【摘要】：以航空葉片為研究對象,針對其使用磨損后的自適應(yīng)修復(fù)加工過程,研究磨損葉片頂端激光熔覆后去除多余材料的加工方法。借助有限元分析軟件,重點分析葉片頂端切削加工過程的變形問題;通過對不同裝夾位置加工變形量的有限元分析及計算,揭示其加工變形規(guī)律,找出最優(yōu)裝夾位置;建立加工變形與切削力的關(guān)系,獲得對應(yīng)的誤差補(bǔ)償量;提出葉片加工的誤差補(bǔ)償方法,為葉片精密加工的變形誤差補(bǔ)償提供基礎(chǔ),從而實現(xiàn)薄型葉片的自適應(yīng)修復(fù)加工。
【圖文】：

具體可將模型文件導(dǎo)入到ANSYS環(huán)境中，，對其進(jìn)行結(jié)構(gòu)靜力學(xué)分析。設(shè)定葉片材料為鈦合金，并進(jìn)行網(wǎng)格劃分，如圖1所示。其中，加工面的網(wǎng)格尺寸為0.5mm，加工面以下的網(wǎng)格尺寸為1mm。圖1葉片模型的網(wǎng)格劃分2加工變形與裝夾位置的關(guān)系分析為測試分析葉片加工的最佳裝夾位置，選取鈦合圖2添加載荷金厚度為0.2mm，均布載荷為5MPa，如圖2所示。分別選取距離加工處18、15、12、9、6、3、2、1.8、1.7、1.6和0mm的位置作為最遠(yuǎn)的裝夾位置，分析內(nèi)弧受力、外弧受力和整體加工面的受力情況。其中，圖3是裝夾位置距離加工處2mm的情況。經(jīng)分析得到的數(shù)據(jù)如表1所示，數(shù)據(jù)處理后可得到不同加工位置的最大變形量與裝夾位置關(guān)系圖，如圖4所示。其中，曲線1—3分別表示不同裝夾位置葉片加工過程的內(nèi)虎外弧及整體的受力變形情況。圖3材料厚度為0.2mm，裝夾位置距離加工處2mm的變形情況表1不同裝夾和加工位置的變形量mm加工位置裝夾位置與加工面距離18151296321.81．71．60內(nèi)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整體0．0145890．0144520．0140110．013340．0124710．010490．0913370．0087750．0085570．0083550．003424圖4加工位置的最大變形量與裝夾位置關(guān)系圖從有限元分析的結(jié)果可知:(1)隨著夾緊位置與加工面底端距離的縮短，不同加工位置的最大加工變形量都在減小;(2)在其他條件相同的情況下，單獨加工內(nèi)弧的最大變形量比加工外弧時要小;(3)最佳夾緊位置在距離葉片加工面底端約2mm處。3加工變形與切削力的關(guān)系分析對于此次模擬分析，選用直徑為3mm的球頭刀具進(jìn)?

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