合理的半径R和高度H，夹角α采用最佳分形线和分形点设计方法确定。

2)并进行叶片前后缘精密电解加工试验验证，最后得到符合误差要求的叶片前后缘。

步骤4，若步骤3中优选圆形前后缘阴极结构设计三要素并进行试验验证后，叶片前后缘无法达到误差要求，则根据试验结果对优选的圆形前后缘阴极结构设计三要素进行进一步调整：

所述进一步调整是指：根据实际加工叶片前后缘测量结果，对优选的圆形前后缘阴极结构设计三要素半径R和高度H进行微调，若实际加工叶片前后缘圆角半径偏小，则适当增大阴极半径R；若实际加工叶片前后缘最高点过切，则适当增大高度H，夹角α采用最佳分形线和分形点设计方法确定，重复步骤2至步骤3，直至得到符合误差要求的叶片前后缘。

以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.航空发动机叶片精密电解用前后缘阴极三要素设计方法，其特征在于，包括：

步骤1，根据叶片理论模型，选取理论模型的若干个叶片前后缘阴极设计截面，分析各个设计截面中叶片前后缘的结构特点，确定各个设计截面中叶片理论前后缘圆角半径r；

步骤2，根据各个设计截面中叶片前后缘的结构特点，设计叶片前后缘阴极轮廓为圆形的圆形前后缘阴极结构，确定圆形前后缘阴极结构设计三要素，选取多组不同的圆形前后缘阴极结构设计三要素设计各个截面的圆形前后缘阴极模型，得到圆形前后缘阴极结构；

步骤2所述阴极结构的要素包括前后缘阴极圆心位置P及前后缘阴极半径R；

所述前后缘阴极圆心位置P由高度H和夹角α两个参数确定；

所述高度H是指前后缘阴极圆心P与叶片理论前后缘圆心O的垂直距离；

所述夹角α是指圆心P和圆心O的连线与竖直方向的夹角；

基于上述分析确定圆形前后缘阴极结构设计三要素为所述半径R、高度H和夹角α；

步骤3，对步骤2的圆形前后缘阴极结构采用数值分析或仿真模拟，优选圆形前后缘阴极结构设计三要素，并进行叶片前后缘精密电解加工试验验证，最后得到符合误差要求的叶片前后缘；

步骤4，若步骤3中优选圆形前后缘阴极结构设计三要素并进行试验验证后，叶片前后缘无法达到误差要求，则根据试验结果对优选的圆形前后缘阴极结构设计三要素进行进一步调整，重复步骤2至步骤3，直至得到符合误差要求的叶片前后缘。

2.根据权利要求1所述的航空发动机叶片精密电解用前后缘阴极三要素设计方法，其特征在于，所述步骤2选取多组不同的圆形前后缘阴极结构设计三要素设计各个截面的圆形前后缘阴极模型，得到圆形前后缘阴极结构，包括：

1)选取多组不同的圆形前后缘阴极结构设计三要素设计各个设计截面的二维圆形前后缘阴极模型；

2)将各个设计截面中的二维圆形前后缘阴极模型拟合成三维模型，与叶片型面阴极进行布尔求差，得到圆形前后缘阴极结构。

3.根据权利要求2所述的航空发动机叶片精密电解用前后缘阴极三要素设计方法，其特征在于，1)中，多组不同的圆形前后缘阴极结构设计三要素包括不同的前后缘阴极半径R和高度H、夹角α；

不同的圆形前后缘阴极结构设计三要素中存在的几何关系计算式为：

R＝nr

其中，n为正有理数且n≥2；

半径R与叶片理论前后缘圆角半径r呈倍数关系设计，高度H从前后缘阴极圆心P与叶片理论前后缘圆心O同心开始设计，夹角α采用最佳分形线和最佳分形点设计方法设计；

所述最佳分形点为叶片截面线内各内切圆圆心连结而成的拟合曲线的切向延长线与前后缘的交点，所述最佳分形线为该切向延长线，当圆心O与圆心P均处于最佳分形线上，此时前后缘电场分布最均匀，基于此设计夹角α。

4.根据权利要求1所述的航空发动机叶片精密电解用前后缘阴极三要素设计方法，其特征在于，所述步骤3包括：

1)通过数值分析或仿真模拟方法，对不同圆形前后缘阴极结构设计三要素下的叶片前后缘阴极结构进行电解加工成形预测，计算前后缘成形预测误差，根据前后缘成形预测误差优选圆形前后缘阴极结构设计三要素；

2)进行叶片前后缘精密电解加工试验验证，最后得到符合误差要求的叶片前后缘。

5.根据权利要求4所述的航空发动机叶片精密电解用前后缘阴极三要素设计方法，其特征在于，所述前后缘成形预测误差包括前后缘圆角半径大小、前后缘最高点余量大小及前后缘位置偏移量。

6.根据权利要求3所述的航空发动机叶片精密电解用前后缘阴极三要素设计方法，其特征在于，所述步骤4中，若步骤3中优选圆形前后缘阴极结构设计三要素并进行试验验证后，叶片前后缘无法达到误差要求，则根据试验结果对优选的圆形前后缘阴极结构设计三要素进行进一步调整：

根据实际加工叶片前后缘测量结果，对半径R和高度H进行微调，若实际加工叶片前后缘圆角半径偏小，则增大阴极半径R；若实际加工叶片前后缘最高点过切，则增大高度H，夹角α采用最佳分形线和最佳分形点设计方法确定，重复步骤2至步骤3，直至得到符合误差要求的叶片前后缘。