由于航空發(fā)動機(jī)葉片具有結(jié)構(gòu)弱剛性、材料難加工、型面復(fù)雜等特性，加工后表面存在燒傷、殘余應(yīng)力分布不均勻等表面缺陷，將嚴(yán)重影響葉片幾何精度、表面質(zhì)量及其服役性能。因此，分析研究航空發(fā)動機(jī)葉片磨削方法及其關(guān)鍵技術(shù)對于指導(dǎo)航空發(fā)動機(jī)葉片抗疲勞加工以及提升航空發(fā)動機(jī)服役壽命具有重要意義。

       砂帶磨削以及磨粒流拋光因兼具磨削和拋光的雙重作用，工藝靈活性高、適應(yīng)性強(qiáng)，且其柔性拋光的特性在曲面平滑過渡方面具有獨(dú)特的擬合效果，在整體葉盤、葉輪、葉片等零件的精密拋光中得到應(yīng)用，成為提高航空發(fā)動機(jī)葉片表面完整性和疲勞壽命的有效加工手段。

       1、航空發(fā)動機(jī)葉片磨粒流加工【1】

       磨粒流加工技術(shù)是一種適用于復(fù)雜曲面零件表面拋光的非傳統(tǒng)磨削方法，半固體磨料介質(zhì)在模具模芯的約束和擠推壓力的驅(qū)動下通過零件待拋表面，具有切削刃的磨粒與工件表面粗糙峰谷相互擠壓滑擦，實現(xiàn)零件表面的去毛刺、除飛邊、倒圓以及拋光，進(jìn)而達(dá)到表面材料去除以及提高表面完整性的目的，如圖2所示。

       早在1993年，Boynton就采用磨粒流加工方法對航天飛機(jī)的高壓燃油渦輪泵轉(zhuǎn)子葉片進(jìn)行拋光，使葉片表面粗糙度從10.16μm下降到0.76μm，透平的冷卻效率提高2.1%，入口溫度下降了32℃，對于整體的抗疲勞性能和服役性能具有顯著提升作用。

       經(jīng)過數(shù)十年的發(fā)展，磨粒流加工技術(shù)目前已經(jīng)廣泛應(yīng)用于航空發(fā)動機(jī)葉片制造領(lǐng)域。美國DYNATICS、GE等公司采用磨粒流加工技術(shù)實現(xiàn)了葉片的精密磨削加工，將表面粗糙度從2.0μm降低到0.8μm，極大提高了葉片加工質(zhì)量，減小了由表面粗糙度引起的應(yīng)力集中，提升了葉片的疲勞強(qiáng)度。

       葉片的抗疲勞性能與表面粗糙度、殘余應(yīng)力狀態(tài)、紋理結(jié)構(gòu)等表面完整性特征直接相關(guān)，為了獲得良好的表面完整性，需要對工藝參數(shù)進(jìn)優(yōu)化研究。Sankar等對黏彈性磨料旋轉(zhuǎn)磨粒流加工過程中工藝參數(shù)對表面完整性的影響規(guī)律進(jìn)行了研究，通過實驗分析了磨粒含量、壓力、加工次數(shù)和工件轉(zhuǎn)速對磨削表面粗糙度的影響。

       磨粒流加工技術(shù)已被美國航空航天部門列為航空零部件精加工的重要工藝，被廣泛應(yīng)用于航空發(fā)動機(jī)整體葉盤、葉片等復(fù)雜曲面零件的光整加工。目前，磨粒流加工已經(jīng)出現(xiàn)了諸多擴(kuò)展應(yīng)用，例如振動輔助磨粒流加工、流化床加工、動壓磨粒流加工等。

       超聲振動輔助磨粒流加工方法是在傳統(tǒng)磨粒流加工方法的基礎(chǔ)上引入超聲振動增大磨粒與工件之間的相互作用關(guān)系，以達(dá)到高質(zhì)、高效拋光的新型磨粒流加工方法。Venkatesh等將振動輔助磨粒流加工方法應(yīng)用到錐齒輪齒面光整加工獲得了比傳統(tǒng)磨粒流拋光更優(yōu)的材料去除率和表面粗糙度。

       從國外企業(yè)公開的技術(shù)文件中發(fā)現(xiàn)，雖然磨粒流在降低表面粗糙度引起的應(yīng)力集中方面效果明顯，然而磨粒流加工在生產(chǎn)過程中存在形狀精度難以控制的特點(diǎn)，整體葉盤、葉片的葉盆和葉背拋光質(zhì)量并不均勻，且在葉片邊緣等關(guān)鍵部位會出現(xiàn)嚴(yán)重過拋現(xiàn)象。尤其是對于葉片等復(fù)雜曲面構(gòu)件，如整體葉盤的進(jìn)、排氣邊，目前尚無文獻(xiàn)或其他資料給出具體的解決方案，因此多只用于表面光整加工。

       2、航空發(fā)動機(jī)葉片砂帶磨削加工

       由于航空制造企業(yè)缺乏相關(guān)的精密高效拋光方法與技術(shù)，目前部分航空發(fā)動機(jī)葉片的精密磨削加工仍然采用手工拋光的方法進(jìn)行。然而人工拋光不僅勞動強(qiáng)度大、效率低，而且型面精度、表面完整性、表面一致性等特征難以保證。

       同時，受到工人技術(shù)等級和熟練程度的影響，加工質(zhì)量不穩(wěn)定，嚴(yán)重影響著航空發(fā)動機(jī)葉片的服役性能、安全可靠性以及生產(chǎn)周期等，因此目前該方法逐漸被機(jī)器磨拋加工所取代。

       針對數(shù)控磨削加工，袁明提出航空發(fā)動機(jī)葉片數(shù)控智能磨削加工技術(shù)。應(yīng)用參數(shù)線法規(guī)劃葉片磨削加工軌跡，以此為基礎(chǔ)，提取磨削加工余量，模擬與計算對應(yīng)數(shù)值，適當(dāng)處理獲取的葉片磨削加工軌跡與加工余量數(shù)據(jù)，推出葉片數(shù)控智能磨削算法(數(shù)控車床轉(zhuǎn)軸、直線軸與壓力軸運(yùn)動控制模型)，以此控制數(shù)控車床運(yùn)動姿態(tài)，并通過刀位點(diǎn)偏移補(bǔ)償葉片的反變形誤差，實現(xiàn)了航發(fā)葉片的數(shù)控智能磨削。

       2.1葉片數(shù)控智能磨削加工軌跡規(guī)劃【2】

       對于葉片數(shù)控智能磨削加工來說，合理的軌跡規(guī)劃至關(guān)重要，不但可以提升數(shù)控計算效率，也能滿足葉片磨削加工精度需求。選取參數(shù)線法規(guī)劃葉片磨削加工軌跡,其具備操作簡單和運(yùn)算效率快等優(yōu)勢。在加工過程中，數(shù)控車床刀具主要沿著葉片曲面的u線或者v線走刀。在葉片磨削數(shù)控智能加工軌跡規(guī)劃過程中，最關(guān)鍵的環(huán)節(jié)為走刀步長與加工帶寬計算。

       其中，走刀步長計算公式為

       (1) L為葉片磨削加工走刀步長;ε為給定的加工誤差極限;kf為葉片磨削中插補(bǔ)段沿著走刀軌跡f的法曲率。

       加工帶寬計算公式為

       (2) d為葉片數(shù)控磨削加工帶寬;R為數(shù)控砂帶輪的半徑;εh為允許最大殘留高度;kb為葉片表面沿軌跡方向b的法曲率。

       以計算得到的走刀步長及加工帶寬為基礎(chǔ)，根據(jù)參數(shù)線法生成葉片磨削加工軌跡,為葉片數(shù)控加工提供支撐。

       2.2葉片磨削加工余量計算

       航空發(fā)動機(jī)葉片剛性較差、壁較薄和易變形等特點(diǎn)，在制作加工后仍然存在超差區(qū)域，加工余量分布也不均勻，對葉片后續(xù)磨削加工造成了一定的阻礙。因此，為了提升葉片加工精度，需要對葉片磨削加工余量進(jìn)行提取與計算。

       葉片磨削加工余量提取與計算流程如圖1所示。

       如圖1所示，利用三坐標(biāo)檢測方法對葉片表面數(shù)據(jù)點(diǎn)進(jìn)行采集，呈現(xiàn)1張曲面網(wǎng)格形式，數(shù)據(jù)點(diǎn)數(shù)量為(m+1)×(n+1),其中，m+1為截面數(shù)量;n+1為截面上的數(shù)據(jù)點(diǎn)。設(shè)置截面線方向與葉身長度方向為u與v,對應(yīng)次數(shù)分別為k與l,以上述數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，重構(gòu)葉片模型，表達(dá)式為

       p(u,v)為重構(gòu)后的葉片模型;di,j為數(shù)據(jù)點(diǎn)i與j之間的距離;Bi,k(u)與Bj,l(v)分別為在u與v方向重構(gòu)的B樣條曲面。

       依據(jù)規(guī)劃好的刀路軌跡計算刀觸點(diǎn)p(r,n),其中，r為刀觸點(diǎn)的徑向矢量，n為刀觸點(diǎn)的法向矢量。為了方便研究的進(jìn)行，以葉片理論模型作為參照，其截面線與葉身長度方向表示為X與Y。經(jīng)過基準(zhǔn)重合后，獲得經(jīng)過刀觸點(diǎn)，方向為法向矢量方向的直線，表示為

       L為直線矢量方程;r1為檢測坐標(biāo)系下的徑向矢量;δ為輔助系數(shù)，與直線長短緊密相關(guān)。

       將式(3)與式(4)聯(lián)立即可獲得交點(diǎn)p′,通過計算刀觸點(diǎn)與交點(diǎn)之間的距離(不為0),從而確定葉片的磨削加工余量，表達(dá)式為

       εi為第i個刀觸點(diǎn)的磨削加工余量;為刀觸點(diǎn)與交點(diǎn)的距離。

       通過上述過程完成了葉片磨削加工余量的提取與計算,為后續(xù)葉片數(shù)控智能磨削算法的推出提供精準(zhǔn)的數(shù)據(jù)支撐。

       2.3葉片數(shù)控智能磨削算法

       上述過程獲得的葉片磨削加工軌跡與磨削加工余量只是葉片制作加工的第1步，但是這些數(shù)據(jù)無法直接應(yīng)用于數(shù)控機(jī)床，需要對其進(jìn)行適當(dāng)?shù)奶幚怼榱藢崿F(xiàn)葉片的數(shù)控智能加工，必須對數(shù)控機(jī)床加工過程中的運(yùn)動姿態(tài)進(jìn)行全面控制，推出對應(yīng)的葉片數(shù)控智能磨削算法。

       葉片數(shù)控智能磨削算法包含3個控制模型，分別為數(shù)控機(jī)床轉(zhuǎn)軸、直線軸與壓力軸運(yùn)動控制模型。以葉片理論模型為基礎(chǔ)，構(gòu)建工件坐標(biāo)系，記為OPXPYPZP,使其與數(shù)控機(jī)床坐標(biāo)系保持同樣的姿態(tài)。為了保障葉片刀觸點(diǎn)矢量與磨頭刀架矢量保持方向相同，需要將卡盤繞X軸旋轉(zhuǎn)A角，繞Y軸旋轉(zhuǎn)B角，并精確計算旋轉(zhuǎn)角，即可完成轉(zhuǎn)軸運(yùn)行控制。旋轉(zhuǎn)角計算公式為：

       N0=[nx0,ny0,ns0,0]T為在工件坐標(biāo)系下，刀觸點(diǎn)法向矢量;N1=[nx1,ny1,ns1,0]T為葉片旋轉(zhuǎn)A角后刀觸點(diǎn)的法向矢量。

       數(shù)控機(jī)床直線軸控制主要是對旋轉(zhuǎn)變換后刀觸點(diǎn)的坐標(biāo)數(shù)值進(jìn)行計算，其決定著刀具是否能夠按規(guī)劃軌跡進(jìn)行運(yùn)作，不但影響著葉片磨削加工精度，也會影響磨削的效率。

       假設(shè)旋轉(zhuǎn)后工件坐標(biāo)系中刀觸點(diǎn)為R2=[x1,y2,z2,1]T,依據(jù)數(shù)控機(jī)床坐標(biāo)與工件坐標(biāo)系的關(guān)系，通過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換計算刀觸點(diǎn)在數(shù)控機(jī)床中的坐標(biāo)，計算公式為

       R=[x，y，z，1]T為在數(shù)控機(jī)床坐標(biāo)系中刀觸點(diǎn)的坐標(biāo);[xh，yh，zh，1]T為坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣;[x0，y0，z0，1]T為原始刀觸點(diǎn)坐標(biāo)矩陣。

       航空發(fā)動機(jī)葉片磨削加工實質(zhì)上是一種柔性拋磨過程，為了保障材料具有一定的去除率，必須對葉片施加一定的法向接觸壓力m，這也是壓力軸的運(yùn)行控制重點(diǎn)。隨著磨削加工余量的變化，相應(yīng)地施加載荷也存在著較大的不同。為了滿足葉片加工精度的需求，應(yīng)該根據(jù)刀觸點(diǎn)磨削加工余量確定磨削參數(shù)，以此為基礎(chǔ)，調(diào)節(jié)數(shù)控機(jī)床壓力軸的接觸壓力。

       在葉片磨削加工過程中，材料去除率為

       rk為材料去除率;Cg為磨削過程中，修正常數(shù)、阻力系數(shù)與耐用度系數(shù)的乘積;Vb為砂帶線速度;Vm為葉片進(jìn)給速度;F為刀觸點(diǎn)p的法向壓力;x1、x2和x3為輔助計算參數(shù)。

       以式(9)計算結(jié)果為基礎(chǔ)，確定磨削壓力計算公式，即

       x0為輔助計算參數(shù)，取值范圍為0~1。

       上述過程完成了數(shù)控機(jī)床運(yùn)行姿態(tài)的全面控制，為葉片磨削加工提供良好的控制性能。

       2.4葉片加工反變形誤差補(bǔ)償

       由于環(huán)境、器械等多種因素的影響，葉片磨削加工存在著些許誤差，導(dǎo)致葉片發(fā)生一定的彎曲變形，如葉片向上或者向下偏移、葉根偏移量較大等。上述情況均會影響葉片的加工質(zhì)量，故需要對其進(jìn)行反變形誤差補(bǔ)償，常規(guī)情況下，葉片在加工去除余量后，葉冠會發(fā)生δ變形，此時為了補(bǔ)償δ變形,刀位點(diǎn)應(yīng)該向相反方向進(jìn)行偏移補(bǔ)償，還需要滿足葉片表面光滑性，因此需要滿足下述條件，即

       a為單步加工量;工為刀位點(diǎn)偏移補(bǔ)償量;a-x為實際磨削深度。

       特別地，對葉片進(jìn)行進(jìn)一步精加工時，為了確保實際磨削不會超過理論數(shù)值,還需要滿足下述條件，即

       d為當(dāng)前時刻葉片余量。

       通過上述過程完成航空葉片數(shù)控智能磨削加工，能有效地提升葉片制作加工的精度。

       3、結(jié)語

       磨削作為航空發(fā)動機(jī)葉片的最終材料去除工藝，對于疲勞壽命具有重要影響。目前雖然在新型輕質(zhì)航空材料研發(fā)以及抗疲勞磨削方法和工藝等方面已經(jīng)取得了一定進(jìn)展，但仍存在抗疲勞磨削方法匱乏，表面完整性控制策略不完善，難以實現(xiàn)工業(yè)化應(yīng)用等問題。

       本文介紹了兩種磨削技術(shù)以便大家學(xué)習(xí)，引用資料來源附于文末，感興趣的朋友可自行搜索閱讀。