KR101682648B1 - 터보팬 엔진 안내날개의 가공방법 - Google Patents

터보팬 엔진 안내날개의 가공방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 터보팬 엔진 안내날개의 가공방법에 관한 것으로, 그 구성은 직육면체로 형성되어, 상면이 직사각형으로 형성되고, 상대적으로 길이가 긴 제 1결합부와, 상기 제 1결합부에 대해 상대적으로 길이가 짧은 제 2결합부가 마련되며, 상기 제 1결합부는 경사지도록 형성되는 안내날개를 가공하는 1차 단계와, 상기 1차 단계에서 안내날개를 3D 스캔을 이용하여 변형량을 측정하고 변형량 감소를 위한 가공 절차를 정하는 2차 단계와, 상기 2차 단계에서 정해진 가공 절차를 바탕으로 상기 안내날개를 가공하는 3차 단계를 포함하고, 상기 3차 단계에서는, 상기 안내날개의 윗면인 오목한 부분인 포켓을 가공 후, 상기 안내날개의 가장자리인 에어포일 및 시시사이드 순으로 가공하게 되며, 상기 안내날개의 오목한 부분을 가공시에는 상기 안내날개의 중심부에서 시계방향과 반시계방향을 번갈아가며 외측면 방향으로 가공하는 것을 특징으로 한다.

Description

터보팬 엔진 안내날개의 가공방법{A Manufacturing Method for Turbofan Engine Outlet Guide Vane}
본 발명은 터보팬 엔진 안내날개의 가공방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 복수 개의 동일한 피가공물을 가공 순서를 다르게 하여 가공한 후, 3D 스캔을 이용하여 변형량을 분석하고, 분석한 결과를 바탕으로 가공함으로써, 가공시 발생하는 응력을 해소하는 방법에 관한 것이다.
최근 들어서 3D 스캐너를 도입하여 여러 산업 분야의 성장에 일조를 기하는 사례들이 속속들이 나오고 있으며 3D 스캐너로부터 얻어진 형상 정보는 다양한 산업 군에 필요한 역설계나 변형량 분석 및 품질 관리 분야에 적극적으로 활용되고 있다. 기존에는 특정 제품의 형상 정보를 얻기 위해 대상 제품을 일일이 캘리퍼스와 같은 도구를 이용한 수작업으로 대상물의 측정이 이루어진 이런 기존의 방식은 작업 시간도 많이 소요될 뿐더러 정확한 작업이 이루어질 수 없었다. 3D 스캐너는 단 몇 번의 샷을 통해서 단시간 내에 제품 전체의 형상정보를 쉽고 정확하게 취득할 수 있도록 한다. 3차원 스캐닝 기술은 대상물의 전체형상을 한꺼번에 측정함으로써 정확하고 신속한 결과를 도출할 수 있게 해주고 그 결과 여러 산업분야에서 많이 적용되고 있다.
본 발명인 터보팬 엔진 안내날개의 가공시 발생하는 응력 해소방법도 이러한 3D 스캔 방식을 반영하였으며, 가공 순서를 다르게 적용하여 가공한 복수 개의 피가공물들의 변형량을 분석함으로써 응력을 적게 받는 절삭가공 순서를 선정하여 가공할 수 있다.
본 고안은 터보팬 엔진 안내날개의 가공시 발생하는 응력 해소방법에 관한 것으로, 복수 개의 피가공물을 몇 가지 경우의 수를 정하여 가공한 후, 3D 스캔을 이용하여 변형량을 분석하고, 분석한 결과를 바탕으로 가공 절차를 정하여 가공함으로써, 가공시 발생하는 응력을 해소하는 방법에 관한 것이다. 일반적으로 절삭기계에 피가공물을 가공하기 위하여 가공 프로그램을 입력시 작업자의 성향에 따라 가공 프로그램을 입력하는 순서가 달라지며 가공시간 절감이나 가공 툴 특성에만 고려하여 가공 프로그램을 입력하는 경향이 있다. 하지만, 복수 개의 동일한 피가공물을 가공 순서를 달리하여 가공한 후 변형량을 측정하여 분석해보면 어떤 순서로 가공하는가에 따라 변형량이 다르게 나타나는 결과가 나타난다.
본 발명은 상기의 문제점을 해결하기 위해서 안출된 것으로서, 복수 개의 동일한 피가공물을 가공 순서를 다르게 하여 가공한 후, 3D 스캔을 이용하여 변형량을 분석하고, 분석한 결과를 바탕으로 변형량이 적은 가공 절차를 정하여 가공함으로써, 작업자가 절삭기계를 이용하여 본 발명의 피가공물인 터보팬 엔진 안내날개를 가공시 응력을 해소하여 변형량을 감소하는데 그 목적이 있다.
발명이 해결하고자 하는 기술적 과제들은 이상에서 언급한 기술적 과제들로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 기술적 과제들은 아래의 기재로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
본 발명에 따른 터보팬 엔진 안내날개의 가공방법은, 직육면체로 형성되어, 상면이 직사각형으로 형성되고, 상대적으로 길이가 긴 제 1결합부와, 상기 제 1결합부에 대해 상대적으로 길이가 짧은 제 2결합부가 마련되며, 상기 제 1결합부는 경사지도록 형성되는 안내날개를 가공하는 1차 단계와, 상기 1차 단계에서 안내날개를 3D 스캔을 이용하여 변형량을 측정하고 변형량 감소를 위한 가공 절차를 정하는 2차 단계와, 상기 2차 단계에서 정해진 가공 절차를 바탕으로 상기 안내날개를 가공하는 3차 단계를 포함하고, 상기 3차 단계에서는, 상기 안내날개의 윗면인 오목한 부분인 포켓을 가공 후, 상기 안내날개의 가장자리인 에어포일 및 시시사이드 순으로 가공하게 되며, 상기 안내날개의 오목한 부분을 가공시에는 상기 안내날개의 중심부에서 시계방향과 반시계방향을 번갈아가며 외측면 방향으로 가공하는 것을 특징으로 한다.
상기 안내날개의 오목한 부분을 가공할 때, 중앙부분에서 제 2결합부의 하단에 인접한 부분에서 시작해서, 시계방향으로 가공한 후, 상기 중앙부분의 제 2결합부의 상단에 인접한 부분에서 상방으로 이동 후, 반시계방향으로 가공하는 것을 특징으로 한다.
상기 과제의 해결 수단에 의해, 복수 개의 동일한 피가공물을 가공 순서를 다르게 하여 가공한 후, 3D 스캔을 이용하여 변형량을 분석하고, 분석한 결과를 바탕으로 변형량이 적은 가공 절차를 정하여 가공함으로써, 가공시 발생하는 응력을 해소하여 변형량을 감소하는 효과가 있다.
또한, 상기 3차 단계에서 황삭 가공 툴 외경을 조절하여 가공 시간을 단축 시킬수 있으며, 상기 피가공물을 가공할 시에 절삭유 온도 조절기를 이용하여 온도를 20°C로 일정하게 유지함으로써 변형량을 감소시키는 효과가 있다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 터보팬 엔진 안내날개의 가공시 발생하는 응력해소 방법을 나타내는 블록도이다.
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 터보팬 엔진 안내날개의 가공시 발생하는 응력 해소방법에 사용되는 피가공물을 나타낸 도면이다.
도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 터보팬 엔진 안내날개의 가공시 발생하는 응력 해소방법을 설명하기 위한 가공 순서 도면이다.
도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 터보팬 엔진 안내날개의 가공시 발생하는 응력 해소방법에서 피가공물의 포켓(POCKET) 가공 순서를 설명하기 위한 도면이다.
도 5, 도 6 및 도 7은 본 발명의 일실시예에 따른 터보팬 엔진 안내날개의 가공시 발생하는 응력 해소방법에서 3D 스캔을 이용하여 변형량을 측정한 값을 나타낸 표이다.
이상과 같은 본 발명에 대한 해결하려는 과제, 과제의 해결 수단, 발명의 효과를 포함한 구체적인 사항들은 다음에 기재할 일실시예 및 도면들에 포함되어 있다. 본 발명의 이점 및 특징, 그리고 그것들을 달성하는 방법은 첨부되는 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 일실시예를 참조하면 명확해질 것이다.
하기에서는 상기 제시된 터보팬 엔진 안내날개의 가공시 발생하는 응력 해소방법을 도면을 이용하여 상세하게 설명한다.
도 1은, 본 발명에 따른 터보팬 엔진 안내날개의 가공시 발생하는 응력 해소방법을 설명한 블록도이다. 직육면체로 형성되어, 상면이 직사각형으로 형성되고, 상대적으로 길이가 긴 제 1결합부(140)와, 상기 제 1결합부(140)에 대해 상대적으로 길이가 짧은 제 2결합부(150)가 마련되며, 안내날개를 황삭 및 정삭 가공하는 1차 단계(S1)와, 상기 1차 단계(S1)에서 가공된 복수 개의 상기 피가공물(100)을 3D 스캔을 이용하여 변형량을 측정 및 변형량 감소를 위한 가공 절차를 정하는 2차 단계(S2)와, 상기 2차 단계(S2)에서 정해진 절차를 바탕으로 상기 피가공물(100)을 가공하는 3차 단계(S3)를 포함하고, 상기 3차 단계(S3)에서는, 상기 피가공물(100)의 윗면인 오목한 부분을 가공 후, 상기 피가공물(100)의 양쪽 측면에 해당하는 부분 중 어느 하나를 가공하고, 나머지 반대 측면을 가공하게 되며, 상기 피가공물(100)의 오목한 부분을 가공시에는 상기 피가공물(100)의 중심부에서 시계방향과 반시계방향을 번갈아가며 외측면으로 가공하는 절차를 수행한다.
도 2에 도시된 바와 같이, 좌우 길이방향으로 형성된 상면은 오목하고 하면은 볼록한 형상인 터보팬 엔진 안내날개의 피가공물(100)을 나타낸다. 상기 피가공물(100)은 좌우 길이방향으로 한쪽 모서리에서 반대 측면 모서리 방향으로 폭이 좁아지는 직사각형 형상으로 형성되고 가운데 부분의 오목한 면은 높이가 다른 3개의 직사각형 층으로 구비되어 있다.
상기 높이가 다른 3개의 직사각형 층은 바깥 측면을 형성하는 시시사이드(CC SIDE)(110)가 있고, 상기 시시사이드(CC SIDE)(110)에 둘려 싸여 있으며 상기 시시사이드(CC SIDE)(110)보다 낮은 층으로 형성된 에어포일(AIRFOIL)(120)이 구비되어 있다. 상기 에어포일(AIRFOIL)(120)에 둘려 싸여 있으며 상기 에어포일(AIRFOIL)(120)보다 낮은 층으로 형성된 포켓(POCKET)(130)이 구비되어 있다. 상기 시시사이드(CC SIDE)(110), 에어포일(AIRFOIL)(110) 및 포켓(POCKET)(130)은 좌우 직사각형의 길이 방향으로 오목한 곡면 형상으로 형성된다. 상기 시시사이드(CC SIDE)(110)는 직사각형 형상으로 양 측면 중 한쪽은 면적이 넓으며 이와 대칭되는 반대쪽 면은 좁은 형상이다. 상기 시시사이드(CC SIDE)(110)의 양 측면 중에서 넓은 면에 구비되어 외부장치와 결합 될 수 있도록 바깥 방향으로 평행한 두 개의 블록이 돌출되어있는 ㄷ 형상의 제1 결합부(140)가 구비되어 있다. 상기 제1 결합부(140)는 ㄷ 형상 중에서 바깥으로 평행한 두 개의 블록과 결합된 가운데 블록에서 상기 시시사이드(CC SIDE)(110)와 접촉하는 면인 플랫폼(PLATFORM)(141)을 포함하고 있다. 상기 플랫폼(PLATFORM)(141)의 인접한 면과 상기 포켓(POCKET)(130) 사이에는 곡면 형상의 홀이 상기 시시사이드(CC SIDE)(110) 방향으로 구비되어 있는 제1 캐비티(142)가 구비되어 있다. 상기 제1 결합부(140)와 대칭인 반대쪽 면에는 제2 결합부(150)가 구비된다. 상기 제2 결합부(150)는 타원 형상에 2개의 천공이 나있는 블록이 양측으로 구비되어 있으며, 그 사이에는 곡면 형상의 장공이 상기 시시사이드(CC SIDE)(110) 방향으로 구비되어 있는 제2 캐비티(143)가 구비되어 있다.
이하, 상기한 바와 같은 구성을 가지는 복수 개의 상기 피가공물(100)을 절삭기계에 안착하여 가공하는 1차 단계(S1)를 수행한다. 기계 가공법에는 가공방식에 의하여 황삭 가공과 정삭 가공으로 나눌 수 있다. 상기 황삭 가공은 거칠게 가공하는 것으로 한번에 매끄럽게 가공하려면 시간이 오래 걸리므로 보통 황삭을 마친후에 매끄럽게 가공하는 정삭 가공을 거친다. 외관이 중요하지 않은 경우에는 황삭만으로 가공을 끝마치는 경우도 있다. 그리고 정삭 가공은 면을 매끄럽게 다듬는 가공을 정삭 가공이라 하며 황삭을 먼저 행한 후에 정삭을 하는 것이 일반적이다. 상기 1차 단계(S1)에서는 상기 피가공물(100)을 가공하는 과정에서 상기 플랫폼(PLATFORM)(141)과 에어포일(AIRFOIL)(120)을 황삭하고, 제1 캐비티(142)와 제2 캐비티(143)를 홀 가공한 후에 포켓(POCKET)(130)과 시시사이드(CC SIDE)(110)를 정삭 가공하는 가공 단계를 거친다. 이와 같은 가공 단계를, 상기 1차 단계(S1)에서는 복수 개의 상기 피가공물(100)에 가공하는 순서를 다르게 적용하여 가공하게 된다.
구분 가공 변경점
#1 플랫폼(PLATFORM)황삭 -> 에어포일(AIRFOIL)황삭 -> 포켓(POCKET)정삭 -> 시시사이드(CC SIDE)정삭
#2 플랫폼(PLATFORM)황삭 -> 에어포일(AIRFOIL)황삭 -> 시시사이드(CC SIDE)정삭 -> 포켓(POCKET)정삭
#3 플랫폼(PLATFORM)황삭 -> 에어포일(AIRFOIL)황삭 -> CATITY가공 -> CC 정삭 -> 포켓(POCKET)정삭 -> 시시사이드(CC SIDE)정삭
#4 플랫폼(PLATFORM)황삭 -> 에어포일(AIRFOIL)황삭 -> 포켓(POCKET)정삭 -> 시시사이드(CC SIDE)정삭
#5 플랫폼(PLATFORM)황삭 -> 에어포일(AIRFOIL)황삭 -> 시시사이드(CC SIDE)정삭 -> 포켓(POCKET)정삭
#6 플랫폼(PLATFORM)황삭 -> 에어포일(AIRFOIL)황삭 -> 포켓(POCKET)정삭 -> 시시사이드(CC SIDE) 정삭
#7 플랫폼(PLATFORM)황삭 -> 에어포일(AIRFOIL)황삭 -> CATITY가공 -> CC 정삭 -> 포켓(POCKET)정삭 -> 시시사이드(CC SIDE)정삭
#8 플랫폼(PLATFORM)황삭 -> 에어포일(AIRFOIL)황삭 -> 포켓(POCKET)정삭 -> 시시사이드(CC SIDE)정삭
#9 플랫폼(PLATFORM)황삭 -> 에어포일(AIRFOIL)황삭 -> CATITY가공 -> CC 정삭 -> 포켓(POCKET)정삭 -> 시시사이드(CC SIDE)정삭
#10 플랫폼(PLATFORM)황삭 -> 에어포일(AIRFOIL)황삭 -> 포켓(POCKET)정삭 -> 시시사이드(CC SIDE)정삭
상기 표 1은 상기 터보팬 엔진 안내날개의 가공 과정에서, 동일한 10개의 상기 피가공물(100)을 가지고 상기 플랫폼(PLATFORM)(141)과 에어포일(AIRFOIL)(120)을 황삭하고 제1 캐비티(142)와 제2 캐비티(143) 홀 가공과, 포켓(POCKET)(130)과 시시사이드(CC SIDE)(110)를 정삭하는 가공 순서를 다르게 하여 가공하는 순서를 나타낸 것이며 상기 표 1과 같이 가공 절차를 수행하게 된다.
상기 1차 단계(S1)를 수행하여 가공된 복수 개의 상기 피가공물(100)을 3D 스캔을 이용하여 변형량을 측정하는 2차 단계(S2)를 수행한다. 상기 2차 단계(S2)에서는 상기 1차 단계(S1)를 거친 피가공물(100)을 레이저 레인지 파인더(Range Finder or Laser Range Finder)라고 불리는 빛을 상기 피가공물(100)의 표면에 조사하여, 그 빛이 돌아오는 시간을 측정해서, 물체와 측정원점 사이의 거리를 구하는 기술을 바탕으로 상기 피가공물(100)을 그래픽화하여 만들어진다. 이 방식은 주로 레이저가 이용되는데, 빛의 활공시간이 측정되면 스캔용 지그에 올려놓은 후 3D 스캔하여 상기 10개의 피가공물(100)에 대한 변형량을 측정하여 분석하는 절차가 이루어진다.
도 5, 도 6 및 도 7에 도시된 바와 같이, 상기 3D 스캔을 이용한 변형량을 측정한 데이타를 나타내며, 이와 같은 변형량을 분석하여 가공시 발생하는 응력을 해소하는 가공 순서를 결정할 수 있다. 아래의 표 2는 상기 도 5, 도 6 및 도 7의 데이타 중에서 상반되는 측정값을 서로 비교하여 결과를 도출해낼 수 있다.
실시예1 실시예2
시시사이드(CC SIDE) 정삭 가공 -> 포켓(POCKET) 정삭 가공 포켓(POCKET) 정삭 가공 -> 시시사이드(CC SIDE) 정삭 가공
구분 A-A평행도 A-A 윤곽 X 윤곽 Hole 구분 A-A평행도 A-A 윤곽 X 윤곽 Hole
#2 0.116 0.316 0.512 3.296 #1 0.040 0.381 0.244 2.070
#5 0.054 0.576 0.312 3.169 #6 0.026 0.351 0.244 2.310
표 2와 같이 3D 스캔을 한 후에 가공시 발생하는 응력의 영향을 받기 쉬운 상기 피가공물(100)의 임의의 위치인 A-A 평행도, A-A Joint 윤곽, X Joint 윤곽, Hole 진위치를 정한 후 각각의 변형량을 비교하여 나타낸 표이다. 상기 가공된 10개의 피가공물(#1~#10)중에서, 실시예1은 시시사이드(CC SIDE)(110) 정삭 가공 후 포켓(POCKET)(130) 정삭 가공이 이루어진 #2와 #5의 변형량을 나타내며, 실시예2는 포켓(POCKET)(130) 정삭 가공 후 시시사이드(CC SIDE)(110) 정삭 가공이 이루어진 #1와 #6을 나타낸다. 상기 실시예1과 실시예2를 서로 비교하여 보면 상기 실시예2가 실시예1에 비하여 변형량이 적게 나타난다. 즉, 상기 측정한 결과를 분석하면, 상기 포켓(POCKET)(130) 정삭 가공과 시시사이드(CC SIDE)(110) 정삭 가공의 가공 순서에 따라 제품의 품질이 다르다는 결과가 나타난다. 가공 순서에 따라 잔류하는 응력이 풀리는 방향이 다른 것이 원인으로 판단되며, 도 3에 도시된 바와 같이, 상기 포켓(POCKET)(130) 정삭 가공 후 시시사이드(CC SIDE)(110)를 정삭 가공한 상기 피가공물(100)이 상기 시시사이드(CC SIDE)(110) 정삭 가공 후 포켓(POCKET)(130) 정삭 가공한 상기 피가공물(100) 보다 변형량이 적어 가공을 통한 응력이 해소되는 결과가 나타난다. 그리고, 상기 시시사이드(CC SIDE)(110) 정삭 가공은 상기 제1 결합부(140)와 인접한 면의 시시사이드(CC SIDE)(110)를 가공한 후 상기 제2 결합부(150)와 인접한 면의 시시사이드(CC SIDE)(110)를 가공하는 순서로 변경하면 가공 응력이 해소되는 결과가 나타난다.
상기 2차 단계(S2)에서 정해진 절차를 바탕으로 새로운 소재의 상기 피가공물(100)에 가공 절차를 적용하여 가공하는 3차 단계(S3)를 수행한다. 즉, 상기 플랫폼(PLATFORM)(141)과 에어포일(AIRFOIL)(120)을 황삭 가공하고 상기 포켓(POCKET)(130)을 정삭 가공 후 시시사이드(CC SIDE)(110)를 정삭 가공하는 순서로 가공하여 가공시 발생하는 응력을 해소하여 변형량을 감소할 수 있다.
또한, 도 4에 도시된 바와 같이, 가공시 발생하는 응력 해소를 위하여 절삭기계가 가공 툴을 가지고 소재를 깎는 가공 공정의 방향을 변경하여 가공시 응력이 한 방향으로 집중되지 않도록 할 수 있다. 즉, 기존에는 상기 포켓(POCKET)(130) 가공시 한 방향으로만 가공하던 방식을 시계방향과 반 시계방향을 번갈아가며 내측에서 외측면으로 가공하는 절차를 거치게 되면 가공시 발생하는 응력을 해소할 수 있게 된다.
또한, 상기 플랫폼(PLATFORM)(141)과 에어포일(AIRFOIL)(120)의 황삭 가공시 툴 외경을 조절하여 적용함으로써 작은 외경의 툴을 사용하여 가공할 때보다 가공 시간이 단축되는 효과가 있다.
또한, 금속 재료를 절삭 가공할 경우, 절삭 공구부를 냉각시키고 윤활하게 해서 공구의 수명을 연장하거나 다듬질 면을 깨끗이 하기 위해 절삭유를 사용한다.상기 3차 단계(S3)에서 상기 피가공물(100)을 가공할 시에 절삭유 온도 조절기를 이용하여 온도를 20°C로 일정하게 유지함으로써 가공시 발생하는 응력을 해소하여 변형량을 줄일 수 있는 효과가 있다.
이와 같이, 상술한 본 발명의 기술적 구성은 본 발명이 속하는 기술분야의 당업자가 본 발명의 그 기술적 사상이나 필수적 특징을 변경하지 않고서 다른 구체적인 형태로 실시될 수 있다는 것을 이해할 수 있을 것이다.
그러므로 이상에서 기술한 실시예들은 모든 면에서 예시적인 것이며 한정적인 것이 아닌 것으로서 이해되어야 하고, 본 발명의 범위는 상기 상세한 설명보다는 후술하는 특허청구범위에 의하여 나타나며, 특허청구범위의 의미 및 범위 그리고 그 등가 개념으로부터 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태가 본 발명의 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 한다.
100 : 피가공물 110 : 시시사이드(CC SIDE)
120 : 에어포일(AIRFOIL) 130 : 포켓(POCKET)
140 : 제1 결합부 141 : 플랫폼(PLATFORM)
142 : 제1 캐비티 143 : 제2 캐비티
150 : 제2 결합부 S1 : 1차 단계
S2 : 2차 단계 S3 : 3차 단계

Claims (2)

  1. 일측에 제 1결합부를 가지고, 타측에 제 2결합부를 가지는 사각형의 몸체의 상면에,
    높이가 다른 3개의 층 중 바깥 측면을 형성하는 시시사이드(CC SIDE)가 있고,
    상기 시시사이드에 둘러 싸여 있으며, 상기 시시사이드 보다 상대적으로 낮은 층으로 형성되는 에어포일(AIRFOIL)이 있으며,
    상기 에어포일(AIRFOIL)에 둘러 싸여 있으며, 상기 에어포일보다 상대적으로 낮은 층으로 형성되는 포켓이 하방으로 볼록하게 돌출된 곡면으로 형성되어 있고,
    상기 제 1결합부에 플랫폼과 제 1캐비티가 마련되고, 상기 제 2결합부에 제 2캐비티가 마련되며,
    플랫폼과 에어포일을 황삭하고 제 1캐비티와 제 2캐비티를 가공한 후에 포켓과 시시사이드를 정삭가공하는 제 1차단계;
    상기 제 1차단계에서 안내날개를 3D 스캔을 이용하여 변형량을 측정하고 변형량 감소를 위한 가공 절차를 정하는 2차단계;
    상기 2차 단계에서 정해진 가공 절차를 바탕으로 상기 안내날개를 가공하는 제 3차단계를 포함하고,
    상기 제 3차 단계에서는,
    상기 안내날개의 플랫폼과 에어포일을 황삭가공하고, 상기 포켓을 정삭가공후 시시사이드를 정삭가공하며,
    상기 포켓을 정삭가공시 상기 안내날개의 중심부에서 시계방향과, 반시계방향을 번갈아가면서 외측면 방향으로 가공하는 것을 특징으로 하는 터보팬 엔진 안내날개의 가공방법.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 안내날개의 포켓을 가공할 때, 중앙부분에서 제 2결합부의 하단에 인접한 부분에서 시작해서, 시계방향으로 가공한 후, 상기 중앙부분의 제 2결합부의 상단에 인접한 부분에서 상방으로 이동 후, 반시계방향으로 가공하는 것을 특징으로 하는 터보팬 엔진 안내날개의 가공방법.
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