CN116689950A - 航空发动机部件冷却气膜孔加工的装置及实时检测方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开航空发动机部件冷却气膜孔加工的装置及实时检测方法，包括：激光器，激光器发出激光束；双色反射镜，激光束照射在双色反射镜上形成反射束，反射束通过聚焦透镜聚焦照射在工件样品上，形成孔洞；外部照明设备，外部照明设备的光束照射在工件样品被加工孔洞处；图像采集相机，图像采集相机与双色反射镜之间设置有相机采集透镜；本申请通过激光器发出的激光束对工件样品进行孔洞加工，图像采集相机进行图像采集时，激光器关闭，防止激光束对导致的相机过曝，可以拍摄清晰的图像，且在加工过程中进行实时检测和采集数据，有助于提高打孔质量。
Description
技术领域
本发明属激光加工技术领域，尤其涉及航空发动机部件冷却气膜孔加工的装置及实时检测方法。
背景技术
激光加工技术在近些年快速发展，激光加工有节能、污染小、精度高、加工效率高等优势，在各种材料上的钻孔、切割、焊接、表面改性等领域应用十分广泛。
由于航空发动机的燃烧室温度越来越高，其对发动机部件的制造技术要求也越来越高，随着各种新型材料和复合材料的开发，激光加工技术也逐渐成为加工航空发动机中冷却气膜孔的主流方向。然而激光加工技术逐渐发展，有连续激光器加工，到准连续激光和脉冲激光器都应用在气膜孔加工中，然而气膜孔检测的手段确十分有限，尤其是在加工过程中的实时检测。
激光打孔是通过聚焦的高能激光束使工件表面上的材料加热、熔化甚至汽化，随后金属蒸气急剧膨胀的反冲压力和高压辅助气体压力共同作用下，熔融材料被挤出孔外。不合适的工艺参数都将影响激光打孔的质量，将会导致孔径不规则，甚至产生畸形孔等缺陷。
常规对孔洞检测的方法是将孔洞剖开进行检测，这样显然不适合对工业化的产品进行检测。现有技术中还存在通过高灵敏度麦克风和示波器获得打孔过程中的声纹特征，通过声纹特征判断微孔的质量。但是在激光打孔过程中，还存在着辅助气体或者干扰信号的存在不利于数据处理和结果判定。现有的通过相机进行实时检测的方法，会受到激光束的干扰导致的观测相机过曝的问题，从而影响检测质量。
因此，亟需设计一种航空发动机部件冷却气膜孔加工的装置及实时检测方法
发明内容
本发明的目的是提供航空发动机部件冷却气膜孔加工的装置及实时检测方法，以解决上述问题，有效弥补了在激光加工过程中，由于激光束的干扰导致的观测相机过曝的问题，可以做到在激光加工过程中实时观测工件表面形貌的变化，从而改善激光打孔质量。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
航空发动机部件冷却气膜孔加工的装置，包括：
激光器，所述激光器发出激光束；
双色反射镜，所述激光束照射在所述双色反射镜上形成反射束，所述反射束通过聚焦透镜聚焦照射在工件样品上，形成孔洞；
外部照明设备，所述外部照明设备的光束照射在所述工件样品被加孔洞处。
图像采集相机，所述图像采集相机与双色反射镜之间设置有相机采集透镜。
所述双色反射镜与激光器及图像采集相机的连线形成一直角；所述双色反射镜与相机采集透镜及激光束均形成有45°夹角。
还设置有控制系统，所述控制系统向所述激光器及图像采集相机发出时序脉冲，控制所述激光器及图像采集相机的启闭。
所述外部照明设备设置于所述反射束一侧。
航空发动机部件冷却气膜孔加工实时检测方法，包括所述航空发动机部件冷却气膜孔加工的装置，包括以下步骤：
步骤一，控制系统向所述激光器发出时序脉冲，激光器发出激光束，激光束照射在双色反射镜形成反射束，反射束通过聚焦透镜聚焦照射在工件样品上，形成孔洞；时序脉冲控制激光器关闭；
步骤二，控制系统向图像采集相机发出时序脉冲，外部照明设备对孔洞处提供光源；图像采集相机通过相机采集透镜拍摄图像；时序脉冲控制图像采集相机关闭；
步骤三，控制系统循环步骤一及步骤二，直至打孔结束。
与现有技术相比，本发明具有如下优点和技术效果：本申请通过激光器发出的激光束对工件样品进行孔洞加工，图像采集相机进行图像采集时，激光器关闭，防止激光束对导致的相机过曝，可以拍摄清晰的图像；且在加工过程中进行实时检测和数据采集，有助于提高打孔质量。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图：
图1为本发明整体装置运行结构示意图；
图2为现有技术激光加工时的相机采样方法的时序和效果图；
图3为本发明中同步间歇采样方法时序和效果图；
其中，1、控制系统；2、激光器；3、图像采集相机；11、第一时序脉冲；12、第二时序脉冲；21、激光束；3、图像采集相机；31、相机采集透镜；4、双色反射镜；5、聚焦透镜；6、外部照明设备；7、工件样品；t11、激光开启时刻；t12、激光关闭时刻；t21、相机采集开启时刻；t22、相机采集关闭时刻；本发明相机间歇采样：T11、激光开启时刻；T12、激光关闭时刻；T21、相机采集开启时刻；T22、相机采集关闭时刻。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
本发明公开了一实施例，如图1所示，航空发动机部件冷却气膜孔加工的装置，包括：
激光器2，激光器2发出激光束；
双色反射镜4，激光束照射在双色反射镜4上形成反射束，反射束通过聚焦透镜5聚焦照射在工件样品7上，形成孔洞；
外部照明设备6，外部照明设备6的光束照射在工件样品7被加孔洞处。
图像采集相机3，图像采集相机3与双色反射镜4之间设置有相机采集透镜31。
双色反射镜4与激光器2及图像采集相机3的连线形成一直角；双色反射镜4与相机采集透镜31及激光束均形成有45°夹角。
还设置有控制系统1，控制系统1向激光器2及图像采集相机3发出时序脉冲，控制激光器2及图像采集相机3的启闭。
外部照明设备6设置于反射束一侧。
航空发动机部件冷却气膜孔加工实时检测方法，包括航空发动机部件冷却气膜孔加工的装置，包括以下步骤：
步骤一，控制系统1向激光器2发出时序脉冲，激光器2发出激光束，激光束照射在双色反射镜4形成反射束，反射束通过聚焦透镜5聚焦照射在工件样品7上，形成孔洞；时序脉冲控制激光器2关闭；
步骤二，控制系统1向图像采集相机3发出时序脉冲，外部照明设备6对孔洞处提供光源；图像采集相机3通过相机采集透镜31拍摄图像；时序脉冲控制图像采集相机3关闭；
步骤三，控制系统1循环步骤一及步骤二，直至打孔结束。
在本发明的一个实施例中，图像采集相机3为CCD图像采集相机。
在本发明的一个实施例中，在孔洞加工成型过程中控制系统向激光器2及图像采集相机3发出时序脉冲分别为第一时序脉冲11和第二时序脉冲12；第一时序脉冲11和第二时序脉冲12时间上互不交叉；
进一步的，在加工过程中，通过激光束21光束照射在双色反射镜4形成反射束，反射束通过聚焦透镜5聚焦照射在工件样品7上，加工孔洞；在加工的实施过程中，通过图像采集相机3进行图像采集，直至加工结束。
在本发明的一个实施例中，图像采集相机3进行图像采集时，激光器2关闭，防止激光束21对导致的相机过曝，可以拍摄清晰的图像；且在加工过程中进行实时检测，有助于提高打孔质量。
在一现有技术中，如图2所示，t11、激光开启时刻；t12、激光关闭时刻；t21、相机采集开启时刻；激光器2始终工作，图像采集相机3在激光束的影响下进行拍摄，导致图像演化不清晰，曝光度高，工作采集的图像无法分辨孔洞；。
在本发明的一个具体实施过程中，如图3所示，T11-激光开启时刻，T12-激光关闭时刻，T21-相机采集开启时刻，T22-相机采集关闭时刻，激光器2和CCD图像采集相机3的第一时序脉冲11和第二时序脉冲12互不交叉，当激光器2关闭时，CCD图像采集相机3才开始工作，CCD图像采集相机3关闭时，激光器2开始工作。可以清晰的观测出孔型在加工过程中的演化过程，这在连续加工时是无法得到的。这样我们可以根据实时的检测来提高打孔质量。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
以上所述的实施例仅是对本发明的优选方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。
Claims (6)
1.航空发动机部件冷却气膜孔加工的装置，其特征在于，包括：
激光器(2)，所述激光器(2)发出激光束；
双色反射镜(4)，所述激光束照射在所述双色反射镜(4)上形成反射束，所述反射束通过聚焦透镜(5)聚焦照射在工件样品(7)上，形成孔洞；
外部照明设备(6)，所述外部照明设备(6)的光束照射在所述工件样品(7)被加孔洞处。
2.根据权利要求1所述的航空发动机部件冷却气膜孔加工的装置，其特征在于：图像采集相机(3)，所述图像采集相机(3)与双色反射镜(4)之间设置有相机采集透镜(31)。
3.根据权利要求2所述的航空发动机部件冷却气膜孔加工的装置，其特征在于：所述双色反射镜(4)与激光器(2)及图像采集相机(3)的连线形成一直角；所述双色反射镜(4)与相机采集透镜(31)及激光束均形成有45°夹角。
4.根据权利要求2所述的航空发动机部件冷却气膜孔加工的装置，其特征在于：还设置有控制系统(1)，所述控制系统(1)向所述激光器(2)及图像采集相机(3)发出时序脉冲，控制所述激光器(2)及图像采集相机(3)的启闭。
5.根据权利要求1所述的航空发动机部件冷却气膜孔加工的装置，其特征在于：所述外部照明设备(6)设置于所述反射束一侧。
6.航空发动机部件冷却气膜孔加工实时检测方法，包括权利要求1-5任一项所述的航空发动机部件冷却气膜孔加工的装置，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一，控制系统(1)向所述激光器(2)发出时序脉冲，激光器(2)发出激光束，激光束照射在双色反射镜(4)形成反射束，反射束通过聚焦透镜(5)聚焦照射在工件样品(7)上，形成孔洞；时序脉冲控制激光器(2)关闭；
步骤二，控制系统(1)向图像采集相机(3)发出时序脉冲，外部照明设备(6)对孔洞处提供光源；图像采集相机(3)通过相机采集透镜(31)拍摄图像；时序脉冲控制图像采集相机(3)关闭；
步骤三，控制系统(1)循环步骤一及步骤二，直至打孔结束。
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