一種精鍛葉片厚度塑性變形補償方法
2023-05-07 07:28:41 1
專利名稱：一種精鍛葉片厚度塑性變形補償方法
技術領域：
本發明屬於航空發動機葉片精鍛模具製造技術，涉及一種精鍛葉片型線塑性變形補償方法。
背景技術：
目前，航空發動機葉片的精鍛模具設計均按理論曲面進行，對於葉片精鍛模具型腔的每個橫截面尺寸數據均按照精鍛葉片對應橫截面的理論型面設計。由於葉片材料的彈塑性變形特性、葉片自身結構薄壁及熱處理殘餘應力釋放等影響，按理論型面設計的模具精鍛出的葉片實際型面會偏離理論型面，必須根據偏離值對精鍛模具進行鉗修，以使精鍛出的葉片實際型面與理論型面的偏離值符合精度要求。圖1是精鍛後葉片實際型面偏離理論型面的示意圖。精鍛葉片橫截面的理論型面由理論葉盆型線L1、理論葉背型線L2、前緣線和後緣線包圍形成。葉片橫截面的疊合軸為Z，前緣線和後緣線與疊合軸Z平行，疊合軸Z兩側的葉片橫截面對稱，從疊合軸Z到前緣線和後緣線的距離即半弦長均為b。精鍛葉片橫截面的實際型面由補償葉盆型線S1、實際葉背型線S2、前緣線和後緣線包圍形成。從理論葉盆型線LI與前緣線的交點Al到實際葉盆型線SI與前緣線交點A2的距離為葉盆型線最大偏離值ΛΡ，交點A2位於交點Al的下方，說明實際葉盆型線SI向葉背方向回縮。疊合軸Z與理論葉盆型線LI的交點01的偏離值為零，實際葉盆型線SI上從交點01到交點A2各點的偏離值線性增加。從理論葉背型線L2與前緣線的交點A4到實際葉背型線S2與前緣線交點A3的距離為葉背型線最大偏離值Λ B，交點3位於交點Α4的上方，說明實際葉背型線S2向葉盆方向回縮。疊合軸Z與理論葉背型線L2的交點02的偏離值為零，實際葉背型線S2上從交點02到交點A3各點的偏離值線性增加。從圖1可以看出，精鍛葉片葉身的厚度變小，形成厚度偏差。圖紙要求精鍛葉片葉身的厚度偏差一般為0.02_左右。而均按照精鍛葉片對應橫截面的理論型面設計的精鍛模具不能滿足上述要求。因此，新精鍛模具製造後，都需要反覆進行模具甜修_精鍛一二坐標檢測一模具再甜修一再精鍛一二坐標檢測，直到鉗修後的模具精鍛出葉片的 偏離值符合精度要求為止。其缺點是:精鍛模具的製造周期長，工作效率低。
發明內容
本發明的目的是:提出一種精鍛葉片厚度塑性變形補償方法，以減少精鍛模具的鉗修次數，縮短精鍛模具的製造周期，提高工作效率。本發明的技術方案是:一種精鍛葉片厚度塑性變形補償方法，精鍛葉片橫截面的理論型面由理論葉盆型線L1、理論葉背型線L2、前緣線和後緣線包圍形成，葉片橫截面的疊合軸為Ζ，前緣線和後緣線與疊合軸Z平行，疊合軸Z兩側的葉片橫截面對稱，從疊合軸Z到前緣線和後緣線的距離均為b，精鍛葉片橫截面的補償型面由補償葉盆型線X1、補償葉背型線X2、前緣線和後緣線包圍形成，從理論葉盆型線LI與前緣線的交點Al到補償葉盆型線Xl與前緣線交點A5的距離為葉盆型線最大補償值Λ P，交點Α5位於交點Al的上方，疊合軸Z與理論葉盆型線LI的交點Ol的補償值為零，補償葉盆型線Xl上從交點01到交點A5各點的補償值線性增加；從理論葉背型線L2與前緣線的交點A4到補償葉背型線S2與前緣線交點A6的距離為葉背型線最大補償值△ B，交點A6位於交點A4的下方，疊合軸Z與理論葉背型線L2的交點02的補償值為零，補償葉背型線X2上從交點02到交點A6各點的補償值線性增加；其特徵在於，補償的步驟如下:1、根據葉片的彈塑性變形特性確定初始最大補償值八匕和ABtl:通過試驗得出葉片材料的塑性變形特性，即應力應變參數、熱容變化參數、流動應力變化參數和溫度應力變化參數，將以上材料彈塑性變形特性參數和包括理論型面的模具設計參數輸入到熱模擬軟體DEFORM中進行模擬計算，確定該葉片橫截面理論型面的初始最大補償值APc^P Λ B。；2、確定葉盆補償型線Xl:疊合軸Z與理論葉盆型線LI的交點01即為補償葉盆型線Xl與疊合軸Z的交點，交點01的補償值為零，理論葉盆型線LI與前緣線的交點Al向上增加最大補償值△ Ptl後成為補償葉盆型線Xl與前緣線的交點Α5，補償葉盆型線Xl上從交點01到交點Α5各點的補償值線性增加；3、確定葉背補償型線S2:疊合軸Z與理論葉背型線L2的交點02即為補償葉背型線Χ2與疊合軸Z的交點，交點02的補償值為零，理論葉背型線L2與前緣線的交點Α4向下增加最大補償值△ Btl後成為補償葉背型線Χ2與前緣線的交點Α6，補償葉盆型線Xl上從交點01到交點Α6各點的補償值線性增加；4、確定第一次試鍛葉盆型線最大補償值AP1和第一次試鍛葉背型線最大補償值Δ B1:用精鍛葉片橫截面的補償型面作為模具參數製造精鍛模具，進行試鍛，用三坐標測量機檢測第一次試鍛葉片該補償型面的實際尺寸，與該橫截面的理論型面比較，得到第一次試鍛葉片葉盆型線的最大偏差值和第一次試鍛葉片葉背型線的最大偏差值，以該第一次試鍛葉片葉盆型線的最大偏差值作為第一次試鍛葉盆型線最大補償值AP1 ;以該第一次試鍛葉片葉背型線的最大偏差值作為第一次試鍛葉背型線最大補償值AB1 ；5、重複步驟1.2·到步驟1.4的方法，得到下一次試鍛最大補償值八？ 和八8 ，直到兩個最大補償值均不大於0.0lmm為止，用最終的補償型面作為精鍛模具參數製造精鍛模具。本發明的優點是:提出了一種精鍛葉片厚度塑性變形補償方法，大大減少精鍛模具的鉗修次數，縮短了精鍛模具的製造周期，提高了工作效率。試驗證明，採用本發明方法，設計的精鍛模具生產的葉片製造周期縮短了 20%以上。模具壽命提高20%。
圖1是精鍛後葉片實際型面偏離理論型面的示意圖。圖2是本發明的補償原理示意圖。
具體實施例方式下面對本發明做進一步詳細說明。參見圖2，一種精鍛葉片厚度塑性變形補償方法，精鍛葉片橫截面的理論型面由理論葉盆型線L1、理論葉背型線L2、前緣線和後緣線包圍形成，葉片橫截面的疊合軸為Ζ，前緣線和後緣線與疊合軸Z平行，疊合軸Z兩側的葉片橫截面對稱，從疊合軸Z到前緣線和後緣線的距離均為b，精鍛葉片橫截面的補償型面由補償葉盆型線X1、補償葉背型線X2、前緣線和後緣線包圍形成，從理論葉盆型線LI與前緣線的交點Al到補償葉盆型線Xl與前緣線交點A5的距離為葉盆型線最大補償值八？，交點八5位於交點Al的上方，疊合軸Z與理論葉盆型線LI的交點Ol的補償值為零，補償葉盆型線Xl上從交點01到交點A5各點的補償值線性增加；從理論葉背型線L2與前緣線的交點A4到補償葉背型線S2與前緣線交點A6的距離為葉背型線最大補償值ΛΒ，交點A6位於交點A4的下方，疊合軸Z與理論葉背型線L2的交點02的補償值為零，補償葉背型線X2上從交點02到交點A6各點的補償值線性增加；其特徵在於，補償的步驟如下:1、根據葉片的彈塑性變形特性確定初始最大補償值八匕和ABtl:通過試驗得出葉片材料的塑性變形特性，即應力應變參數、熱容變化參數、流動應力變化參數和溫度應力變化參數，將以上材料彈塑性變形特性參數和包括理論型面的模具設計參數輸入到熱模擬軟體DEFORM中進行模擬計算，確定該葉片橫截面理論型面的初始最大補償值八匕和AB0 ;進行葉片材料的塑性變形特性試驗的方法參見《彈塑性力學》，出版社，周康年，年代。2、確定葉盆補償型線Xl:疊合軸Z與理論葉盆型線LI的交點01即為補償葉盆型線Xl與疊合軸Z的交點， 交點01的補償值為零，理論葉盆型線LI與前緣線的交點Al向上增加最大補償值△ Ptl後成為補償葉盆型線Xl與前緣線的交點A5，補償葉盆型線Xl上從交點01到交點A5各點的補償值線性增加；3、確定葉背補償型線S2:疊合軸Z與理論葉背型線L2的交點02即為補償葉背型線X2與疊合軸Z的交點，交點02的補償值為零，理論葉背型線L2與前緣線的交點A4向下增加最大補償值△ Btl後成為補償葉背型線X2與前緣線的交點A6，補償葉盆型線Xl上從交點01到交點A6各點的補償值線性增加；4、確定第一次試鍛葉盆型線最大補償值AP1和第一次試鍛葉背型線最大補償值Δ B1:用精鍛葉片橫截面的補償型面作為模具參數製造精鍛模具，進行試鍛，用三坐標測量機檢測第一次試鍛葉片該補償型面的實際尺寸，與該橫截面的理論型面比較，得到第一次試鍛葉片葉盆型線的最大偏差值和第一次試鍛葉片葉背型線的最大偏差值，以該第一次試鍛葉片葉盆型線的最大偏差值作為第一次試鍛葉盆型線最大補償值AP1 ;以該第一次試鍛葉片葉背型線的最大偏差值作為第一次試鍛葉背型線最大補償值AB1 ；5、重複步驟1.2到步驟1.4的方法，得到下一次試鍛最大補償值八？ 和八8 ，直到兩個最大補償值均不大於0.0lmm為止，用最終的補償型面作為精鍛模具參數製造精鍛模具。本發明的工作原理是:通過本發明的補償設計過程，使最大偏差值ΛΡ和ΛΒ均滿足圖紙規定的要求。用最終的補償型面作為模具參數製造模具可以不再進行鉗修，直接生產出實測型線符合理論型線要求的葉片。提高精鍛葉片的生產效率及葉片尺寸精度。實施例1，製造某型航空發動機葉片精鍛模具，該葉片的半弦長b為14mm，初始補償值APci=0.08mm, AB0=0.1mm，按此初始補償量補償後模具進行試鍛，用三坐標測量機進行檢測，AP1和ΛB1小於0.01mm，用初始補償型面作為模具參數製造模具。實施例2，製造某型航空發動機葉片精鍛模具，該葉片的半弦長b為31mm，初始補償值APci=0.11mm、ABtl=0.14mm，按此初始補償量補償後模具進行試鍛，用三坐標測量機進行檢測，AP1=0.04mm和AB1=0.03mm,再重複步驟1.2到步驟1.4的方法,得到下一次試鍛補償值AP2和AB2小於0.01mm，用第I次補償型面作為模具參數製造模具。
實施例3，製造某型航空發動機葉片精鍛模具，該葉片的半弦長b為57mm，初始補償值APci=0.16mm、Λ Btl=0.22mm，按此初始補償量補償後模具進行試鍛，用三坐標測量機進行檢測，AP1=0.07mm和AB1=0.06mm，再重複步驟1.2到步驟1.4的方法，得到下一次試鍛補償值Δ P2=0.03mm和Δ B2=0.03mm,再重複步驟1.2到步驟1.4的方法，Λ P3和Δ B3小於
0.01_，用第2次補償型面作為模具參數`製造模具。
權利要求
1.一種精鍛葉片厚度塑性變形補償方法，精鍛葉片橫截面的理論型面由理論葉盆型線L1、理論葉背型線L2、前緣線和後緣線包圍形成，葉片橫截面的疊合軸為Z，前緣線和後緣線與疊合軸Z平行，疊合軸Z兩側的葉片橫截面對稱，從疊合軸Z到前緣線和後緣線的距離均為b，精鍛葉片橫截面的補償型面由補償葉盆型線X1、補償葉背型線X2、前緣線和後緣線包圍形成，從理論葉盆型線LI與前緣線的交點Al到補償葉盆型線Xl與前緣線交點A5的距離為葉盆型線最大補償值Λ P，交點Α5位於交點Al的上方，疊合軸Z與理論葉盆型線LI的交點Ol的補償值為零，補償葉盆型線Xl上從交點01到交點Α5各點的補償值線性增加；從理論葉背型線L2與前緣線的交點Α4到補償葉背型線S2與前緣線交點Α6的距離為葉背型線最大補償值Λ B，交點Α6位於交點Α4的下方，疊合軸Z與理論葉背型線L2的交點02的補償值為零，補償葉背型線Χ2上從交點02到交點Α6各點的補償值線性增加；其特徵在於，補償的步驟如下: 1.1、根據葉片的彈塑性變形特性確定初始最大補償值八匕和ABtl:通過試驗得出葉片材料的塑性變形特性，即應力應變參數、熱容變化參數、流動應力變化參數和溫度應力變化參數，將以上材料彈塑性變形特性參數和包括理論型面的模具設計參數輸入到熱模擬軟體DEFORM中進行模擬計算，確定該葉片橫截面理論型面的初始最大補償值八匕和ΛΒ。； 1.2、確定葉盆補償型線Xl:疊合軸Z與理論葉盆型線LI的交點01即為補償葉盆型線Xl與疊合軸Z的交點，交點01的補償值為零，理論葉盆型線LI與前緣線的交點Al向上增加最大補償值△ Ptl後成為補償葉盆型線Xl與前緣線的交點A5，補償葉盆型線Xl上從交點01到交點A5各點的補償值線性增加； 1.3、確定葉背補償型線S2:疊合軸Z與理論葉背型線L2的交點02即為補償葉背型線X2與疊合軸Z的交點，交點02的補償值為零，理論葉背型線L2與前緣線的交點A4向下增加最大補償值△ Btl後成為補償葉背型線X2與前緣線的交點A6，補償葉盆型線Xl上從交點01到交點A6各點的補償值線性增加； 1.4、確定第一 次試鍛葉盆型線最大補償值AP1和第一次試鍛葉背型線最大補償值Δ B1:用精鍛葉片橫截面的補償型面作為模具參數製造精鍛模具，進行試鍛，用三坐標測量機檢測第一次試鍛葉片該補償型面的實際尺寸，與該橫截面的理論型面比較，得到第一次試鍛葉片葉盆型線的最大偏差值和第一次試鍛葉片葉背型線的最大偏差值，以該第一次試鍛葉片葉盆型線的最大偏差值作為第一次試鍛葉盆型線最大補償值AP1 ;以該第一次試鍛葉片葉背型線的最大偏差值作為第一次試鍛葉背型線最大補償值AB1 ； 1.5、重複步驟1.2到步驟1.4的方法，得到下一次試鍛最大補償值AP1^P Λ Bn，直到兩個最大補償值均不大於0.0lmm為止，用最終的補償型面作為精鍛模具參數製造精鍛模具。
全文摘要
本發明屬於航空發動機葉片精鍛模具製造技術，涉及一種精鍛葉片厚度塑性變形補償方法。其特徵在於，補償的步驟如下根據葉片的彈塑性變形特性確定初始最大補償值ΔP0和ΔB0；確定葉盆補償型線X1；確定葉背補償型線X2；確定第一次試鍛最大補償值ΔP1和ΔB1；重複步驟1.2到步驟1.4的方法，直到兩個最大補償值均不大於0.01mm為止。本發明提出了一種精鍛葉片型線塑性變形補償方法，大大減少精鍛模具的鉗修次數，縮短了精鍛模具的製造周期，提高了工作效率。
文檔編號F01D5/14GK103244195SQ20131017027
公開日2013年8月14日 申請日期2013年5月10日 優先權日2013年5月10日
發明者姚貴, 張勇, 王利歌, 姚文廣, 卜軍潔, 孟慶軍 申請人:西安航空動力股份有限公司