【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空发动机叶片，具体为一种航空精锻叶片工作面角度偏差的补偿方法。
技术介绍
1、在航空航天领域，发动机中的叶片如图1所示，其包括：叶根1-1和叶身1-2。发动机工作过程中，叶片1的旋转速度非常高，因此叶片承受很大的离心力，这种力是由于叶片离心加速造成的，其大小和叶片离心距离和旋转速度的平方成正比。通常各类叶片所承受的离心力范围高达5~15吨，在各种载荷作用下，极易产生高周疲劳，为保证发动机工作效率及寿命，叶片的制造工艺都有极高的要求。叶根工作面1-3作为高速旋转时叶片上承力接触的工作面，其形状对叶片的工作效率和寿命有着重要的影响，因此叶根工作面1-3的制造公差要求极高，一般其面轮廓度仅为±0.007毫米，为避免应力集中，其相邻面都不允许存在接刀痕，通常会选用一体式成型刀具来加工。基于一体式成型刀具加工的优点是工作面及其相邻面一次成型加工，相比于球头刀分层铣削，加工效率提升10倍以上，表面完整性更好。但在加工时由于机床精度、主轴功率、刀具刚性等影响，且成型刀具与零件切削时接触面积大，切削负载重，实际加工出来的工作面角度存在较大偏差，导致刀具寿命较低，现有技术中，大多依靠技术人员在五轴机床上手工调整角度，然而这个调整过程对技术人员的个人能力和经验要求很高，不但操作难度大效率低，而且容易发生计算错误等质量问题。
技术实现思路
1、为了解决现有方法加工航空精锻叶片的叶根工作面角度存在较大偏差，人工调整操作难度大效率低的问题，本专利技术提供一种航空精锻叶片工作面角度偏差的补偿方
2、本专利技术的技术方案是这样的：一种航空精锻叶片工作面角度偏差的补偿方法，其特征在于，其包括以下步骤：
3、s1：确定待加工叶片的叶片形状、尺寸、公差要求；
4、计算叶根截面线长度，建立理论模型；
5、s2：以叶根工作面为基础延伸曲面，构建待加工叶根仿形曲面；
6、所述待加工叶根仿形曲面完全覆盖所述待加工叶根工作面、根部转接圆角和根部转接圆角下方的台阶面；
7、s3：根据叶根形状尺寸、加工材料特点和刀具加工特性设计精加工成型刀具；
8、所述精加工成型刀具的侧刃形状与所述待加工叶根仿形曲面形状适应；
9、s4：设计叶根加工程序；
10、所述加工程序包括：依次执行的开粗程序、粗加工程序和精加工试切程序；
11、所述开粗程序为：对叶根四周开放区域进行加工；
12、所述粗加工程序为：对所述待加工叶根工作面和根部转接圆角的粗加工；
13、所述精加工试切程序为：基于所述精加工成型刀具完成所述待加工叶根工作面和根部转接圆角的精加工试切；所述精加工试切程序中只包括一条刀具轨迹；
14、s5：执行所述叶根加工程序后，使用三坐标测量仪器对试切后的叶根进行测量，得到精加工试切后的工作面实际轨迹；
15、s6：基于理论模型中的工作面和精加工试切后的工作面实际轨迹，计算工作面角度偏差，得到加工补偿角；具体包括以下步骤：
16、a1：将理论模型中的工作面的截面线，记作：工作面理论截面线；
17、将工作面实际轨迹的截面线，记作：工作面实际截面线；
18、所述加工补偿角为所述面理论截面线和所述工作面实际截面线之间的夹角；
19、a2：找到所述工作面理论截面线和所述工作面实际截面线的交点，在所述工作面实际截面线上位于所述交点两侧，分别向所述工作面理论截面线的两个端点做垂线，构建三角形关系；
20、a3：将垂线的长度记作：偏差，两个偏差绝对值之和记作：总偏差；
21、基于三坐标测量仪器获得所述总偏差的测量值；
22、a4：计算所述加工补偿角a的大小：
23、a = arctan (de/l)；
24、其中，l为工作面理论截面线的长度，de为总偏差的测量值；
25、s7：获取精加工试切程序中所述精加工成型刀具的刀轴与三坐标系中参考坐标平面的夹角当前值，记作：刀轴角度值；
26、将所述加工补偿角a补偿到当前的所述刀轴角度值中，得到刀轴角度修正值；
27、s8：基于所述精加工试切程序，将所述刀轴角度修正值控制所述精加工成型刀具的刀轴的角度，得到精加工成型程序，完成航空精锻叶片工作面角度偏差的补偿。
28、其进一步特征在于：
29、其还包括以下步骤；
30、s9：量产产品的叶根工作面加工包括：依次执行的开粗工序、粗加工工序和精加工工序；
31、基于所述精加工成型程序完成量产产品的精加工工序；
32、所述开粗程序基于立式圆角铣刀完成，所述粗加工程序基于锥度球头铣刀完成；
33、步骤s2中，以叶根工作面为基础，在入刀和出刀两个方向，分别扩大1mm延伸曲面，构建待加工叶根仿形曲面；
34、所述精加工成型刀为一体式成型刀具；
35、所述精加工试切程序中，精加工前留余量0.05~0.1毫米；
36、所述精加工成型程序中，单面切削余量从0.05~0.1毫米改为0。
37、本专利技术提供的一种航空精锻叶片工作面角度偏差的补偿方法，其通过设计精加工成型刀，采用成型刀侧刃加工方案，仅需生成一条刀具轨迹，即可同时完成多个加工面的切削，确保加工面上不存在接刀痕迹，满足加工精度要求；其通过设计精加工试切程序，试切加工后，基于公差精度要求最高的工作面截面线调整刀轴角度，确保计算后得到的刀轴调整角度也适用于其他的加工面，降低了计算的步骤，提高了计算效率；计算刀轴调整角度时，基于面理论截面线和工作面实际截面线构建三角形关系，利用反三角函数求解二者之间的夹角，得到加工补偿角a，将加工补偿角a直接补偿到加工程序中，得到精加工成型程序，不再需要人工在机床上调整，计算过程简单，容易实现。
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1.一种航空精锻叶片工作面角度偏差的补偿方法，其特征在于，其包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述一种航空精锻叶片工作面角度偏差的补偿方法，其特征在于：其还包括以下步骤；
3.根据权利要求1所述一种航空精锻叶片工作面角度偏差的补偿方法，其特征在于：所述开粗程序基于立式圆角铣刀完成，所述粗加工程序基于锥度球头铣刀完成。
4.根据权利要求1所述一种航空精锻叶片工作面角度偏差的补偿方法，其特征在于：步骤S2中，以叶根工作面为基础，在入刀和出刀两个方向，分别扩大1mm延伸曲面，构建待加工叶根仿形曲面。
5.根据权利要求1所述一种航空精锻叶片工作面角度偏差的补偿方法，其特征在于：所述精加工成型刀为一体式成型刀具。
6.根据权利要求1所述一种航空精锻叶片工作面角度偏差的补偿方法，其特征在于：所述精加工试切程序中，精加工前留余量0.05~0.1毫米。
7.根据权利要求1所述一种航空精锻叶片工作面角度偏差的补偿方法，其特征在于：所述精加工成型程序中，单面切削余量从0.05~0.1毫米改为0。
【技术特征摘要】
1.一种航空精锻叶片工作面角度偏差的补偿方法，其特征在于，其包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述一种航空精锻叶片工作面角度偏差的补偿方法，其特征在于：其还包括以下步骤；
3.根据权利要求1所述一种航空精锻叶片工作面角度偏差的补偿方法，其特征在于：所述开粗程序基于立式圆角铣刀完成，所述粗加工程序基于锥度球头铣刀完成。
4.根据权利要求1所述一种航空精锻叶片工作面角度偏差的补偿方法，其特征在于：步骤s2中，以叶根工作面为基础，在入刀和出刀两个...
【专利技术属性】
技术研发人员：陆德峰，王龙，黄超，尹清，
申请(专利权)人：无锡航亚科技股份有限公司，
类型：发明
国别省市：
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