CN114082988A - 一种对航空发动机冷热端叶片修复的方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种对航空发动机冷热端叶片修复的方法，包括如下步骤：（1）叶片3D扫描；（2）逆向建模；（3）结构优化；（4）仿真分析；（5）3D制造；本发明技术利用现代成熟的三维扫描技术，并逆向建模，重建还原原来的结构形状的同时也起到了修复作用；利用四项基本原则和创新手段设计，对叶片进行内部优化设计，叶片重量减轻的同时，内部创新设计还可以提升叶片性能和使用寿命；最后利用先进的3D增材制造技术批量化生产；通过该发明技术还原的叶片零件成本远远低于直接购买新零件或激光熔覆/焊接修复。该方法不仅适用于修复市场，而且也适用于其他邻域和其他零件的还原。
Description
技术领域
本发明属于发动机叶片修复技术领域，具体涉及一种对航空发动机冷热端叶片修复的方法。
背景技术
航空发动机从设计、研发再到维修都是目前中国的短板，一旦发动机零件损坏，需要从国外直接购买，周期长价格贵，因此航空发动机零件修复成为必然要解决的事情。其中作为最容易受损的零件——航空发动机叶片，它是将航空燃料转化为飞翔动力的关键介质，其工作温度能达到1000多摄氏度，工作条件非常恶劣，坏是一个必然事件。
目前对发动机叶片修复的方法主要是激光熔覆/焊接和自适应打磨，该方法存在多种问题：（1）它是国外发动机维修企业的主流修复方法，但是由于技术封锁及国内对航空发动机材料工艺研究欠缺，仍然未在民航领域得到成熟产业化应用；（2）一般的超高速激光熔覆设备价格昂贵，多为进口设备，设备适用的修复涂层厚度有限，比如厚度在0.05-1mm，对于受损严重的叶片无法进行还原性修复；（3）利用激光熔覆/焊接设备修复只能修复本体零件，无法可持续大批量产出；（4）利用激光熔覆/焊接设备修复后的叶片最多保持零件原有性能，无法再创新让修复后的叶片性能大幅度提升。
发明内容
针对上述问题情况，本发明的提供一种对航空发动机冷热端叶片修复的方法，以解决现有技术中存在的问题，本发明采取的技术方案为：
一种对航空发动机冷热端叶片修复的方法，包括如下步骤：（1）叶片3D扫描；（2）逆向建模；（3）结构优化；（4）仿真分析；（5）3D制造；
所述步骤（1）的具体过程包括：
步骤（1-1）：对叶片零件表面均匀喷涂显像剂（白色粉末），待显像剂完全干后，在零件表面贴信号采集标点，信号采集标点贴排列应该成V型分布，每一个可看到的面尽可能至少贴3个信号采集标点，尺寸越大信号采集标点越多；
步骤（1-2）：用蓝光三维扫描仪及Vtop Studio软件对叶片进行扫描生成点云数据后进行拼接。
所述步骤（2）逆向建模的具体过程包括如下操作步骤：
步骤（2-1）：导入数据：将点云STL格式模型导入Geomagic Design X 软件进行逆向建模操作；
步骤（2-2)：划分领域：利用自动分割选项，根据扫描数据的曲率和特征，将面片归类不同的几个领域，用不同的颜色区分开；
步骤（2-3）：创建草图：以过叶尖或叶根的平面作为初始平面，截取一组轮廓线，用样条曲线描绘出草图轮廓（含6点、6线），以初始平面为基准创建一组平行的平面并采用上述方式创建草图；
步骤（2-4）：创建引导线：用3D草图中的样条曲线命令，以各组曲线中相同的性质的点为关键点，创建６条引导线；
步骤（2-5）：创建实体：用放样命令，以各组草图为轮廓，3D草图为引导线创建叶片的模型；
步骤（2-6）：对比偏差：在软件右侧勾选体偏差，查看实体叶片和扫描得到的叶片之间的偏差；
步骤（2-7）：绘制榫头和叶顶：采用平面截取，用草图描绘得到的截面线的方法来绘制草图。用相关的特征命令绘制出整个榫头；由于叶顶需要用对应的圆柱或圆锥面截取叶片外缘轮廓，所以需要对叶片进行相对应的延伸，在查阅相关资料后得到对应的叶片信息，确定圆形、截取面半径等后对叶片进行相应的截取；
步骤（2-8）：倒圆角操作，对叶根及其他位置进行倒圆角。
进一步的，所述步骤（3）结构优化的方式主要包括：
（3-1）：通过掏空，去除叶片表面之下不必要的材料，设置亚表面孔状结构，可以减重；
（3-2）：采用柔性载荷传递面，增大传递面积，可以减少载荷；
（3-3）：通过在内部孔状结构上改变刚度分布，可以调节频率；
（3-4）：通过改善、改变载荷传递路径，可以减小应力集中；
（3-5）：通过在在内部孔状结构上增添接触界面，造成动态摩擦，用以增加内部结构阻尼；
（3-6）：设置表面纹理结构，可以减阻、降噪、密封，增强外部气动性能。
进一步的，所述步骤（4）仿真分析的具体过程如下：
（4-1）：确定输入参数：需要确定的主要参数有：叶片级数、旋转轴位置、转速和叶片装配方式；
（4-2）：确定材料的属性；
（4-3）：进行网格划分：采用非结构化四面体网格划分模型网格，平均网格质量为0.76，叶根部分局部加密网格，总网格数为99611，节点数为162684；
（4-4）：设置边界条件和载荷：首先根据旋转轴的位置添加一个局部柱坐标系，对叶根两个侧面均施加径向位移约束C，对其中一个侧面施加周向位移约束D，对叶根最底部的延伸齿端面施加轴向位移约束B，最后添加离心载荷；
（4-5）：进行结果分析。
进一步的，所述步骤（5）3D打印的操作工艺为：激光束开始扫描前，铺粉装置先把金属粉末平推到成形缸的基板上，激光束再按当前层的填充扫描线，选区熔化基板上的粉末，加工出当前层，然后成形缸下降一个层厚的距离，粉料缸上升一定厚度的距离，铺粉装置再在已加工好的当前层上铺好金属粉末，设备调入下一层轮廓的数据进行加工，如此层层加工，直到整个零件加工完毕。
进一步的，步骤（2-4）中关键点的数量的确定，在满足精度下，关键点数越少越好，包含6个点的关键点数推荐值为：吸力边和压力边的关键点数量：5-10个，且数量需一致，否则影响叶片成型；进气边和出气边四条曲线关键点数量：4-6个；轮廓线数量：4-8个，由叶片大小决定，满足精度即可，保证叶片模型生成率和质量。
进一步的，步骤（2）中采用点-线-面-体作为逆向建模的理论基础，点：进气边和吸力边压力边2处交点、出气边和吸力边压力边的2处交点、进气边和出气边区分吸力面和压力面的2处分界点，共计6处；线：6个点之间所形成的六条曲线，其中每条曲线由若干个关键点拟合而成；面：由若干组封闭曲线形成6个面：吸力面、压力面、进气边压力面、进气边吸力面、出气边压力面、出气边吸力面；体：由6个面和叶根叶尖的2个面组合成一个完整叶片实体。
优选的，步骤（4-2）材料设定为IN718材料。
进一步的，3D制造的材料主要是钛合金和高温合金。
有益效果
本发明技术利用现代成熟的三维扫描技术，并逆向建模，重建还原原来的结构形状的同时也起到了修复作用；利用四项基本原则和创新手段设计，对叶片进行内部优化设计，叶片重量减轻的同时，内部创新设计还可以提升叶片性能和使用寿命；最后利用先进的3D增材制造技术批量化生产；通过该发明技术还原的叶片零件成本远远低于直接购买新零件或激光熔覆/焊接修复。该方法不仅适用于修复市场，而且也适用于其他邻域和其他零件的还原。
附图说明
图1为本发明的技术方案的工艺步骤示意图；
图2为本发明的待修复叶片及其上信号采集标点示意图；
图3为本发明的叶片轮廓线示意图；
图4为本发明逆向建模中轮廓线创建草图示意图；
图5为本发明逆向建模中采用放样创建实体示意图；
图6为本发明逆向建模中偏差对比效果图；
图7为本发明逆向建模完成后的叶片模型示意图；
图8为本发明叶片创新式结构优化示意图；
图9为本发明叶片修复前后的模型对比图；
图10为本发明叶片仿真分析的网格划分示意图；
图11为本发明叶片仿真分析的边界条件和载荷设置示意图。
具体实施方式
下面对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1所示，一种对航空发动机冷热端叶片修复的方法，包括如下步骤：（1）叶片扫描；（2）逆向建模；（3）结构优化；（4）仿真分析；（5）3D制造；
具体过程为：
1.叶片3D扫描：
（1）对叶片零件表面均匀喷涂显像剂（白色粉末），待显像剂完全干后，在零件表面贴信号采集标点，信号采集标点贴排列应该成V型分布，每一个可看到的面尽可能至少贴3个信号采集标点，尺寸越大信号采集标点越多，如图2所示。
（2）用蓝光三维扫描仪及Vtop Studio软件对叶片进行扫描生成点云数据后进行拼接。
逆向建模：采用点-线-面-体作为逆向建模的理论基础、关键点数量原则保证叶片模型生成率和质量。
本发明步骤采用点-线-面-体作为逆向建模的理论基础，如图3所示，（1）点：进气边和吸力边压力边2处交点、出气边和吸力边压力边的2处交点、进气边和出气边区分吸力面和压力面的2处分界点，共计6处；（2）线：6个点之间所形成的六条曲线，其中每条曲线由若干个关键点拟合而成；（3）面：由若干组封闭曲线形成6个面：吸力面、压力面、进气边压力面、进气边吸力面、出气边压力面、出气边吸力面；（4）体：由6个面和叶根叶尖的2个面组合成一个完整叶片实体。
具体步骤：
（1）导入数据：将点云STL格式模型导入Geomagic Design X 软件进行逆向建模操作；
（2）划分领域：利用自动分割选项，根据扫描数据的曲率和特征，将面片归类不同的几个领域，用不同的颜色区分开；
（3）创建草图：以过叶尖或叶根的平面作为初始平面，截取一组轮廓线，如图4a所示，用样条曲线描绘出草图轮廓（含6点、6线）如图4b所示，以初始平面为基准创建一组平行的平面并采用上述方式创建草图，如图4c所示；
（4）创建引导线：用3D草图中的样条曲线命令，以各组曲线中相同的性质的点为关键点，创建６条引导线。其中关键点数量的选取原则为：在满足精度下，关键点数越少越好；
关键点数推荐值（包含6个点）：吸力边和压力边的关键点数量：5-10个，且数量需一致否则影响叶片成型；进气边和出气边四条曲线关键点数量：4-6个；轮廓线数量：4-8个，有叶片大小决定，满足精度即可；
（5）创建实体：用放样命令，以各组草图为轮廓，3D草图为引导线创建叶片的模型，如图5所示；
（6）对比偏差：在软件右侧勾选体偏差，查看实体叶片和扫描得到的叶片之间的偏差，如图6所示；
（7）绘制榫头和叶顶：采用平面截取，用草图描绘得到的截面线的方法来绘制草图。用相关的特征命令绘制出整个榫头；由于叶顶需要用对应的圆柱或圆锥面截取叶片外缘轮廓，所以需要对叶片进行相对应的延伸，在查阅相关资料后得到对应的叶片信息，确定圆形、截取面半径等后对叶片进行相应的截取；
（8）其他：倒圆角，对叶根及其他位置进行倒圆角；
最后完成后的叶片模型如图7所示。
结构优化：亚表面孔状结构、表面纹理结构可作为结构优化的重要手段，使得叶片进行整体性能的提升，降低重量。
根本原则：对叶片进行创新式结构优化，如图8所示，1、亚表面孔状结构的应用，可以减重（掏空，去除叶片表面之下不必要的材料）、减载（柔性载荷传递面，增大传递面积）、调频（在内部孔状结构上改变刚度分布），可以减小应力集中（改善、改变载荷传递路径），增加内部结构阻尼（在内部孔状结构上增添接触界面，造成动态摩擦），为制造节省材料和成本；2、表面纹理结构的应用，可以减阻、降噪、密封，增强外部气动性能。
修复前后叶片的对比图如图9所示，以上述叶片为例，通过扫描和修复建立原模型的三维模型，在此基础上对其内部结构进行减重和创新设计。改型升级后的三维模型较原实体三维模型减重了18.4%。
仿真分析：
（1）输入参数确定：
以上述叶片为例，需要确定的主要参数有：叶片级数、旋转轴位置、转速和叶片装配方式。转速通过相关文献资料查询，FT8的设计转速为12000rpm。叶片级数、叶片装配方式和旋转轴位置主要通过FT8机型的剖面图确定。
（2）材料属性：
材料设定为IN718材料，原模型与改进模型均使用同一种材料进行分析对比。
（3）网格划分：
采用非结构化四面体网格划分模型网格，平均网格质量为0.76，叶根部分局部加密网格。总网格数为99611，节点数为162684，如图10所示。
（4）边界条件和载荷：
首先根据旋转轴的位置添加一个局部柱坐标系，对叶根两个侧面均施加径向位移约束C，对其中一个侧面施加周向位移约束D，对叶根最底部的延伸齿端面施加轴向位移约束B。最后添加离心载荷，如图11所示。
（5）结果分析：
经过对比分析原模型和改进模型在应力分布、径向变形分布、最大应力、最大径向变形、前十阶模态分布等参数做前后对比，得出结构优化后的三维模型较原实体三维模型减重了18.4%。质心位置
。叶片质心的径向位置改变最大。改进后模型的最大等效应力降低了4.6%，径向变形降低14%。主要原因是降低了叶片质量和使质心位置更靠近旋转中心以降低离心弯矩的影响。
模态分析显示改进模型除一阶弯曲振动频率提升6.6%外，其它二到十阶模态频率均有不同程度降低，但均离转速频率很远。
总之，优化模型后可以有效降低原模型的质量、降低最大等效应力和径向变形，从而提高了零部件安全系数和使用寿命。
制造：3D金属打印制造叶片，从0到1，可改变叶片结构或材料，也可作为大批量生成的途径。
传统的叶片加工通过铸造和锻造，再铣削减材，而该技术则利用目前先进的金属3D（激光选区熔化SLM）打印设备增材制造，无论多么复杂的结构都可以变成实物，因此也为结构设计优化提供更多无限可能。
原理：激光选区熔化技术的基本原理是先在计算机上利用Pro/e、UG、CATIA等三维造型软件设计出零件的三维实体模型，然后通过切片软件对该三维模型进行切片分层，得到各截面的轮廓数据，由轮廓数据生成填充扫描路径，设备将按照这些填充扫描线，控制激光束选区熔化各层的金属粉末材料，逐步堆叠成三维金属零件。
激光束开始扫描前，铺粉装置先把金属粉末平推到成形缸的基板上，激光束再按当前层的填充扫描线，选区熔化基板上的粉末，加工出当前层，然后成形缸下降一个层厚的距离，粉料缸上升一定厚度的距离，铺粉装置再在已加工好的当前层上铺好金属粉末，设备调入下一层轮廓的数据进行加工，如此层层加工，直到整个零件加工完毕。
目前3D制造的材料主要是钛合金和高温合金，新材料也可逐步应用。
本发明技术方案的技术优点：
1、本发明技术利用现代成熟的三维扫描技术，并逆向建模，重建还原原来的结构形状的同时也起到了修复作用；
2、利用四项基本原则和创新手段设计，对叶片进行结构优化设计，叶片重量减轻的同时，还可以提升叶片性能和使用寿命；
3、无论多么复杂的结构，都利用先进的3D增材制造技术制造零件，也为持续不断优化改进提供了坚实的基础，包括材料改进，同时3D制造可批量化生产；
4、通过该发明技术还原的叶片零件成本远远低于直接购买新零件或激光熔覆/焊接修复。
5、该技术方法不仅适用于修复市场，而且也适用于其他邻域和其他零件的还原。
Claims (9)
1.一种对航空发动机冷热端叶片修复的方法，其特征在于，包括如下步骤：（1）叶片3D扫描；（2）逆向建模；（3）结构优化；（4）仿真分析；（5）3D制造；
所述步骤（2）的具体包括如下步骤：
步骤（2-1）：导入数据：将点云STL格式模型导入Geomagic Design X 软件进行逆向建模操作；
步骤（2-2)：划分领域：利用自动分割选项，根据扫描数据的曲率和特征，将面片归类不同的几个领域，用不同的颜色区分开；
步骤（2-3）：创建草图：以过叶尖或叶根的平面作为初始平面，截取一组轮廓线，用样条曲线描绘出含6点和6线草图轮廓，以初始平面为基准创建一组平行的平面并采用上述方式创建草图；
步骤（2-4）：创建引导线：用3D草图中的样条曲线命令，以各组曲线中相同的性质的点为关键点，创建６条引导线；
步骤（2-5）：创建实体：用放样命令，以各组草图为轮廓，3D草图为引导线创建叶片的模型；
步骤（2-6）：对比偏差：在软件右侧勾选体偏差，查看实体叶片和扫描得到的叶片之间的偏差；
步骤（2-7）：绘制榫头和叶顶：采用平面截取，用草图描绘得到的截面线的方法来绘制草图，用相关的特征命令绘制出整个榫头；对叶片进行相对应的延伸，查阅相关资料得到对应的叶片信息，确定圆形、截取面半径后对叶片进行相应的截取；
步骤（2-8）：倒圆角操作，对叶根位置进行倒圆角。
2.根据权利要求1所述的一种对航空发动机冷热端叶片进行修复的方法，其特征在于，所述步骤（1）的具体过程包括：
步骤（1-1）：对叶片零件表面均匀喷涂显像剂，待显像剂完全干后，在零件表面贴信号采集标点，信号采集标点贴排列成V型分布，每一个可看到的面至少贴3个信号采集标点，尺寸越大信号采集标点越多；
步骤（1-2）：用蓝光三维扫描仪及Vtop Studio软件对叶片进行扫描生成点云数据后进行拼接。
3.根据权利要求1所述的一种对航空发动机冷热端叶片进行修复的方法，其特征在于，所述步骤（3）的结构优化的方式包括：
（3-1）：通过掏空，去除叶片表面之下不必要的材料，设置亚表面孔状结构，可以减重；
（3-2）：采用柔性载荷传递面，增大传递面积，可以减少载荷；
（3-3）：通过在内部孔状结构上改变刚度分布，可以调节频率；
（3-4）：通过改善、改变载荷传递路径，可以减小应力集中；
（3-5）：通过在内部孔状结构上增添接触界面，造成动态摩擦，用以增加内部结构阻尼；
（3-6）：设置表面纹理结构，可以减阻、降噪、密封，增强外部气动性能。
4.根据权利要求1所述的一种对航空发动机冷热端叶片进行修复的方法，其特征在于，所述步骤（4）的具体过程如下：
（4-1）：确定输入参数：需要确定的参数有：叶片级数、旋转轴位置、转速和叶片装配方式；
（4-2）：确定材料的属性；
（4-3）：进行网格划分：采用非结构化四面体网格划分模型网格，平均网格质量为0.76，叶根部分局部加密网格，总网格数为99611，节点数为162684；
（4-4）：设置边界条件和载荷：首先根据旋转轴的位置添加一个局部柱坐标系，对叶根两个侧面均施加径向位移约束C，对其中一个侧面施加周向位移约束D，对叶根最底部的延伸齿端面施加轴向位移约束B，最后添加离心载荷；
（4-5）：进行结果分析。
5.根据权利要求1所述的一种对航空发动机冷热端叶片进行修复的方法，其特征在于，所述步骤（5）的操作工艺为：激光束开始扫描前，铺粉装置先把金属粉末平推到成形缸的基板上，激光束再按当前层的填充扫描线，选区熔化基板上的粉末，加工出当前层，然后成形缸下降一个层厚的距离，粉料缸上升一定厚度的距离，铺粉装置再在已加工好的当前层上铺好金属粉末，设备调入下一层轮廓的数据进行加工，如此层层加工，直到整个零件加工完毕。
6.根据权利要求1所述的一种对航空发动机冷热端叶片进行修复的方法，其特征在于，步骤（2-4）中关键点的数量的确定，在满足精度下，关键点数越少越好，包含6个点的关键点数量推荐值为：吸力边和压力边的关键点数量：5-10个，且数量需一致，否则影响叶片成型；进气边和出气边四条曲线关键点数量：4-6个；轮廓线数量：4-8个，由叶片大小决定，满足精度即可，保证叶片模型生成率和质量。
7.根据权利要求1所述的一种对航空发动机冷热端叶片进行修复的方法，其特征在于，步骤（2）中采用点-线-面-体作为逆向建模的理论基础，点：进气边和吸力边压力边2处交点、出气边和吸力边压力边的2处交点、进气边和出气边区分吸力面和压力面的2处分界点，共计6处；线：6个点之间所形成的六条曲线，其中每条曲线由若干个关键点拟合而成；面：由若干组封闭曲线形成6个面：吸力面、压力面、进气边压力面、进气边吸力面、出气边压力面、出气边吸力面；体：由6个面和叶根叶尖的2个面组合成一个完整叶片实体。
8.根据权利要求4所述的一种对航空发动机冷热端叶片进行修复的方法，其特征在于，步骤（4-2）材料设定为IN718材料。
9.根据权利要求5所述的一种对航空发动机冷热端叶片进行修复的方法，其特征在于，3D制造的材料主要是钛合金和高温合金。
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114686732A (zh) * | 2022-04-19 | 2022-07-01 | 北航（四川）西部国际创新港科技有限公司 | 高温合金修复材料及制备方法、高温合金修复零件的增材再制造方法和再服役评价方法 |
| CN116174649A (zh) * | 2023-02-28 | 2023-05-30 | 中国航发北京航空材料研究院 | 一种维修高温合金导向器叶片用进气边精铸件制备方法 |
| CN117301527A (zh) * | 2023-10-30 | 2023-12-29 | 科路睿(天津)生物技术有限公司 | 四轴3d打印片状模型的单路切片方法及打印方法 |
Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103093065A (zh) * | 2013-02-20 | 2013-05-08 | 天津工业大学 | 一种航空发动机叶片叶尖缺失部位三维模型重建方法 |
| CN103919631A (zh) * | 2014-04-28 | 2014-07-16 | 四川大学 | 一种颌骨缺损个性化修复体的制备方法 |
| CN106599359A (zh) * | 2016-11-08 | 2017-04-26 | 南方科技大学 | 利用球形网状结构填充的空心叶片的设计方法及发动机 |
| CN107818590A (zh) * | 2017-09-11 | 2018-03-20 | 童和平 | 基于三维光学扫描的自由曲面产品逆向工程建模成型方法 |
| CN108145393A (zh) * | 2017-11-29 | 2018-06-12 | 株洲丰发精工实业有限公司 | 一种航空发动机压气机叶片及其加工方法 |
| CN110781573A (zh) * | 2019-08-13 | 2020-02-11 | 中国航发贵阳发动机设计研究所 | 一种航空发动机转子叶片逆向设计方法 |
| CN110853132A (zh) * | 2019-10-09 | 2020-02-28 | 安徽徽博先临三维云打印技术有限公司 | 用于3d打印的复杂曲面零件的三维建模方法 |
| CN111859577A (zh) * | 2020-07-27 | 2020-10-30 | 江苏科技大学 | 一种激光增材修复的直接分层方法 |
| CN111962069A (zh) * | 2020-09-02 | 2020-11-20 | 中国航发北京航空材料研究院 | 变形高温合金及不锈钢压气机转子叶片叶尖修复方法及工装 |
| CN112765732A (zh) * | 2021-01-25 | 2021-05-07 | 沈阳工业大学 | 一种基于选区激光熔化工艺的航空叶片拓扑优化设计方法 |
| CN113409464A (zh) * | 2021-06-15 | 2021-09-17 | 中国科学院近代物理研究所 | 一种逆向测绘回旋加速器电极零件的方法 |
-
2021
- 2021-10-28 CN CN202111260755.1A patent/CN114082988A/zh active Pending
Patent Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103093065A (zh) * | 2013-02-20 | 2013-05-08 | 天津工业大学 | 一种航空发动机叶片叶尖缺失部位三维模型重建方法 |
| CN103919631A (zh) * | 2014-04-28 | 2014-07-16 | 四川大学 | 一种颌骨缺损个性化修复体的制备方法 |
| CN106599359A (zh) * | 2016-11-08 | 2017-04-26 | 南方科技大学 | 利用球形网状结构填充的空心叶片的设计方法及发动机 |
| CN107818590A (zh) * | 2017-09-11 | 2018-03-20 | 童和平 | 基于三维光学扫描的自由曲面产品逆向工程建模成型方法 |
| CN108145393A (zh) * | 2017-11-29 | 2018-06-12 | 株洲丰发精工实业有限公司 | 一种航空发动机压气机叶片及其加工方法 |
| CN110781573A (zh) * | 2019-08-13 | 2020-02-11 | 中国航发贵阳发动机设计研究所 | 一种航空发动机转子叶片逆向设计方法 |
| CN110853132A (zh) * | 2019-10-09 | 2020-02-28 | 安徽徽博先临三维云打印技术有限公司 | 用于3d打印的复杂曲面零件的三维建模方法 |
| CN111859577A (zh) * | 2020-07-27 | 2020-10-30 | 江苏科技大学 | 一种激光增材修复的直接分层方法 |
| CN111962069A (zh) * | 2020-09-02 | 2020-11-20 | 中国航发北京航空材料研究院 | 变形高温合金及不锈钢压气机转子叶片叶尖修复方法及工装 |
| CN112765732A (zh) * | 2021-01-25 | 2021-05-07 | 沈阳工业大学 | 一种基于选区激光熔化工艺的航空叶片拓扑优化设计方法 |
| CN113409464A (zh) * | 2021-06-15 | 2021-09-17 | 中国科学院近代物理研究所 | 一种逆向测绘回旋加速器电极零件的方法 |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114686732A (zh) * | 2022-04-19 | 2022-07-01 | 北航（四川）西部国际创新港科技有限公司 | 高温合金修复材料及制备方法、高温合金修复零件的增材再制造方法和再服役评价方法 |
| CN114686732B (zh) * | 2022-04-19 | 2022-10-18 | 北航（四川）西部国际创新港科技有限公司 | 高温合金修复材料及制备方法、高温合金修复零件的增材再制造方法和再服役评价方法 |
| CN116174649A (zh) * | 2023-02-28 | 2023-05-30 | 中国航发北京航空材料研究院 | 一种维修高温合金导向器叶片用进气边精铸件制备方法 |
| CN116174649B (zh) * | 2023-02-28 | 2024-04-16 | 中国航发北京航空材料研究院 | 一种维修高温合金涡轮导向器叶片用进气边精铸件制备方法 |
| CN117301527A (zh) * | 2023-10-30 | 2023-12-29 | 科路睿(天津)生物技术有限公司 | 四轴3d打印片状模型的单路切片方法及打印方法 |
| CN117301527B (zh) * | 2023-10-30 | 2024-04-05 | 科路睿(天津)生物技术有限公司 | 四轴3d打印片状模型的单路切片方法及打印方法 |
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