CN103244195B - 一种精锻叶片厚度塑性变形补偿方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于航空发动机叶片精锻模具制造技术，涉及一种精锻叶片厚度塑性变形补偿方法。其特征在于，补偿的步骤如下：根据叶片的弹塑性变形特性确定初始最大补偿值ΔP0和ΔB0；确定叶盆补偿型线X1；确定叶背补偿型线X2；确定第一次试锻最大补偿值ΔP1和ΔB1；重复步骤1.2到步骤1.4的方法，直到两个最大补偿值均不大于0.01mm为止。本发明提出了一种精锻叶片型线塑性变形补偿方法，大大减少精锻模具的钳修次数，缩短了精锻模具的制造周期，提高了工作效率。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机叶片精锻模具制造技术，涉及一种精锻叶片型线塑性变形补偿方法。
背景技术
目前，航空发动机叶片的精锻模具设计均按理论曲面进行，对于叶片精锻模具型腔的每个横截面尺寸数据均按照精锻叶片对应横截面的理论型面设计。由于叶片材料的弹塑性变形特性、叶片自身结构薄壁及热处理残余应力释放等影响，按理论型面设计的模具精锻出的叶片实际型面会偏离理论型面，必须根据偏离值对精锻模具进行钳修，以使精锻出的叶片实际型面与理论型面的偏离值符合精度要求。图1是精锻后叶片实际型面偏离理论型面的示意图。精锻叶片横截面的理论型面由理论叶盆型线L1、理论叶背型线L2、前缘线和后缘线包围形成。叶片横截面的叠合轴为Z，前缘线和后缘线与叠合轴Z平行，叠合轴Z两侧的叶片横截面对称，从叠合轴Z到前缘线和后缘线的距离即半弦长均为b。精锻叶片横截面的实际型面由补偿叶盆型线S1、实际叶背型线S2、前缘线和后缘线包围形成。从理论叶盆型线L1与前缘线的交点A1到实际叶盆型线S1与前缘线交点A2的距离为叶盆型线最大偏离值ΔP，交点A2位于交点A1的下方，说明实际叶盆型线S1向叶背方向回缩。叠合轴Z与理论叶盆型线L1的交点O1的偏离值为零，实际叶盆型线S1上从交点O1到交点A2各点的偏离值线性增加。从理论叶背型线L2与前缘线的交点A4到实际叶背型线S2与前缘线交点A3的距离为叶背型线最大偏离值ΔB，交点3位于交点A4的上方，说明实际叶背型线S2向叶盆方向回缩。叠合轴Z与理论叶背型线L2的交点O2的偏离值为零，实际叶背型线S2上从交点O2到交点A3各点的偏离值线性增加。从图1可以看出，精锻叶片叶身的厚度变小，形成厚度偏差。图纸要求精锻叶片叶身的厚度偏差一般为0.02mm左右。而均按照精锻叶片对应横截面的理论型面设计的精锻模具不能满足上述要求。因此，新精锻模具制造后，都需要反复进行模具钳修-精锻--三坐标检测--模具再钳修—再精锻--三坐标检测，直到钳修后的模具精锻出叶片的偏离值符合精度要求为止。其缺点是：精锻模具的制造周期长，工作效率低。
发明内容
本发明的目的是：提出一种精锻叶片厚度塑性变形补偿方法，以减少精锻模具的钳修次数，缩短精锻模具的制造周期，提高工作效率。
本发明的技术方案是：一种精锻叶片厚度塑性变形补偿方法，精锻叶片横截面的理论型面由理论叶盆型线L1、理论叶背型线L2、前缘线和后缘线包围形成，叶片横截面的叠合轴为Z，前缘线和后缘线与叠合轴Z平行，叠合轴Z两侧的叶片横截面对称，从叠合轴Z到前缘线和后缘线的距离均为b，精锻叶片横截面的补偿型面由补偿叶盆型线X1、补偿叶背型线X2、前缘线和后缘线包围形成，从理论叶盆型线L1与前缘线的交点A1到补偿叶盆型线X1与前缘线交点A5的距离为叶盆型线最大补偿值ΔP，交点A5位于交点A1的上方，叠合轴Z与理论叶盆型线L1的交点O1的补偿值为零，补偿叶盆型线X1上从交点O1到交点A5各点的补偿值线性增加；从理论叶背型线L2与前缘线的交点A4到补偿叶背型线S2与前缘线交点A6的距离为叶背型线最大补偿值ΔB，交点A6位于交点A4的下方，叠合轴Z与理论叶背型线L2的交点O2的补偿值为零，补偿叶背型线X2上从交点O2到交点A6各点的补偿值线性增加，叶盆朝向上方；其特征在于，补偿的步骤如下：
1、根据叶片的弹塑性变形特性确定初始最大补偿值ΔP0和ΔB0：通过试验得出叶片材料的弹塑性变形特性，即应力应变参数、热容变化参数、流动应力变化参数和温度应力变化参数，将以上材料弹塑性变形特性参数和包括理论型面的模具设计参数输入到热模拟软件DEFORM中进行模拟计算，确定该叶片横截面理论型面的初始最大补偿值ΔP0和ΔB0；
2、确定补偿叶盆型线X1：叠合轴Z与理论叶盆型线L1的交点O1即为补偿叶盆型线X1与叠合轴Z的交点，交点O1的补偿值为零，理论叶盆型线L1与前缘线的交点A1向上增加最大补偿值ΔP0后成为补偿叶盆型线X1与前缘线的交点A5，补偿叶盆型线X1上从交点O1到交点A5各点的补偿值线性增加；
3、确定补偿叶背型线X2：叠合轴Z与理论叶背型线L2的交点O2即为补偿叶背型线X2与叠合轴Z的交点，交点O2的补偿值为零，理论叶背型线L2与前缘线的交点A4向下增加最大补偿值ΔB0后成为补偿叶背型线X2与前缘线的交点A6，补偿叶盆型线X1上从交点O1到交点A6各点的补偿值线性增加；
4、确定第一次试锻叶盆型线最大补偿值ΔP1和第一次试锻叶背型线最大补偿值ΔB1：用精锻叶片横截面的补偿型面作为模具参数制造精锻模具，进行试锻，用三坐标测量机检测第一次试锻叶片该补偿型面的实际尺寸，与该横截面的理论型面比较，得到第一次试锻叶片叶盆型线的最大偏差值和第一次试锻叶片叶背型线的最大偏差值，以该第一次试锻叶片叶盆型线的最大偏差值作为第一次试锻叶盆型线最大补偿值ΔP1；以该第一次试锻叶片叶背型线的最大偏差值作为第一次试锻叶背型线最大补偿值ΔB1；
5、重复步骤2到步骤4的方法，得到下一次试锻最大补偿值ΔPn和ΔBn，直到两个最大补偿值均不大于0.01mm为止，用最终的补偿型面作为精锻模具参数制造精锻模具。
本发明的优点是：提出了一种精锻叶片厚度塑性变形补偿方法，大大减少精锻模具的钳修次数，缩短了精锻模具的制造周期，提高了工作效率。试验证明，采用本发明方法，设计的精锻模具生产的叶片制造周期缩短了20％以上。模具寿命提高20％。
附图说明
图1是精锻后叶片实际型面偏离理论型面的示意图。
图2是本发明的补偿原理示意图。
具体实施方式
下面对本发明做进一步详细说明。参见图2，一种精锻叶片厚度塑性变形补偿方法，精锻叶片横截面的理论型面由理论叶盆型线L1、理论叶背型线L2、前缘线和后缘线包围形成，叶片横截面的叠合轴为Z，前缘线和后缘线与叠合轴Z平行，叠合轴Z两侧的叶片横截面对称，从叠合轴Z到前缘线和后缘线的距离均为b，精锻叶片横截面的补偿型面由补偿叶盆型线X1、补偿叶背型线X2、前缘线和后缘线包围形成，从理论叶盆型线L1与前缘线的交点A1到补偿叶盆型线X1与前缘线交点A5的距离为叶盆型线最大补偿值ΔP，交点A5位于交点A1的上方，叠合轴Z与理论叶盆型线L1的交点O1的补偿值为零，补偿叶盆型线X1上从交点O1到交点A5各点的补偿值线性增加；从理论叶背型线L2与前缘线的交点A4到补偿叶背型线S2与前缘线交点A6的距离为叶背型线最大补偿值ΔB，交点A6位于交点A4的下方，叠合轴Z与理论叶背型线L2的交点O2的补偿值为零，补偿叶背型线X2上从交点O2到交点A6各点的补偿值线性增加，叶盆朝向上方；其特征在于，补偿的步骤如下：
1、根据叶片的弹塑性变形特性确定初始最大补偿值ΔP0和ΔB0：通过试验得出叶片材料的弹塑性变形特性，即应力应变参数、热容变化参数、流动应力变化参数和温度应力变化参数，将以上材料弹塑性变形特性参数和包括理论型面的模具设计参数输入到热模拟软件DEFORM中进行模拟计算，确定该叶片横截面理论型面的初始最大补偿值ΔP0和ΔB0；进行叶片材料的塑性变形特性试验的方法参见《弹塑性力学》，出版社，周康年，年代。
2、确定补偿叶盆型线X1：叠合轴Z与理论叶盆型线L1的交点O1即为补偿叶盆型线X1与叠合轴Z的交点，交点O1的补偿值为零，理论叶盆型线L1与前缘线的交点A1向上增加最大补偿值ΔP0后成为补偿叶盆型线X1与前缘线的交点A5，补偿叶盆型线X1上从交点O1到交点A5各点的补偿值线性增加；
3、确定补偿叶背型线X2：叠合轴Z与理论叶背型线L2的交点O2即为补偿叶背型线X2与叠合轴Z的交点，交点O2的补偿值为零，理论叶背型线L2与前缘线的交点A4向下增加最大补偿值ΔB0后成为补偿叶背型线X2与前缘线的交点A6，补偿叶盆型线X1上从交点O1到交点A6各点的补偿值线性增加；
4、确定第一次试锻叶盆型线最大补偿值ΔP1和第一次试锻叶背型线最大补偿值ΔB1：用精锻叶片横截面的补偿型面作为模具参数制造精锻模具，进行试锻，用三坐标测量机检测第一次试锻叶片该补偿型面的实际尺寸，与该横截面的理论型面比较，得到第一次试锻叶片叶盆型线的最大偏差值和第一次试锻叶片叶背型线的最大偏差值，以该第一次试锻叶片叶盆型线的最大偏差值作为第一次试锻叶盆型线最大补偿值ΔP1；以该第一次试锻叶片叶背型线的最大偏差值作为第一次试锻叶背型线最大补偿值ΔB1；
5、重复步骤2到步骤4的方法，得到下一次试锻最大补偿值ΔPn和ΔBn，直到两个最大补偿值均不大于0.01mm为止，用最终的补偿型面作为精锻模具参数制造精锻模具。
本发明的工作原理是：通过本发明的补偿设计过程，使最大偏差值ΔP和ΔB均满足图纸规定的要求。用最终的补偿型面作为模具参数制造模具可以不再进行钳修，直接生产出实测型线符合理论型线要求的叶片。提高精锻叶片的生产效率及叶片尺寸精度。
实施例1，制造某型航空发动机叶片精锻模具，该叶片的半弦长b为14mm，初始补偿值ΔP0＝0.08mm、ΔB0＝0.1mm，按此初始补偿量补偿后模具进行试锻，用三坐标测量机进行检测，ΔP1和ΔB1小于0.01mm，用初始补偿型面作为模具参数制造模具。
实施例2，制造某型航空发动机叶片精锻模具，该叶片的半弦长b为31mm，初始补偿值ΔP0＝0.11mm、ΔB0＝0.14mm，按此初始补偿量补偿后模具进行试锻，用三坐标测量机进行检测，ΔP1＝0.04mm和ΔB1＝0.03mm，再重复步骤1.2到步骤1.4的方法，得到下一次试锻补偿值ΔP2和ΔB2小于0.01mm，用第1次补偿型面作为模具参数制造模具。
实施例3，制造某型航空发动机叶片精锻模具，该叶片的半弦长b为57mm，初始补偿值ΔP0＝0.16mm、ΔB0＝0.22mm，按此初始补偿量补偿后模具进行试锻，用三坐标测量机进行检测，ΔP1＝0.07mm和ΔB1＝0.06mm，再重复步骤1.2到步骤1.4的方法，得到下一次试锻补偿值ΔP2＝0.03mm和ΔB2＝0.03mm，再重复步骤1.2到步骤1.4的方法，ΔP3和ΔB3小于0.01mm，用第2次补偿型面作为模具参数制造模具。
Claims (1)
1.一种精锻叶片厚度塑性变形补偿方法，精锻叶片横截面的理论型面由理论叶盆型线L1、理论叶背型线L2、前缘线和后缘线包围形成，叶片横截面的叠合轴为Z，前缘线和后缘线与叠合轴Z平行，叠合轴Z两侧的叶片横截面对称，从叠合轴Z到前缘线和后缘线的距离均为b，精锻叶片横截面的补偿型面由补偿叶盆型线X1、补偿叶背型线X2、前缘线和后缘线包围形成，从理论叶盆型线L1与前缘线的交点A1到补偿叶盆型线X1与前缘线交点A5的距离为叶盆型线最大补偿值ΔP，交点A5位于交点A1的上方，叠合轴Z与理论叶盆型线L1的交点O1的补偿值为零，补偿叶盆型线X1上从交点O1到交点A5各点的补偿值线性增加；从理论叶背型线L2与前缘线的交点A4到补偿叶背型线X2与前缘线交点A6的距离为叶背型线最大补偿值ΔB，交点A6位于交点A4的下方，叠合轴Z与理论叶背型线L2的交点O2的补偿值为零，补偿叶背型线X2上从交点O2到交点A6各点的补偿值线性增加；其特征在于，补偿的步骤如下：
1.1、根据叶片的弹塑性变形特性确定初始最大补偿值ΔP0和ΔB0：通过试验得出叶片材料的塑性变形特性，即应力应变参数、热容变化参数、流动应力变化参数和温度应力变化参数，将以上材料弹塑性变形特性参数和包括理论型面的模具设计参数输入到热模拟软件DEFORM中进行模拟计算，确定该叶片横截面理论型面的初始最大补偿值ΔP0和ΔB0；
1.2、确定叶盆补偿型线X1：叠合轴Z与理论叶盆型线L1的交点O1即为补偿叶盆型线X1与叠合轴Z的交点，交点O1的补偿值为零，理论叶盆型线L1与前缘线的交点A1向上增加最大补偿值ΔP后成为补偿叶盆型线X1与前缘线的交点A5，补偿叶盆型线X1上从交点O1到交点A5各点的补偿值线性增加；
1.3、确定补偿叶背型线X2：叠合轴Z与理论叶背型线L2的交点O2即为补偿叶背型线X2与叠合轴Z的交点，交点O2的补偿值为零，理论叶背型线L2与前缘线的交点A4向下增加最大补偿值ΔB后成为补偿叶背型线X2与前缘线的交点A6，补偿叶盆型线X1上从交点O1到交点A6各点的补偿值线性增加；
1.4、确定第一次试锻叶盆型线最大补偿值ΔP1和第一次试锻叶背型线最大补偿值ΔB1：用精锻叶片横截面的补偿型面作为模具参数制造精锻模具，进 行试锻，用三坐标测量机检测第一次试锻叶片该补偿型面的实际尺寸，与该横截面的理论型面比较，得到第一次试锻叶片叶盆型线的最大偏差值和第一次试锻叶片叶背型线的最大偏差值，以该第一次试锻叶片叶盆型线的最大偏差值作为第一次试锻叶盆型线最大补偿值ΔP1；以该第一次试锻叶片叶背型线的最大偏差值作为第一次试锻叶背型线最大补偿值ΔB1；
1.5、重复步骤1.2到步骤1.4的方法，得到下一次试锻最大补偿值ΔPn和ΔBn，直到两个最大补偿值均不大于0.01mm为止，用最终的补偿型面作为精锻模具参数制造精锻模具。
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