[发明专利]一种大型风扇钛合金整体叶盘焊接件几何自适应加工方法

说明书

本发明公开一种大型风扇钛合金整体叶盘焊接件几何自适应加工方法，采用几何自适应加工的技术手段，通过在机测量、叶片重构、混合编程等方式适应性加工叶身型面，解决航空发动机大型风扇钛合金整体叶盘线性摩擦焊后叶片状态不一致导致的叶片轮廓度差、接刀痕控制不合格、前后缘过欠切等问题；本发明方法的实现，不仅解决焊接类整体叶盘的接刀痕迹及轮廓度控制等问题，同时可以应用于机匣、叶片等多类航空发动机零件的数控加工及修复，显著提高航空发动机整体叶盘的生产加工及修复能力，具有较强的通用型和实用性。

技术领域

本发明涉及航空航天数控加工技术领域，特别涉及一种大型风扇 钛合金整体叶盘焊接件几何自适应加工方法。

背景技术

随着航空发动机推重比的日益提高，在风扇与压气机中整体叶盘 结构得到越来越多的应用。整体叶盘在结构上是以转轮毂面为主体， 周向分部复杂型面的叶片，零件最薄处不足2mm，且开敞性较差，属 多岛屿复杂薄壁结构件。传统的整体叶盘零件采取锻件直接加工的方 式，材料去除率超过80％，加工效率低下，且单个叶片加工不合格将 导致整个叶盘零件的报废，生产成本高。为解决整体叶盘加工效率低 下、叶片修复困难、叶盘报废导致的成本增加等问题，近年来，国内 多家科研院所开展了整体叶盘零件线性摩擦焊技术研究，通过焊接的 方式连接叶片与盘体，为整体叶盘的加工及修复提供了新的方向。

线性摩擦焊焊接时需要夹持叶片根部，因此整体叶盘的每片叶片 都需要预留凸台特征，焊接后整体叶盘叶片的凸台特征需要通过数控 加工的方式完成材料去除。由于焊接需要的叶片零件均以数控铣的方 式加工出产品，叶片之间存在尺寸差异性，且整体叶盘的叶片与盘体 在线性摩擦焊过程中存在精度偏差，导致每片叶片焊接后的状态差异 极大，焊接后叶片的扭转最大0.04度，轮廓度偏差最大达到0.28mm。 传统的机加过程只能依据叶盘的理论模型编程及加工，凸台特征接刀 痕迹最大可达0.3mm，无法满足0.03mm接刀痕控制要求。由于叶片实 际位置与理论位置偏差较大，依据理论位置加工极易出现前后缘过切 导致叶片加工不合格的问题，进而影响到整个叶盘的交付。

国内学者在零件几何自适应加工技术上开展多项技术研究，在飞 机结构件、汽车零部件上已经初步应用，但是航空发动机大型风扇整 体叶盘焊接件曲面复杂、开敞性差、材料难加工，针对焊接类的整体 叶盘自适应加工是行业空白。到目前为止，尚没有公开的用于焊接类 大型风扇钛合金整体叶盘几何自适应加工方法。

发明内容

针对航空发动机大型风扇钛合金整体叶盘线性摩擦焊后叶片状 态不一致导致的叶片轮廓度差、接刀痕控制不合格、前后缘过欠切等 问题，开展线性摩擦焊整体叶盘几何自适应加工技术研究，通过在机 测量、叶片重构、混合编程等方式适应性加工叶身型面，在国内首次 应用自适应技术完成该类叶盘的数控加工，进而提高航空发动机整体 叶盘的生产加工及修复能力。

为解决上述技术问题，提出了一种大型风扇钛合金整体叶盘焊 接件几何自适应加工方法，具体技术方案如下：

一种大型风扇钛合金整体叶盘焊接件几何自适应加工方法，包含 以下步骤:

步骤1，在三坐标测量机上对零件进行几何检测，获得零件尺寸 信息；

步骤2，对机床性能进行检测，确保设备性能稳定可靠；

步骤3，机床回零；如机床光栅设备损坏，则通过人工测量或者 利用机床在线测量功能，计算机床原点误差，人工将误差补偿到机床 中；

步骤4,将零件安装到数控设备上，应用在线测量工具，完成叶片 角向测量；在叶片的前缘、后缘各取8点，通过测量前后缘点位，计 算叶片的位置及扭转角度；

步骤5，手动规划叶片截面线路径，在数控设备上完成叶片截面 线测量；

步骤6，基于测量数据完成叶片曲面自适应重构；