CN116422903A - 一种航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法 - Google Patents
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Abstract
本申请公开了一种航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法，涉及航空发动机零部件制造工艺技术领域。包括以下步骤：S10：确定涡轮导向器打印模型；S11：对涡轮导向器打印模型进行仿真分析，获得分析结果；S12：根据分析结果，采用锥支撑与块支撑混合处理的方式对涡轮导向器打印模型进行支撑设计，获得支撑打印模型；S13：按支撑打印模型的打印试件的尺寸进行收缩实验，以确定打印试件的收缩参数；S14：按收缩参数对支撑打印模型进行设置，并设置光斑补偿参数和激光选区熔化成形参数，进行切片与激光选区熔化成形，得成形件；S15：将成形件进行真空固溶处理；S16：对固溶处理后的成形件进行表面处理，获得成品。
Description
技术领域
本申请涉及航空发动机零部件制造工艺技术领域，特别涉及一种航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法。
背景技术
涡轮导向器属于航空发动机用燃气涡轮的静子零件，在涡轮部件中非常重要，其作用是将燃气燃烧所产生的热能转变为动能，并通过转换使进口气流方向满足燃气涡轮工作效率最高的气流方向。涡轮导向器主要由叶片、内外环、内锥、法兰组成，传统制造方法采用熔模铸造工艺生产。熔模铸造导向器常规铸件通常会有排气边欠铸、内锥疏松、叶片铸造裂纹、叶片变形及排气边垂直于叶身的柱状晶等缺陷，因此，现有方法制造的航空发动机涡轮导向器质量较差，制造周期长。
发明内容
本申请的主要目的是提供一种航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法，旨在解决现有方法制造的航空发动机涡轮导向器质量较差且制造周期长的技术问题。
为实现上述目的，本申请提出了一种航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法，包括以下步骤：
S10：确定涡轮导向器打印模型；
S11：对上述涡轮导向器打印模型进行仿真分析，获得分析结果；
S12：根据上述分析结果，采用锥支撑与块支撑混合处理的方式对上述涡轮导向器打印模型进行支撑设计，获得支撑打印模型；
S13：按上述支撑打印模型的打印试件的尺寸进行收缩实验，以确定上述打印试件的收缩参数；
S14：按上述收缩参数对上述支撑打印模型进行设置，并设置光斑补偿参数和激光选区熔化成形参数，进行切片与激光选区熔化成形，得成形件；
S15：将上述成形件进行真空固溶处理；
S16：对固溶处理后的成形件进行表面处理，获得成品。
可选地，在上述确定涡轮导向器打印模型步骤前，还包括：在上述涡轮导向器叶片表面预留0.3mm-0.5mm后期加工余量，其余部位预留0.2mm后期加工余量。
可选地，对上述涡轮导向器打印模型进行仿真分析的步骤，包括：采用simulation仿真软件，对上述涡轮导向器打印模型进行应力场仿真分析和温度场仿真分析，确定各个部位应力应变情况和温度变化情况。
可选地，上述采用锥支撑与块支撑混合处理的方式对上述涡轮导向器打印模型进行支撑设计，包括：
在叶根部位设计1-2排包含锥支撑和块支撑的混合支撑，其余部位均为块支撑；
其中，上述锥支撑和上述块支撑的设计参数为：
块支撑：填充线x为0.6mm，填充线y为0.6mm，旋转角度为45°，填充齿上齿高度为0.9mm，顶部长度为0.2mm-0.3mm，底座长度为0.6mm，底座间隔为0.3mm-0.4mm；
锥支撑：直径为0.8mm-1.2mm，最大间距为3mm-4mm，最小间距为2mm。
可选地，上述收缩参数为：X=1.0029-1.0036，Y=1.0031-1.0038，Z=1.0040-1.0052；其中，X、Y、Z分别为坐标系上横向、纵向、竖向三个方向上的收缩量。
可选地，上述光斑补偿参数和激光选区熔化成形参数，包括：光斑补偿0.05mm-0.07mm，激光功率285w-300w，扫描速度960mm/s-1100mm/s，扫描间距0.08mm-0.12mm，层厚0.04mm，基板厚度≥40mm，基板加热温度120℃，粉末材料选择固溶强化型镍基变形高温合金（GH3625），粉末粒度为15μm-53μm。
可选地，将上述成形件进行真空固溶处理的步骤，包括：
将上述成形件置于真空炉中，进行升温，保温后进行气淬，降温后取出上述成形件；其中，上述真空炉中真空度为1×10-3Pa-1×10-4Pa。
可选地，升温时，温度为1000℃-1200℃，保温0.8h-1.2h，降温时，降至250℃-300℃。
可选地，上述对固溶处理后的成形件进行表面处理的步骤，包括：
通过线切割将固溶处理后的成形件与上述基板分离，采用钳工去除的方法将上述成形件上的支撑部分去除，再对上述成形件表面进行打磨。
可选地，对上述成形件进行打磨时，使上述成形件表面粗糙度为Ra3.2μm。
本申请基于涡轮导向器零件底部为较大的悬空面，且涡轮导向器曲面叶片特殊特征，在打印过程中这些部位极易发生翘曲变形的问题，对涡轮导向器模型进行应力场仿真分析和温度场仿真分析，再根据仿真分析结果及涡轮导向器重要部位（叶根和叶端处）受力情况、三维模型摆放、悬垂角度、成形难易程度等对涡轮导向器打印模型进行锥支撑与块支撑混合处理，确定锥支撑与块支撑的合理参数，从而准确地控制涡轮导向器成形过程，再进行收缩实验，确定X、Y、Z三个方向的收缩参数，通过设置准确合理的收缩参数、光斑补偿参数和激光选区熔化成形参数，可控制涡轮导向器打印表面的质量，特别对于涡轮导向器具有的异形复杂曲面结构且紧密排列、叶型较小的导向叶片能控制良好的精度。故而本申请通过仿真分析特殊部位变形情况，进行合理的支撑设计，配合缩放参数，使涡轮导向器在打印过程中能够准确地支撑控形，从而避免了涡轮导向器的底部悬空面及叶片部位在打印时发生翘曲变形，且能够良好地控制零件尺寸精度、应力变形、表面粗糙度，并且零件的力学性能优于传统铸件，制造周期短，效率高。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
图1为本申请实施例所述的激光选区熔化制造方法的流程示意图；
图2为本申请实施例所述的涡轮导向器的整体叶片支撑设计图；
图3为本申请实施例所述的涡轮导向器的底部悬空面支撑设计图。
本申请目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
涡轮导向器传统采用熔模铸造，制造周期长，成形质量差，激光选区熔化技术对成形复杂形状零件具有较好的适用性，但是对于性能要求较高的薄壁复杂形状零件（如航空发动机涡轮导向器），导向器零件底部为较大的悬空面，且涡轮导向器曲面叶片特殊特征，在打印过程中这些部位极易发生翘曲变形，故需对导向器支撑控形，因此如何通过合理的支撑设计准确地控制成形过程尤为重要；并且异形复杂曲面结构的导向叶片紧密排列且叶型较小，通过传统机械方式来进行表面处理难度极大，因此如何控制打印表面精度及质量也是关键。
针对上述现有的激光选区熔化制造方法所存在的技术问题，本申请的实施例提供了一种航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法，包括以下步骤：
S10：确定涡轮导向器打印模型。
在具体实施过程中，涡轮导向器属于航空发动机用燃气涡轮的静子零件，涡轮导向器主要由叶片、内外环、内锥、法兰组成，涡轮导向器打印模型是采用激光选区熔化成形方法替代传统铸造工艺，通过大尺寸激光选区装备对涡轮导向器进行打印前，首先需要根据技术要求及后期加工需求确定的打印模型。具体的，在这一步中，在上述涡轮导向器叶片表面预留0.3mm-0.5mm后期加工余量，其余部位预留0.2mm后期加工余量，确定涡轮导向器打印模型。
S11：对上述涡轮导向器打印模型进行仿真分析，获得分析结果。
在具体实施过程中，仿真分析是采用simulation仿真软件对上述涡轮导向器打印模型进行应力场仿真分析和温度场仿真分析，确定各个部位应力应变情况和温度变化情况。通过对涡轮导向器打印模型进行仿真分析，便于确定涡轮导向器叶根和叶端处等重要部位的受力情况及温度变化情况，有利于后续对涡轮导向器打印模型进行合理的支撑设计。
S12：根据上述分析结果，采用锥支撑与块支撑混合处理的方式对上述涡轮导向器打印模型进行支撑设计，获得支撑打印模型。
在具体实施过程中，锥支撑为锥形支撑，块支撑为块状支撑，支撑设计是通过在涡轮导向器打印模型关键部位，如叶根、叶端处，添加锥形支撑和块状支撑，加强零件与基板的连接，加强导热，防止变形，添加了锥支撑和块支撑的涡轮导向器打印模型即为支撑打印模型。
具体的，在这一步中，在叶根部位设计1-2排包含锥支撑和块支撑的混合支撑，其余部位均为块支撑；
其中，上述锥支撑和上述块支撑的设计参数为：
块支撑：填充线x为0.6mm，填充线y为0.6mm，旋转角度为45°，填充齿上齿高度为0.9mm，顶部长度为0.2mm-0.3mm，底座长度为0.6mm，底座间隔为0.3mm-0.4mm；
锥支撑：直径为0.8mm-1.2mm，最大间距为3mm-4mm，最小间距为2mm。
在涡轮导向器重要部位叶根处设计锥支撑和块支撑的混合支撑，其余部位为块支撑，并确定块支撑和锥支撑的具体参数，便于涡轮导向器在打印过程中能够准确地支撑控形，避免涡轮导向器的底部悬空面在打印时发生翘曲变形，良好地控制了零件尺寸精度，同时，打印后也易于去除。
S13：按上述支撑打印模型的打印试件的尺寸进行收缩实验，以确定上述打印试件的收缩参数。
在具体实施过程中，根据支撑打印模型打印相应尺寸的打印试件，并进行收缩实验，确定X、Y、Z三个方向的收缩量，具体的，在这一步中，上述收缩参数为：X=1.0029-1.0036，Y=1.0031-1.0038，Z=1.0040-1.0052。通过收缩实验，确定出X、Y、Z三个方向的收缩参数，有效的控制打印过程中的收缩量，便于后续能够良好地控制零件的精确度。
S14：按上述收缩参数对上述支撑打印模型进行设置，并设置光斑补偿参数和激光选区熔化成形参数，进行切片与激光选区熔化成形，得成形件。
在具体实施过程中，切片是指在计算机上通过切片软件对支撑打印模型进行切片分层，得到各截面的轮廓数据，再根据轮廓数据生成填充扫描路径，保存此程序文件。激光选区熔化成形是将该程序文件以及参数设置导入激光选区熔化设备（SLM设备）中，激光选区熔化设备采用LIM-X260A设备，选择与待成形的零件相同或相似材料的基板，将基板固定于可升降的工作台上，并对SLM设备进行调平处理，将一层粉末均匀铺设在基板表面，再控制高能激光束按照规划的路径扫描，熔化金属粉末并待其凝固，加工出当前层，而后基板下移一层，开始新一轮的铺粉、扫描，如此层层加工，直至整个零件制造完毕。
具体的，参数设置具体为：收缩参数为：X=1.0029-1.0036，Y=1.0031-1.0038，Z=1.0040-1.0052；X、Y、Z分别为坐标系上横向、纵向、竖向三个方向上的收缩量；
光斑补偿参数为：0.05mm-0.07mm；
激光选区熔化成形参数为：激光功率285w-300w，扫描速度960mm/s-1100mm/s，扫描间距0.08mm-0.12mm，层厚0.04mm，基板厚度≥40mm，基板加热温度120℃，粉末材料选择GH3625，粉末粒度为15μm-53μm。
S15：将上述成形件进行真空固溶处理。
在具体实施过程中，将上述成形件置于真空炉中，进行升温至1000℃-1200℃，保温0.8h-1.2h后进行气淬，降温至250℃-300℃后取出上述成形件；其中，上述真空炉中真空度为1×10-3Pa-1×10-4Pa。经过真空固溶处理，可提高零件的性能，且成形性能优良。
S16：对固溶处理后的成形件进行表面处理，获得成品。
在具体实施过程中，通过线切割将固溶处理后的成形件与上述基板分离，进行支撑设计时余留的支撑部分采用钳工去除的方法将上述成形件上的支撑部分分离，再对上述成形件表面进行打磨，使上述成形件表面粗糙度为Ra3.2μm。通过对成形件表面进行打磨，可控制成形件表面的粗糙度及精度。
综上，本申请基于涡轮导向器零件底部为较大的悬空面，且涡轮导向器曲面叶片特殊特征，在打印过程中这些部位极易发生翘曲变形的问题，对涡轮导向器模型进行仿真分析，再根据仿真分析结果及涡轮导向器重要部位（叶根和叶端处）受力情况、三维模型摆放、悬垂角度、成形难易程度等对涡轮导向器打印模型进行锥支撑与块支撑混合处理（如图2、图3所示），确定锥支撑与块支撑的合理参数，从而准确地控制涡轮导向器成形过程，再进行收缩实验，确定X、Y、Z三个方向的收缩参数，通过设置准确合理的收缩参数、光斑补偿参数和激光选区熔化成形参数，可控制涡轮导向器打印表面的质量，特别对于涡轮导向器具有的异形复杂曲面结构且紧密排列、叶型较小的导向叶片能控制良好的精度。故而本申请通过仿真分析特殊部位变形情况，进行合理支撑设计，配合缩放参数，使涡轮导向器在打印过程中能够准确地支撑控形，从而避免了涡轮导向器的底部悬空面及叶片部位在打印时发生翘曲变形，且能够良好地控制零件尺寸精度、应力变形、表面粗糙度，并且零件的力学性能优于传统铸件，制造周期短，效率高。
下面结合具体实施例对本申请上述技术方案进行详细说明。
实施例1、一种航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法，包括以下步骤：
按图1所示流程，在涡轮导向器叶片表面预留0.3mm后期加工余量，其余部位预留0.2mm后期加工余量，确定涡轮导向器打印模型；
采用simulation仿真软件，对上述涡轮导向器打印模型进行应力场仿真分析和温度场仿真分析，确定各个部位应力应变情况和温度变化情况，获得分析结果；
根据上述分析结果及上述涡轮导向器打印模型摆放、悬垂角度、成形难易程度等进行支撑设计；
在叶根部位设计2排包含锥支撑和块支撑的混合支撑，其余部位均为块支撑；
其中，上述锥支撑和上述块支撑的设计参数为：
块支撑：填充线x为0.6mm，填充线y为0.6mm，旋转角度为45°，填充齿上齿高度为0.9mm，顶部长度为0.2mm，底座长度为0.6mm，底座间隔为0.3mm；
锥支撑：直径为0.8mm，最大间距为3mm，最小间距为2mm；
对上述涡轮导向器打印模型进行支撑设计后，获得支撑打印模型；
按上述支撑打印模型的打印试件的尺寸进行收缩实验，以确定上述打印试件的收缩参数为：X=1.0033，Y=1.0035，Z=1.0046；
按上述收缩参数对上述支撑打印模型进行设置，并设置光斑补偿参数和激光选区熔化成形参数，包括：光斑补偿0.06mm，激光功率290w，扫描速度1020mm/s，扫描间距0.10mm，层厚0.04mm，基板厚度≥40mm，基板加热温度120℃，粉末材料选择GH3625，粉末粒度为15-53μm，进行切片与激光选区熔化成形，得成形件；
将上述成形件置于真空炉中，真空度为1×10-3Pa，进行升温至1100℃，保温1.0h，再进行气淬，降温至275℃后取出上述成形件；
通过线切割将固溶处理后的成形件与上述基板分离，再采用钳工去除的方法将成形件上的支撑部分去除，再对上述成形件表面进行打磨，使上述成形件表面粗糙度为Ra3.2μm，获得成品。
实施例2、一种航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法，包括以下步骤：
按图1所示流程，首先在涡轮导向器叶片表面预留0.5mm后期加工余量，其余部位预留0.2mm后期加工余量，确定涡轮导向器打印模型；
采用simulation仿真软件，对上述涡轮导向器打印模型进行应力场仿真分析和温度场仿真分析，确定各个部位应力应变情况和温度变化情况，获得分析结果；
根据上述分析结果及上述涡轮导向器打印模型摆放、悬垂角度、成形难易程度等进行支撑设计；
在叶根部位设计1排包含锥支撑和块支撑的混合支撑，其余部位均为块支撑；
其中，上述锥支撑和上述块支撑的设计参数为：
块支撑：填充线x为0.6mm，填充线y为0.6mm，旋转角度为45°，填充齿上齿高度为0.9mm，顶部长度为0.2mm，底座长度为0.6mm，底座间隔为0.3mm；
锥支撑：直径为1.2mm，最大间距为3mm，最小间距为2mm；
对上述涡轮导向器打印模型进行支撑设计后，获得支撑打印模型；
按上述支撑打印模型的打印试件的尺寸进行收缩实验，以确定上述打印试件的收缩参数为：X=1.0036，Y=1.0037，Z=1.0052；
按上述收缩参数对上述支撑打印模型进行设置，并设置光斑补偿参数和激光选区熔化成形参数，包括：光斑补偿0.05mm，激光功率285w，扫描速度960mm/s，扫描间距0.08mm，层厚0.04mm，基板厚度≥40mm，基板加热温度120℃，粉末材料选择GH3625，粉末粒度为15μm，进行切片与激光选区熔化成形，得成形件；
将上述成形件置于真空炉中，真空度为1×10-3Pa，进行升温至1000℃，保温0.8h，再进行气淬，降温至250℃后取出上述成形件；
通过线切割将固溶处理后的成形件与上述基板分离，再采用钳工去除的方法将成形件上的支撑部分去除，再对上述成形件表面进行打磨，使上述成形件表面粗糙度为Ra3.2μm，获得成品。
实施例3、一种航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法，包括以下步骤：
在涡轮导向器叶片表面预留0.4mm后期加工余量，其余部位预留0.2mm后期加工余量，确定涡轮导向器打印模型；
采用simulation仿真软件，对上述涡轮导向器打印模型进行应力场仿真分析和温度场仿真分析，确定各个部位应力应变情况和温度变化情况，获得分析结果；
根据上述分析结果及上述涡轮导向器打印模型摆放、悬垂角度、成形难易程度等进行支撑设计：
在叶根部位设计2排包含锥支撑和块支撑的混合支撑，其余部位均为块支撑；
其中，上述锥支撑和上述块支撑的设计参数为：
块支撑：填充线x为0.6mm，填充线y为0.6mm，旋转角度为45°，填充齿上齿高度为0.9mm，顶部长度为0.3mm，底座长度为0.6mm，底座间隔为0.4mm；
锥支撑：直径为1mm，最大间距为4mm，最小间距为2mm；
对上述涡轮导向器打印模型进行支撑设计后，获得支撑打印模型；
按上述支撑打印模型的打印试件的尺寸进行收缩实验，以确定上述打印试件的收缩参数为：X=1.0029，Y=1.0031，Z=1.0040；
按上述收缩参数对上述支撑打印模型进行设置，并设置光斑补偿参数和激光选区熔化成形参数，包括：光斑补偿0.07mm，激光功率300w，扫描速度1100mm/s，扫描间距0.12mm，层厚0.04mm，基板厚度≥40mm，基板加热温度120℃，粉末材料选择GH3625，粉末粒度为53μm，进行切片与激光选区熔化成形，得成形件；
将上述成形件置于真空炉中，真空度为1×10-4Pa，进行升温至1200℃，保温1.2h，再进行气淬，降温至300℃后取出上述成形件；
通过线切割将固溶处理后的成形件与上述基板分离，再采用钳工去除的方法将成形件上的支撑部分去除，再对上述成形件表面进行打磨，使上述成形件表面粗糙度为Ra3.2μm，获得成品。
以上所述仅为本申请的可选实施例，并非因此限制本申请的专利范围，凡是在本申请的发明构思下，利用本申请说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本申请的专利保护范围内。
Claims (10)
1.一种航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法，其特征在于，包括以下步骤：
S10：确定涡轮导向器打印模型；
S11：对所述涡轮导向器打印模型进行仿真分析，获得分析结果；
S12：根据所述分析结果，采用锥支撑与块支撑混合处理的方式对所述涡轮导向器打印模型进行支撑设计，获得支撑打印模型；
S13：按所述支撑打印模型的打印试件的尺寸进行收缩实验，以确定所述打印试件的收缩参数；
S14：按所述收缩参数对所述支撑打印模型进行设置，并设置光斑补偿参数和激光选区熔化成形参数，进行切片与激光选区熔化成形，得成形件；
S15：将所述成形件进行真空固溶处理；
S16：对固溶处理后的成形件进行表面处理，获得成品。
2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法，其特征在于，在所述确定涡轮导向器打印模型步骤前，还包括：在所述涡轮导向器叶片表面预留0.3mm-0.5mm后期加工余量，其余部位预留0.2mm后期加工余量。
3.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法，其特征在于，对所述涡轮导向器打印模型进行仿真分析的步骤，包括：采用simulation仿真软件，对所述涡轮导向器打印模型进行应力场仿真分析和温度场仿真分析，确定各个部位应力应变情况和温度变化情况。
4.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法，其特征在于，所述采用锥支撑与块支撑混合处理的方式对所述涡轮导向器打印模型进行支撑设计，包括：
在叶根部位设计1-2排包含锥支撑和块支撑的混合支撑，其余部位均为块支撑；
其中，所述锥支撑和所述块支撑的设计参数为：
块支撑：填充线x为0.6mm，填充线y为0.6mm，旋转角度为45°，填充齿上齿高度为0.9mm，顶部长度为0.2mm-0.3mm，底座长度为0.6mm，底座间隔为0.3mm-0.4mm；
锥支撑：直径为0.8mm-1.2mm，最大间距为3mm-4mm，最小间距为2mm。
5.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法，其特征在于，所述收缩参数为：X=1.0029-1.0036，Y=1.0031-1.0038，Z=1.0040-1.0052；其中，X、Y、Z分别为坐标系上横向、纵向、竖向三个方向上的收缩量。
6.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法，其特征在于，所述光斑补偿参数和激光选区熔化成形参数，包括：光斑补偿0.05mm-0.07mm，激光功率285w-300w，扫描速度960mm/s-1100mm/s，扫描间距0.08mm-0.12mm，层厚0.04mm，基板厚度≥40mm，基板加热温度120℃，粉末材料选择固溶强化型镍基变形高温合金，粉末粒度为15μm-53μm。
7.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法，其特征在于，将所述成形件进行真空固溶处理的步骤，包括：
将所述成形件置于真空炉中，进行升温，保温后进行气淬，降温后取出所述成形件；其中，所述真空炉中真空度为1×10-3 Pa-1×10-4 Pa。
8.根据权利要求7所述的航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法，其特征在于，升温时，温度为1000℃-1200℃，保温0.8h-1.2h，降温时，降至250℃-300℃。
9.根据权利要求6所述的航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法，其特征在于，所述对固溶处理后的成形件进行表面处理的步骤，包括：
通过线切割将固溶处理后的成形件与所述基板分离，采用钳工去除的方法将所述成形件上的支撑部分去除，再对所述成形件表面进行打磨。
10.根据权利要求9所述的航空发动机涡轮导向器激光选区熔化制造方法，其特征在于，对所述成形件进行打磨时，使所述成形件表面粗糙度为Ra3.2μm。
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