航空叶片顶端修复过程的加工变形量分析

发布时间：2019-12-02 14:02

【摘要】：以航空叶片为研究对象,针对其使用磨损后的自适应修复加工过程,研究磨损叶片顶端激光熔覆后去除多余材料的加工方法。借助有限元分析软件,重点分析叶片顶端切削加工过程的变形问题;通过对不同装夹位置加工变形量的有限元分析及计算,揭示其加工变形规律,找出最优装夹位置;建立加工变形与切削力的关系,获得对应的误差补偿量;提出叶片加工的误差补偿方法,为叶片精密加工的变形误差补偿提供基础,从而实现薄型叶片的自适应修复加工。
【图文】：

具体可将模型文件导入到ANSYS环境中，，对其进行结构静力学分析。设定叶片材料为钛合金，并进行网格划分，如图1所示。其中，加工面的网格尺寸为0.5mm，加工面以下的网格尺寸为1mm。图1叶片模型的网格划分2加工变形与装夹位置的关系分析为测试分析叶片加工的最佳装夹位置，选取钛合图2添加载荷金厚度为0.2mm，均布载荷为5MPa，如图2所示。分别选取距离加工处18、15、12、9、6、3、2、1.8、1.7、1.6和0mm的位置作为最远的装夹位置，分析内弧受力、外弧受力和整体加工面的受力情况。其中，图3是装夹位置距离加工处2mm的情况。经分析得到的数据如表1所示，数据处理后可得到不同加工位置的最大变形量与装夹位置关系图，如图4所示。其中，曲线1—3分别表示不同装夹位置叶片加工过程的内虎外弧及整体的受力变形情况。图3材料厚度为0.2mm，装夹位置距离加工处2mm的变形情况表1不同装夹和加工位置的变形量mm加工位置装夹位置与加工面距离18151296321.81．71．60内弧3．62812．62721．83521．1870．654660．253970．18080．166370．158650．151780．04326外弧3．77262．72961．90221．2310．678250．272950．1955550．180220．1720．164670．044452整体0．0145890．0144520．0140110．013340．0124710．010490．0913370．0087750．0085570．0083550．003424图4加工位置的最大变形量与装夹位置关系图从有限元分析的结果可知:(1)随着夹紧位置与加工面底端距离的缩短，不同加工位置的最大加工变形量都在减小;(2)在其他条件相同的情况下，单独加工内弧的最大变形量比加工外弧时要小;(3)最佳夹紧位置在距离叶片加工面底端约2mm处。3加工变形与切削力的关系分析对于此次模拟分析，选用直径为3mm的球头刀具进?

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