陳亞莉，李美榮，宋　成

（1.空軍駐沈陽黎明航空發(fā)動機（集團）有限責任公司軍事代表室，沈陽110043；2.中航工業(yè)沈陽黎明航空發(fā)動機（集團）有限責任公司，沈陽，110043）

壓氣機葉片型面精密數(shù)控銑加工技術(shù)應(yīng)用研究

陳亞莉1，李美榮2，宋成2

（1.空軍駐沈陽黎明航空發(fā)動機（集團）有限責任公司軍事代表室，沈陽110043；2.中航工業(yè)沈陽黎明航空發(fā)動機（集團）有限責任公司，沈陽，110043）

為了提高壓氣機葉片型面和進、排氣邊轉(zhuǎn)接圓角的數(shù)控銑加工質(zhì)量，在工藝、夾具、數(shù)控加工模型與程序以及檢測方法等方面采取了攻關(guān)措施，減小了葉片型面精銑加工的變形，實現(xiàn)了葉身型面的精密銑削加工，對型面采用氈輪修光去除銑削痕跡后，經(jīng)過3坐標、小半徑投影儀等設(shè)備的測量，進、排氣邊轉(zhuǎn)接圓角的形狀和型面輪廓度、位置度各項要求的加工質(zhì)量得到了質(zhì)的提升，其合格率由20%提高到75%以上，加工效率和刀具耐用度提高1倍以上，使葉身型面精密銑削技術(shù)具備了精品葉片批量生產(chǎn)的工程化應(yīng)用技術(shù)基礎(chǔ)。

葉片；型面；壓氣機；進排氣邊；精密加工；數(shù)控銑；航空發(fā)動機

0　引言

葉片是航空發(fā)動機的關(guān)鍵零件，種類多、數(shù)量大、型面復(fù)雜、幾何精度要求高。在傳統(tǒng)葉片型面精銑加工過程中，銑后的型面留有約0.2 mm的余量，這些余量采用手工砂輪拋光的方法來去除，并靠截面樣板來檢測葉片截面的尺寸，由此產(chǎn)生的主要問題是：葉型各截面尺寸精度難以控制，存在0.1 mm以內(nèi)型面輪廓超差（增厚或減?。⑦M排氣邊轉(zhuǎn)接R鈍頭（平頭）、尖頭和偏頭等現(xiàn)象，嚴重影響發(fā)動機的氣動性能；葉片型面之間一致性差，影響發(fā)動機的動平衡性能；葉片內(nèi)應(yīng)力超過設(shè)計要求、表面完整性難以保證，影響發(fā)動機的運行壽命。計算模擬仿真和壓氣機性能試驗表明，整個壓氣機葉片的葉身型面及轉(zhuǎn)接R超差對于壓氣機效率有2%以上的影響［1］。

本文針對弱剛性典型葉片，在工藝、工裝、數(shù)控加工模型、數(shù)控程序編制以及檢測等方面采取改進措施，實現(xiàn)了葉身型面和進、排氣邊緣的精密數(shù)控銑削加工。

1　典型葉片結(jié)構(gòu)特點

選取的典型弱剛性葉片如圖1所示。該葉片材料為GH2132合金，葉片全長121 mm，型面部分長77.85 mm，弦寬26～27 mm，截面Cmax=2.22 mm。其加工的最大特點是切削散熱性差，刀具磨損速度較快［2］，由于葉片的剛性不足，加工進排氣邊附近型面時，產(chǎn)生“欠切”效應(yīng)，同時產(chǎn)生較大的加工變形，葉身型面的位置度、扭轉(zhuǎn)等公差保證困難。

葉片各截面的尺寸和形位公差如圖2所示。主要要求為：葉身在5mm范圍內(nèi)，型面輪廓度公差為0.06 mm，型面其余部分輪廓度公差為0.12 mm；各截面的位置度不大于Φ0.1。

圖1　葉片2維模型

圖2　葉片各截面尺寸和形位公差

2　原有制造技術(shù)的局限性

在引進數(shù)控銑制造技術(shù)之初，由于在制造工藝的編排方面經(jīng)驗不足，對于薄壁易變形的航空發(fā)動機葉片，尤其是高溫合金材質(zhì)的葉片，在銑削加工變形規(guī)律、加工程序編制和參數(shù)給定、以及刀具耐用度等方面經(jīng)驗積累較少，只能實現(xiàn)葉身型面的小余量銑削加工，銑后余量控制在0.1～0.2 mm，最終依靠砂輪拋光去除大部分余量，葉身型面的測量采用測具和樣板檢測方式。

原有工藝路線如圖3所示。

圖3　原工藝路線

按此工藝路線進行加工，對葉身型面完成拋光后，經(jīng)過3坐標測量，分析報告如圖4所示。主要存在以下問題：型面輪廓度超差（紅色部分），既存在增厚超差部分又存在減薄超差部分，一般范圍在-0.1～+0.2 mm；進排氣邊存在“方頭”問題；截面的位置度超出設(shè)計圖紙Φ0.1的要求。

圖4　3坐標測量分析報告

3　葉身型面及進排氣邊精密加工采取的措施

3.1工藝路線優(yōu)化

通過小批量葉片的試驗加工，對葉片型面1道工序加工和粗、精加工工序分開的葉片，進行截面的位置度和扭轉(zhuǎn)的數(shù)值分析；采用2種工藝方法加工的葉片，各取10件進行Ⅲ、Ⅴ、Ⅶ、Ⅸ4個截面的平均Y方向偏移計算。通過對比數(shù)據(jù)分析柱狀圖（如圖5所示）可見，采用粗、精加工逐步去除型面余量，并在型面精銑加工前進行基準修正的方法，能夠最大限度地降低型面精銑加工的彎曲變形，保證各截面的位置度和扭轉(zhuǎn)要求，在葉身型面完成氈輪修光去除痕跡后，最終達到設(shè)計圖紙的技術(shù)要求，整個過程采用3坐標測量機進行葉身型面各項公差的測量。改進后的工藝路線如圖6所示。

圖5　2種工藝路線截面Y方向偏移統(tǒng)計

圖6　改進后工藝路線

3.2數(shù)控銑夾具優(yōu)化設(shè)計

3.2.1原數(shù)控銑夾具結(jié)構(gòu)

原數(shù)控銑夾具結(jié)構(gòu)如圖7所示。其存在的問題是：在壓緊螺栓2壓緊角向定位銷時，對葉片進行角向定位能將其壓偏，而在壓緊螺栓1帶動壓塊壓緊軸頸后，不但不能糾正葉片的偏斜，反而因為2個壓緊螺栓松緊不一致，帶動角向定位銷扭轉(zhuǎn)，造成葉片角向扭轉(zhuǎn)，從而使葉片在裝夾結(jié)束后處于即偏斜又扭轉(zhuǎn)的位置。另外，葉片的定位和裝夾必須分別緊固3個螺栓，而且這3個螺栓有2種規(guī)格，需要用到2種扳手，其裝夾時間較長、效率低下，因此，有必要對其進行改進。

圖7　原數(shù)控銑夾具結(jié)構(gòu)

3.2.2優(yōu)化后數(shù)控銑夾具結(jié)構(gòu)

針對原數(shù)控銑夾具的缺點，對其進行改進。首先專門設(shè)計角向定位機構(gòu)，該機構(gòu)只能進行角向定位，在軸頸方向滑動，并且與壓緊機構(gòu)區(qū)分開；軸頸壓緊機構(gòu)依靠螺栓推動壓緊鉤，對壓緊塊進行軸頸壓緊。優(yōu)化后數(shù)控銑夾具結(jié)構(gòu)如圖8所示。新結(jié)構(gòu)夾具的裝夾如圖9所示。

圖8　優(yōu)化后數(shù)控銑夾具結(jié)構(gòu)

圖9　新結(jié)構(gòu)夾具的裝夾

從圖8、9中可見，正是因為無論角向鎖緊螺釘?shù)逆i緊力如何，只要能夠達到鎖緊力以上的狀態(tài)，葉片就能完成軸頸的角向定位，但是對軸頸壓緊方向沒有影響，其可以自由滑動，而壓緊機構(gòu)在壓緊時，不受其他力的作用和干擾，可以準確地將軸頸壓緊在夾具體上，至此整個定位裝夾過程完成。因為鎖緊螺釘從3個減少到2個，所以裝夾效率有所提高。

3.3加工模型的逆向補償與程序分組優(yōu)化

3.3.1加工模型補償前存在的問題及采取的措施

（1）由于葉片截面輪廓形狀的邊緣薄、中間厚，而高溫合金本身難以切削，導致在銑削型面邊緣時，由于剛性不足產(chǎn)生“讓刀”現(xiàn)象［3］（前后緣型面局部增厚如圖10所示），該處輪廓厚度相比于輪廓最小值約增大0.03 mm，即對于輪廓度范圍為0.06 mm，還有0.03 mm的余度范圍，但是刀長度檢測誤差、主軸熱伸長誤差以及刀具本身的精度誤差之和已經(jīng)接近0.02，所以會產(chǎn)生銑后型面輪廓度增厚或減薄超差的問題。

采取的改進措施是：對加工模型進行逆向誤差補償，對葉身截面型線坐標點進行微調(diào)。數(shù)據(jù)來源于5組刀具加工數(shù)據(jù)，每組刀具加工4件葉片，分別對第1～4件葉片進行進、排氣邊緣為5 mm處的實際厚度與理論厚度的偏差進行對比（偏差值分別為△H1、△H2），以△H1、△H2，以及Cmax的實測與理論的偏差△Cmax作為衡量每組刀具加工質(zhì)量的變化趨勢，并通過數(shù)據(jù)對比評價加工質(zhì)量的穩(wěn)定性，5組刀具加工第4件葉片進氣為5 mm厚度偏差統(tǒng)計如圖11所示。

圖10　前后緣型面局部增厚

圖11　5組刀具加工第4件葉片進氣為5 mm厚度偏差統(tǒng)計

分別取5組刀具的第4件葉片，取其A1、A3、A5、A7、A95個截面的進氣為5 mm厚度、偏差為△H1作為衡量其尺寸一致性的評判標準，從圖中可見，5個截面的進氣為5 mm厚度偏差比較一致，說明加工尺寸變化具有穩(wěn)定性，從而具備了進行模型補償調(diào)整的基礎(chǔ)。

分別取1組刀具加工的第2～4件葉片各截面的實測數(shù)據(jù)，將其與理論數(shù)據(jù)進行對比，得出各點的補償數(shù)值，并在模型數(shù)據(jù)點的Y值坐標上進行補償，單個截面的型面輪廓數(shù)據(jù)補償如圖12所示。從而得到新的模型截面數(shù)據(jù)，對其完成補償后，利用所有新截面生成補償后的模型進行編程。

圖12　單個截面的型面輪廓數(shù)據(jù)補償

（2）單個葉片型面中間厚、兩側(cè)薄。在整個型面輪廓精銑過程中，由于2端截面（Ⅱ和Ⅻ截面）靠近裝夾部位，因此，葉片的支撐剛性較好，型面輪廓基本可以按照程序數(shù)值進行加工，但是在靠近中間部位截面（Ⅶ～Ⅸ截面），葉片的支撐剛性較差，截面厚度較兩側(cè)截面出現(xiàn)0.02 mm（單側(cè)）的增厚偏差。

采取的改進措施是：以中間截面如Ⅶ截面的最大厚度的偏差△Cmax為基準，其他截面的最大厚度的偏差△Cmax與Ⅶ截面進行對比，差值即為該截面輪廓的厚度補償值，一般通過對單個截面線進行偏置（offset）來實現(xiàn)，相比于對加工模型進行截面之間的誤差補償，優(yōu)化整個型面各截面厚度。各截面補償后形成優(yōu)化模型如圖13所示。

圖13　各截面補償后形成優(yōu)化模型

3.3.2數(shù)控程序采取分組優(yōu)化措施

通過程序分組，保證同組刀具型面加工的精度和穩(wěn)定性。程序分組情況見表1。

表1　程序分組情況

從加工第2件葉片開始，逐漸減小型面的程序余量，如第2件型面余量降低為0.03 mm，并通過主程序zhu2.txt進行調(diào)用。

3.4型面檢測方法改進

樣板測量方法雖然是1種定量測量方法，但是測量精度范圍僅在0.1 mm以內(nèi)，無法得到準確測量結(jié)果［4］，一般在型面粗銑工序應(yīng)用，其測量方便、快捷的優(yōu)勢得以體現(xiàn)。相比于傳統(tǒng)加工，在葉身型面和進、排氣邊緣實現(xiàn)精密銑削加工后，沿用多年的型面測具和樣板以及推規(guī)、外卡的測量方式已經(jīng)無法滿足測量的精度要求，3坐標、光學測量等高精度測量方式已經(jīng)成為“精品葉片”的測量首選［5］，葉身型面的光學測量設(shè)備及報告如圖14所示。

圖14　葉身型面的光學測量設(shè)備及報告

4　試驗結(jié)果

在完成葉身型面模型、加工程序和加工參數(shù)的優(yōu)化后，按照改進后的加工程序完成近10臺份葉片的型面精銑加工，90%以上葉片葉身型面余量控制在0.02 mm以內(nèi)，截面位置度和扭轉(zhuǎn)公差符合工藝規(guī)程的要求。改進后葉身型面精銑后3坐標測量分析報告如圖15所示。

對每組新刀加工的第1～4件葉片的模型進行了逆向補償，提高了刀具的耐用度，經(jīng)過10臺份葉片的加工檢驗，單臺刀具費用由最初的30萬元降低至15萬元，單件葉片的型面精銑時間也降低了50%，實現(xiàn)了“精品葉片”加工技術(shù)的工程化應(yīng)用。

圖15　葉身型面精銑后3坐標測量分析報告

5　總結(jié)

合理可行的制造工藝和關(guān)鍵工裝的設(shè)計對實現(xiàn)葉片型面的精密銑削加工至關(guān)重要。采用數(shù)控銑加工技術(shù)可以實現(xiàn)航空發(fā)動機壓氣機葉片型面的精銑銑削，采用模型優(yōu)化以及程序分組技術(shù)，可以實現(xiàn)1組刀具加工多個葉片。實際應(yīng)用證明，3坐標、光學測量是“精品葉片”測量的重要測量方法。

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（編輯：張寶玲）

Investigation on Precision NC Milling Technology of Compressor Blade Surface

CHEN Ya-li1，LI Mei-rong2，SONG Cheng2
（1.Air Force Military Representative Office in Shenyang Liming Aero-engine（Group）Co.Ltd，Shenyang 110043，China；2.AVIC Shenyang Liming Aero-Engine（Group）Co.Ltd，Shenyang 110043，China）

In order to improve the machining quality of the compressor blade surface and the leading and trailing edge radius，through taking measures on the technique，clamp，NC model and program and inspection technology etc，the precision milling deformation of the blade surface was reduced，and the high precision milling of the blade surface was achieved.The milling trace of blade surface was removed by felting mop and polishing.The machining quality of the leading and trailing edge radius，the surface profile error and position degree were improved obviously by the measurement of three coordinate and small radius projector.Its qualified rate increased from 20%to75%，and the processing efficiency and tool life has increased by more than 100 percent.The blade surface precision milling technology lays the foundation of top quality blade for mass production in engineering application.

blade；surface；compressor；leading and trailing edge；precision machining；NC milling；aeroengine

V 261.2+3

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.04.018

2015-03-27

陳亞莉（1970），女，博士，高級工程師，主要從事航空發(fā)動機零部件制造質(zhì)量監(jiān)督與管理工作；E-mail：2896006619@qq.com

引用格式：陳亞莉，李美榮，宋成.壓氣機葉片型面精密數(shù)控銑加工技術(shù)研究［J］.航空發(fā)動機，2016，42（4）：93-97 CHENYali，LI Meirong，SONGCheng. InvestigationonprecisionNCmillingtechnologyofcompressorbladesurface［J］.Aeroengine，2016，42（4）：93-97.