一种薄壁悬臂叶片数控加工非均匀余量刚度补偿方法

 在数控加工过程中,因受到切削力的影响,薄壁悬臂叶片容易出现弯曲、扭转变形等问题而导致被加工曲面误差较大。针对该问题,提出了一种非均匀余量刚度补偿方法,将非均匀余量偏置面作为粗加工/半精加工零件面以提高叶片精加工时的抗弯刚度。首先,分析了集中力载荷下截面厚度对薄壁工件变形的影响;然后,对叶片径向和截面线方向分别采用线性变化和正弦函数变化两种方法进行叶片曲面非均匀余量刚度补偿设计;最后,基于叶片原始截面线,采用放样法构造出叶片曲面的非均匀余量偏置面。试验结果表明,采用非均匀余量刚度补偿方法可以提高被加工叶片精加工时的刚度,加工出的叶片满足了设计误差要求。     

线性摩擦焊后叶片数控加工技术研究

针对线性摩擦焊后风扇叶片的结构特点及加工工艺难点，制定了焊后叶片的加工工艺路线，通过预留非均匀余量和采用同步半精铣-精铣加工方法，减少了加工过程中的让刀；采用前后缘-叶身一体对称加工方法，解决了单面铣削加工中存在的变形过大问题；最后对线性摩擦焊后叶片进行了数控加工试验。结果表明，精铣后叶片表面粗糙度可以达到R_a0.54μm，叶片轮廓度、位置度和扭转度等满足图纸要求，可有效提高线性摩擦焊后叶片加工精度和表面质量。     

微小整体叶轮五轴联动微细铣削加工试验研究

微小整体叶轮作为微型发动机的重要组成部分,其加工质量直接影响微型发动机的使用性能。针对微小整体式复杂叶轮流道狭窄、叶片扭曲大和长厚比大等特点,开展了微小复杂扭曲整体式叶轮五轴联动微细铣削加工方法研究。针对微小叶轮加工过程极易发生变形、过切和碰撞干涉等问题,对微小叶轮的加工过程进行工艺规划,建立了微小叶轮流道加工刀具选择的约束方程,计算出叶轮加工刀具的最大理论直径。通过CAM软件对叶轮进行切削仿真,验证了刀具选择和工艺规划的正确性。通过五轴联动微细铣削试验,得到了具有6个直径10mm的叶片、叶片最小厚度0.15mm、叶片最小相邻间距0.58mm的7075铝合金微小整体叶轮。     

超薄零件车削加工变形研究

超薄零件车削加工后存在较大的变形,严重制约了该类关键器件的广泛应用。为实现超薄零件加工变形的预测与分析,基于力学分析,建立了加工仿真系统并进行超薄零件精加工过程模拟研究。实际加工验证了所建立模型的准确性,同时基于该系统对超薄零件加工后变形进行分析,其结果对改进加工工艺和减小工件变形具有指导意义。     

刀具刚度对钛合金超薄侧壁加工变形的影响

以控制钛合金超薄结构件的加工变形、获得良好的表面加工质量为目标,基于薄壁零件加工变形理论模型与铣削加工试验,研究分析了刀具刚度对钛合金超薄侧壁结构加工受力变形及表面粗糙度的影响。通过对比分析刚度刀具铣削钛合金超薄侧壁结构时的加工尺寸精度、表面粗糙度以及切削力,发现合理增加刀具刚度可以有效改善超薄壁结构的加工尺寸精度及表面质量。     

焊接式整体叶盘加工余量自适应优化方法

针对航空发动机焊接式整体叶盘毛坯变形严重、余量不均等问题,提出一种基于对称原则的整体叶盘加工余量自适应优化方法。通过分析整体叶盘的制造工艺特点与难点,给出了加工余量优化建模与求解算法;在此基础上,根据叶片周向对称分组原则,提出了整体叶盘变形叶片组逐层细分的余量分布优化方法。算例及分析表明,此方法能够较好地优化焊接式整体叶盘毛坯余量,从而降低线性摩擦焊接工艺引起的叶片位置偏差和余量分布不均对叶盘加工质量的影响。     

基于GA-SVR的薄壁叶片辅助支撑布局优化方法

作为一种典型的复杂曲面薄壁件，叶片在铣削加工过程中极易发生“让刀”，即弹性变形，严重影响着叶片的加工精度。针对该问题，设计了四自由度回转辅助支撑机构增加叶片的加工刚度，并提出了一种基于GA-SVR的薄壁叶片辅助支撑布局优化方法。首先，建立了综合考虑材料去除以及铣削力与弹性变形耦合效应的叶片铣削加工有限元仿真模型。其次，以辅助支撑布局作为设计变量，最大加工弹性变形和整体弹性变形均方差作为布局优劣评价指标，采用拉丁超立方试验设计和有限元仿真模型计算评价指标并生成样本集，再以支持向量机回归（SVR）对样本集进行训练获得评价指标的代理预测模型。然后，采用精英策略遗传算法（GA）优化薄壁叶片的辅助支撑布局。最后，进行了薄壁叶片铣削加工及三坐标测量实验，结果表明优化后的辅助支撑布局方案对叶片加工弹性变形的抑制程度可达57.6%。     

三元流叶轮的电弧铣削与机械铣削组合加工

首先介绍了一种实现电弧与铣削组合的加工方法及装备。其次,为验证电弧加工在航空部件生产方面的能力及其对后续精加工工艺的友好性,利用自研的高速电弧放电与机械铣削组合加工专用机床,以具有复杂曲面特征的三元流叶轮样件为例进行五轴电弧铣削与机械铣削组合加工试验研究。结果表明,合理安排电弧加工工序,可以在实现材料高效去除的同时,取得较优的表面质量,电弧铣削中最大材料去除率达14500mm^3/min,小能量电弧加工完成后的样件表面粗糙度R_a为12.5μm,硬度为69.4HRB,较基体硬度未有明显变化,可以很好地适应切削加工要求。后续机械铣削加工过程中,刀具磨损小、加工状态稳定,最终获得粗糙度R_a1.2μm的加工表面,且由于切削余量小,有效抑制了加工变形,样件加工结果达到设计要求,充分展现了该组合加工工艺应用于具有复杂形貌特征的航空发动机零部件制造方面的可行性。     

超薄扭曲叶片精密电解加工

介绍了由方料经单面电解加工超薄扭曲叶片叶身型面的方法．以及其零件加工难点、夹具和阴极结构及非加工面的保护．用该方法批生产叶片、叶身型面重复制造精度稳定，型面轮廓精度基本满足了无余量修抛要求．     

GH4169G整体叶盘阶梯铣削稳定性研究

为解决高强高温合金GH4169G整体叶盘叶片铣削加工不稳定问题,通过有限元分析的方法,分析了沿大径方向(叶片宽度)和轴向(叶身方向)两种逐层铣削方案对加工稳定性的影响,研究了阶梯铣削工艺和传统双面对称铣削工艺对整体叶盘叶片铣削稳定性的影响.结果表明:沿大径方向逐层加工时,其理论绝对稳定极限切削深度小于实际加工中可能的最大切削深度,主轴转速、切削深度等切削参数选择范围较小;而沿轴向逐层加工时,其理论绝对稳定极限切削深度大于实际加工中可能的最大切削深度.与传统双面对称铣削工艺相比,阶梯铣削工艺使整体叶盘叶片的刚度得到提高,相同载荷下叶片的最大变形量降低了60%,其前6阶模态频率均较高,加工过程更稳定,加工出的叶片能满足设计要求.      

薄壁叶片叶型多工序加工检验模型建立方法

为了提高叶片的加工质量、降低叶片成品的废品率和加工成本，以航空发动机薄壁叶片数控铣削、抛光、振动光饰、喷丸强化的典型加工工艺为研究对象，提出了一种面向多工序的加工变形误差补偿方法及加工检验模型的建立方法。分析各工序的加工变形规律，将多工序变形误差作为一个整体，利用反变形误差补偿方法建立数控精铣工序的加工模型。图纸要求的理论模型只作为最终检验模型，而工序检验模型根据后续加工误差累加对最终检验模型修改得到。通过实例验证，该方法有效地降低了叶片工序检验结论的误判率，保证了工序检验合格及最终检验合格的要求。     

轮廓度约束下近净成形叶片余量优化方法

针对近净成形的叶片在自适应精加工中余量不均这一问题,提出了考虑叶型截面线轮廓度公差约束的余量优化方法。在设计基准与加工基准配准的条件下,改变工件做刚性位移的余量优化思路,建立一种新的叶身优化模型,避免优化后叶片检测处的截面线超出轮廓度公差,提升叶片余量优化阶段寻找到目标加工曲面的能力。最后以某压气机叶片为例进行验证,此方法不仅能够保证叶身加工余量,还能同时满足型面检测处的轮廓度公差,为近净成形的叶片在自适应加工中提供一种新的余量优化方法。     

Machining fixture for adaptive CNC machining process of near-net-shaped jet engine blade

Low stiffness and positioning problems are difficulties and challenges in the precise machining of near-net-shaped blades. This paper aims to achieve high accuracy in manufacturing by fixture- and deformation-control in the adaptive CNC machining process. Adaptive CNC machining technology is first analyzed, and new fixture-evaluation criteria and methods to evaluate the adaptive CNC machining process fixture design are built. Second, a machining fixture is designed and manufactured after analyzing its positioning scheme, clamping scheme, materials (PEEK-GF30), and structure characteristics. Finally, the designed fixture is analyzed by FEA and experimentally verified by a cutting experiment. The results show that the deformation of the blade is an overall rigid-body displacement, the main deformation of the blade-fixture system occurs on the four clamping heads, and this fixture can effectively protect the blade from local deformation. The proposed clamping-sequence method reliably and effectively controls the local maximum deformation of the blade. The system stiffness is increased by 20 Hz, with each clamping force increased by 200 N. Both high- and low-frequency displacement in roughing milling or finishing milling are acceptable relative to the accuracy demand of blade machining. This fixture and an adaptive CNC machining process can achieve high accuracy in blade manufacturing.     

航空发动机叶片加工变形控制技术研究现状

叶片的加工精度及其稳定性对航空发动机的性能有直接的影响,然而,其加工难度较大,型面轮廓精度和表面质量很难稳定地达到设计要求。为此,国内外研究者提出了许多叶片加工变形的控制方法。在深入分析叶片变形形成机理的基础上,对现有的叶片加工变形控制方法进行分类总结和分析,阐述了不同叶片变形控制方法的原理和特点。同时,结合目前叶片的结构特点、材料特性和主要加工工艺难题指出,控制叶片型面的加工残余应力变形是实现20μm级叶片型面加工精度的关键,并且指出利用超硬砂轮悬臂高速磨削加工是实现中小型叶片型面综合变形控制的有效方法之一。     

涡轮复杂气冷叶盘结构变形分析模型简化方法

基于高压转子开展高压(HP)涡轮转子叶片叶尖变形分析可提高叶尖间隙的数值模拟精度,而高压涡轮转子叶片由于其复杂的气冷结构,有限元分析网格数量巨大;叶片和轮盘的榫接结构属于非线性分析,也需要足够的计算机时。针对该问题提出了一种复杂气冷叶片的简化方法和榫接结构接触计算简化方法,在不影响计算精度的前提下提高计算效率。采用该方法对典型结构高压涡轮转子进行了变形分析,与采用复杂气冷叶片模型和接触分析方法的变形分析结果进行比较。结果表明:涡轮叶片叶尖最大径向变形相对误差为0.47%,计算机时减少99%,证明简化方法和计算方法的有效性。      

复合材料参数化桨叶的动力学减振优化设计

为了进行桨叶动力学优化设计,建立面向工程设计的复合材料多闭室C型梁桨叶剖面参数化模型,实现了桨叶剖面气动外形、内部结构组件、复合材料铺层设计的参数化,并提出了一种保持C型梁纤维面积恒定的参数化设计方法.采用全局寻优能力较强的多种群遗传算法(MPGA),集成参数化设计模型与旋翼有限元气动弹性综合分析模型,通过桨叶各剖面结构组件的参数优化实现了旋翼动力学减振.算例给出了"海豚"直升机桨叶剖面特性实测值与参数化桨叶模型计算值的对比,整体误差不超过3%,并用该参数化模型对桨叶进行动力学减振优化,实现了旋翼加权优化振动载荷系数减小4.15%,经过优化后桨叶的配重位置更加分散,有利于缓解桨叶内部应力/应变突变;而且部分配重分配到桨尖,提高了旋翼的自转惯量,增加了旋翼自转下滑的安全性.     

叶栅试验件数控铣加工及组件装配工艺的改进研究

通过对叶栅试验件数控铣加工及组件装配工艺的改进研究,对传统加工工艺及组件装配工艺进行优化,选用三坐标加工中心加工叶片端面及榫头,保证了榫头的一致性;在榫头加工螺纹孔,利用螺栓穿过榫槽将叶片与栅板固定,解决了叶栅试验件组件装配尺寸问题。此方法可大幅减少加工时间,提高零件合格率。     

整体离心叶轮叶片的振动可靠性分析

述及了整体离心叶轮的结构及其故障模式特点,在强迫振动放大系数模型的基础上提出了离心叶轮叶片的振动可靠性分析方法,结合固有频率灵敏度分析的叶片共振相干分析,通过厚度控制来调整整体叶轮叶片的固有频率,控制强迫振动放大系数使之避开危险性共振或强迫振动,给出了一实际算例,算例及试车试验表明本文方法是有效的。      

Machining deformation of single-sided component based on finishing allowance optimization

Owing to reliability and high strength-to-weight ratio, large thin-walled components are widely used in the aviation and aerospace industry. Due to the complex features and sequence involved in the machining process of large thin-walled components, machining deformation of component is easy to exceed the specification. In order to address the problem, it is important to retain the appropriate finishing allowance. To find the overall machining deformation, finishing allowance-induced deformation (web finishing allowance, sidewall finishing allowance) and initial residual stress-induced deformation were considered as major factors. Meanwhile, machined surface residual stress-induced deformation, clamping stress-induced deformation, thermal deformation, gravity-induced deformation and inertial force-induced deformation were neglected in the optimization model. Six-peak Gaussian function was introduced to fit the initial residual stress. Based upon the obtained function of initial residual stress, a deformation prediction model between initial residual stress and finishing allowance was established to attain the finishing allowance-induced deformation. In addition, linear programming optimization model based on the simplex algorithm was developed to optimize the overall machining deformation. Results have concluded that the overall machining deformation reached the minimum value when sidewall finishing allowance and web finishing allowance varied between 1 and 2 mm. Additionally, web finishing allowance-induced deformation and sidewall finishing allowance-induced deformation were 1.05 mm and 0.7 mm. Furthermore, the machining deformation decreased to 0.3–0.38 mm with the application of optimized finishing allowance allocation strategy, which made 39–56% reduction of the overall machining deformation compared to that in conventional method.