一种激光螺旋铣复合制孔方法技术

一种激光螺旋铣复合制孔方法。其包括将待加工航空发动机叶片夹持定位；对航空发动机叶片进行激光打孔；用铣刀对激光加工过的孔进行螺旋铣削等步骤。本发明专利技术的优点和积极效果是：通过激光打孔可以有效地避免涡轮叶片薄壁处的变形，且激光加工的无接触加工特点也避免了直接机械螺旋铣孔刀具磨损过快的问题，同时能够快速高效地完成高密度冷却孔的预制。另外通过螺旋铣对预制孔的再加工，可以去除激光打孔所产生的氧化层，重熔层，热影响区，消除预制孔的锥度，提高气膜冷却孔的表面完整性。最终能够实现激光制孔和螺旋铣孔的最佳复合，方法简单有效，易于实现。

Laser spiral milling composite hole making method

Laser spiral milling composite hole making method. The utility model comprises the clamping and positioning of an aeroengine blade to be processed; the laser drilling of an aero-engine blade; and the milling of a laser processed hole by a milling cutter. The invention has the advantages and positive effects by laser drilling can effectively avoid the deformation of turbine blade thin-walled, non-contact processing and laser processing also avoid direct mechanical helical milling tool wear too quick, and can quickly and efficiently complete the prefabricated high-density cooling holes. In addition, the machining of the preformed hole by spiral milling can remove the oxide layer, remelted layer and heat affected zone produced by laser drilling, eliminate the taper of the preformed hole, and improve the surface integrity of the film cooling hole. Finally, the best combination of laser drilling and spiral milling can be realized. The method is simple, effective and easy to implement.

【技术实现步骤摘要】
一种激光螺旋铣复合制孔方法
本专利技术属于航空发动机涡轮叶片冷却气膜孔加工
，特别是涉及一种激光螺旋铣复合制孔方法。
技术介绍
随着航空发动机向着大功率、高负荷、高性能方向的发展，航空发动机的推重比大幅度提高，从而对发动机涡轮叶片的耐高温性能提出了更高的要求。而对涡轮叶片进行连续不断的冷却，是涡轮叶片安全可靠工作的重要保证之一。气膜冷却孔是涡轮叶片冷却技术中最具代表性的结构，但由于涡轮叶片气膜冷却孔的孔径尺寸较小，空间角度复杂，使得气膜冷却孔的加工具有一定的难度。近年来，虽然国内外对激光打孔的研究有所深入，但是激光打孔生成的重熔层以及产生的锥度仍难以避免。由于激光打孔在高硬度的薄壁零件加工上有很大的优势，所以将具有加工精度高、铣孔质量好的螺旋铣孔与激光打孔复合将是提升涡轮叶片气膜冷却孔加工质量的一个重要途径。
技术实现思路
为了解决上述问题，本专利技术的目的在于提供一种激光螺旋铣复合制孔方法，去除激光打孔过程中产生的氧化层，重熔层，热影响区和锥度，将激光打孔的高效率与螺旋铣孔的高质量相结合，提高航空发动机涡轮叶片气膜冷却孔的加工精度和质量。为了达到上述目的，本专利技术提供的激光螺旋铣复合制孔方法包括按顺序进行的下列步骤：1)将待加工的航空飞机发动机叶片利用夹持装置固定，然后利用测量装置进行定位，获得待加工的航空飞机发动机叶片的定位坐标数据和气膜冷却孔的坐标数据；2)利用低功率小光斑高能密度激光装置在上述待加工的气膜冷却孔的坐标位置处进行打孔，形成具有锥度且表面较为粗糙的激光预制孔；形成锥形孔的原因是当低功率小光斑高能密度激光装置由外向内打孔时，由于孔外侧受激光作用时间长，使得孔的外侧直径大于孔的内侧直径；表面粗糙是因为激光加工中形成的氧化层、重熔层和热影响区所致；3)在不改变原有航空飞机发动机叶片定位坐标与气膜冷却孔位置坐标的基础上，利用超小直径铣刀对步骤2)中得到的激光预制孔进行螺旋铣削加工，以去除激光预制孔的锥度并铣削掉氧化层、重熔层和热影响区，最终获得直圆柱体形气膜冷却孔，从而实现激光螺旋铣的复合制孔加工过程。在步骤2)中，打孔时气膜冷却孔的轴线与加工表面能够呈任意角度。本专利技术提供的激光螺旋铣复合制孔方法的优点和积极效果是：通过激光打孔可以有效地避免涡轮叶片薄壁处的变形，且激光加工的无接触加工特点也避免了直接机械螺旋铣孔刀具磨损过快的问题，同时能够快速高效地完成高密度冷却孔的预制。另外通过螺旋铣对预制孔的再加工，可以去除激光打孔所产生的氧化层，重熔层，热影响区，消除预制孔的锥度，提高气膜冷却孔的表面完整性。最终能够实现激光制孔和螺旋铣孔的最佳复合，方法简单有效，易于实现。附图说明图1为本专利技术提供的激光螺旋铣复合制孔方法流程图。图2为采用本专利技术提供的激光螺旋铣复合制孔方法加工时直圆柱孔轴线与加工表面垂直时加工过程示意图。图3为采用本专利技术提供的激光螺旋铣复合制孔方法加工时直圆柱孔轴线与加工表面呈任意角度时加工过程示意图。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施实例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施实例仅仅是本专利技术一部分实施实例，而不是全部的实施实例。基于本专利技术中的实施实例，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它实施实例，都属于本专利技术保护的范围。如图1—图3所示，本专利技术提供的激光螺旋铣复合制孔方法包括按顺序进行的下列步骤：1)将待加工的航空飞机发动机叶片利用夹持装置固定，然后利用测量装置进行定位，获得待加工的航空飞机发动机叶片的定位坐标数据和气膜冷却孔的坐标数据；2)利用低功率小光斑高能密度激光装置2在上述待加工的气膜冷却孔的坐标位置处进行打孔，形成具有锥度且表面较为粗糙的激光预制孔3；形成锥形孔的原因是当低功率小光斑高能密度激光装置2由外向内打孔时，由于孔外侧受激光作用时间长，使得孔的外侧直径大于孔的内侧直径；表面粗糙是因为激光加工中形成的氧化层、重熔层和热影响区4所致；3)在不改变原有航空飞机发动机叶片定位坐标与气膜冷却孔位置坐标的基础上，利用超小直径铣刀5对步骤2)中得到的激光预制孔3进行螺旋铣削加工，以去除激光预制孔3的锥度并铣削掉氧化层、重熔层和热影响区4，最终获得直圆柱体形气膜冷却孔6，从而实现激光螺旋铣的复合制孔加工过程。另外，在步骤2)中，打孔时气膜冷却孔6的轴线与加工表面能够呈任意角度，即并不局限于气膜冷却孔6的轴线与加工表面相垂直这一种情况，气膜冷却孔6的轴线与加工表面也可以斜交。以上所述，仅为本专利技术较佳实施例，并不用以限制本专利技术，凡是依据本专利技术的技术实质对以上实施例所作的任何细微修改、等同替换和改进，均应包含在本专利技术技术方案的保护范围之内。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种激光螺旋铣复合制孔方法，其特征在于：所述的激光螺旋铣复合制孔方法包括按顺序进行的下列步骤：1)将待加工的航空飞机发动机叶片利用夹持装置固定，然后利用测量装置进行定位，获得待加工的航空飞机发动机叶片的定位坐标数据和气膜冷却孔的坐标数据；2)利用低功率小光斑高能密度激光装置(2)在上述待加工的气膜冷却孔的坐标位置处进行打孔，形成具有锥度且表面较为粗糙的激光预制孔(3)；形成锥形孔的原因是当低功率小光斑高能密度激光装置(2)由外向内打孔时，由于孔外侧受激光作用时间长，使得孔的外侧直径大于孔的内侧直径；表面粗糙是因为激光加工中形成的氧化层、重熔层和热影响区(4)所致；3)在不改变原有航空飞机发动机叶片定位坐标与气膜冷却孔位置坐标的基础上，利用超小直径铣刀(5)对步骤2)中得到的激光预制孔(3)进行螺旋铣削加工，以去除激光预制孔(3)的锥度并铣削掉氧化层、重熔层和热影响区(4)，最终获得直圆柱体形气膜冷却孔(6)，从而实现激光螺旋铣的复合制孔加工过程。

【技术特征摘要】
1.一种激光螺旋铣复合制孔方法，其特征在于：所述的激光螺旋铣复合制孔方法包括按顺序进行的下列步骤：1)将待加工的航空飞机发动机叶片利用夹持装置固定，然后利用测量装置进行定位，获得待加工的航空飞机发动机叶片的定位坐标数据和气膜冷却孔的坐标数据；2)利用低功率小光斑高能密度激光装置(2)在上述待加工的气膜冷却孔的坐标位置处进行打孔，形成具有锥度且表面较为粗糙的激光预制孔(3)；形成锥形孔的原因是当低功率小光斑高能密度激光装置(2)由外向内打孔时，由于孔外侧受激光作用时间长，使得孔的外侧直径大于...

【专利技术属性】
技术研发人员：王涛，王宁，李阳，
申请(专利权)人：中国民航大学，
类型：发明
国别省市：天津,12