航空エンジンタービンブレード先端の損傷修理における適応加工技術の研究と応用

損傷したタービンブレードの修理は、航空機エンジンのメンテナンスと寿命延長にとって非常に重要な意義を持っています。本論文では、特定のニッケルベース鋳造高温合金タービン作動羽根の修理技術に関する研究の進展についてレビューし、特に羽根先端での適応切削による修理方法に焦点を当て、実験的な加工プロセスと検証結果を詳しく説明し、タービンブレード修理技術の発展見通しについても展望します。

航空機エンジンは航空機の動力コアです。航空機エンジンのさまざまな部品の中でも、タービンブレードの機能的な使命と動作特性は、それが航空機エンジン内で最もストレスが高く、負荷の大きい回転部品の一つであることを示しており、これによりタービンブレードの一般的な故障や損傷が引き起こされます。その中で、亀裂による故障は発生確率が最も高く、最大の危害をもたらします。主に、曲げ応力に重ねられた遠心力によって引き起こされる疲労亀裂、振動環境によって引き起こされるフラッタ疲労亀裂、そして環境媒体による腐食損傷によって引き起こされる高温疲労亀裂があります。現在の段階では、エンジンの使用コストを削減するために、損傷したタービンブレードの再製造および修理は非常に重要な意義を持っています。

タービンブレードの修理に係る主要技術の一つとして、適応加工技術は損傷境界の滑らかな接合と修理領域の高精度な成形を達成するための有効手段として多くの研究者の注目を集めています。イギリスのTTL社は接触測定法によりブレード断面線の情報を取得し、測定された断面線プロファイル情報を利用してZ方向にオフセットすることで、先端摩耗領域のモデル再構築を行い、加工コードを生成して覆層を除去します。イギリスのDelcam社は機上測定によるタービンブレード先端修理のためのモデル再構築方法を提案し、機上測定を通じて位置決め誤差の蓄積問題を低減しました。接触測定によって覆層近傍の2つの断面データを取得し、直結晶ブレードの磨耗した先端部の幾何学的モデルを計算し、研削によって全体の修理プロセスを完了させます。丁華鵬氏はグレーシステム理論に基づき、損傷領域におけるブレード輪郭の円弧線と厚さを予測し、その後完全なブレードモデルを再構築し、論理差分を通じて修理欠陥モデルを取得し、一定の修理効果を達成しました。侯飛氏らはブレード本体のための適応修理方法を提案し、これは溶接表面モデリングと目標修理表面の最適化モデリングを含み、最終的にシミュレーションで修理方法の有効性を証明しました。張翔氏らはエンジンブレードの損傷領域に対する自動修理方案を提案し、これは材料覆層によって直接形成されます。伝統的な修理方法と比較すると一定程度の革新性がありますが、複雑な表面を持つタービンブレードの修理は困難です。

前述の研究は、航空機エンジンのタービンブレード修理が国内外の航空分野でホットトピックであることを示しています。修理加工の分野では、修理領域と損傷のない領域との滑らかな接続、および修理後の高精度な成形が焦点となっています。したがって、以上の修理に関する研究に基づき、本論文では損傷したタービン作業ブレードを例として取り上げ、ブレード先端の損傷修理における適応加工技術の応用研究を行います。これにより、修理されたブレードの加工領域と非加工領域が滑らかな移行接続を実現し、全体的な修理面が修理後のブレードの最終公差要件を満たすことを確保します。

1 ブレード先端損傷修理の加工可能性分析

図1は典型的なタービンブレード先端の亀裂欠陥を示しています。これに基づき、航空機エンジンのタービンブレードの損傷した先端部を再製造および修理する方法が提案されます。再製造および修理ソリューションには、ブレード先端の損傷部分を取り除くこと（溶接してハンダを付着し、図2に示す通り）、ブレードのポイントクラウドを取得し、ブレードのデジタルモデルを再構築し、ブレードの適応処理を行うことが含まれます。これにより、ブレードの幾何寸法精度と性能の適応的な修理が実現します。修理されたブレードの品質と性能は設計要件を満たしており、修理現場でのリアルタイム修理が可能です。これにより、航空機エンジンの損傷部品のバッチ修理処理を実現するための有効な解決策が提供されます。

1.1 工程の難点分析

鋳造精度の問題により、完成したブレードと理論的な設計モデルの間に個体差が存在します。ブレードの外形サイズは新品状態で形成されますが、作業サイクル後には変形や欠陥が異なる程度で発生します。加工対象の個体性により、理論的な設計図の寸法に基づいて修理および加工を行うと、元のブレードの形状精度が破壊されます。また、各加工に対してCADモデルに基づいて一連の加工コードを再生成する必要がある場合、それは部品全体の加工サイクルに大きな影響を与えます。

ブレード先端には複雑な構造があり、ボスとカバープレートがブレード先端から2〜3mm下にあり、後縁尾継ぎ目の最も狭い幅はわずか0.5mmです。ブレードは内腔構造であり、ブレード本体の表面には多くの空気膜孔があります。切削屑が容易に内腔や空気膜孔に入り込み、清掃が困難です。

1.2主な技術的要件

（1）先端を修理した後、内曲面および外曲面の輪郭は設計図面に適合し、元の基部ブレード形状に滑らかに接続されます。

（2）先端の後縁沿いのブレード形状における最小壁厚は0.41mmで、他の部分におけるブレード形状沿いの最小壁厚は0.51mmです（図3参照）。

（3）ブレードの高さ寸法は保証されます。

（4）粗さはRa0.8 μm以下です。

（5）内腔および空気膜孔には切削屑やその他の異物が残ってはいけません。

(6) 修理された領域は蛍光検査によって割れや夹雑物などがなくことを確認し、検査は蛍光検査基準および受入基準に従って実施されます。

2 ブレード先端損傷修理のための適応切削技術

タービンのワーキングブレードの先端部の修理工程における困難を考慮すると、すなわち：各修理済みブレードの変形が一貫していない、挟み込む位置や角度が異なる、そして元々の精密鋳造精度に問題がある。このような実用上の問題は、適応処理技術を用いることで、加工対象となる各部品や部品について迅速にオンラインで検出でき、実際の形状と位置分布を理解することができます。その後、システムは測定データを通じて設計と一致する目標デジタルモデルを再構築し、製品製造に対応する独自のパーソナライズされたパス軌道を生成し、最終的に設計と実物体に適合します。適応処理技術の流れは図4に示されています。

2.2 CADモデルデータ登録技術

加工対象のブランクの個別特性により、再構築されたCADモデルには座標系を見つけるための規則的な基準面が欠けており、座標系を合わせるにはレジストレーション技術を使用する必要があります。空間内の2つの点集合は、理論モデルX{xi}と加工対象の測定情報P{pi}です。P点集合は、X点集合との距離を最小限に抑えるために回転および平行移動され、測定情報P{pi}と理論モデル情報X{xi}の間の空間変換関係が確立されます。この空間変換関係には、回転行列Rと並進行列Tが含まれます。その後、最近傍点ペアリング法を使用して、P内の各点に最も近いX内の点を見つけ、それらをペアリングし、新しい点集合X'を形成します。図5をご覧ください。

3 刃先損傷修理のための適応加工技術の検証

アダプティブマシニングシステムは、工作機械や切削工具などのハードウェアシステムとアダプティブマシニングソフトウェアを含んでいます。この二つの統合が最終的にアダプティブマシニングを実現する鍵です。ある種の高圧タービンブレードの修理作業では、アダプティブマシニングシステムを使用してブレードの修理加工を行い、複数のエンジンブレードの修理加工および応用検証が完了しました。

3.1 試験手順

ステップ1: 修理対象のブレード先端の損傷部がクラッディングおよび溶接で埋められた後、機内検出により損傷したブレード先端近くの測定情報を取得します。

ステップ2: ブレード先端修理前の理論モデル情報を取得します。

ステップ3: 測定情報と理論モデル情報の間の空間変換関係をデータ登録を使用して確立し、最適なフィッティング後の回転量と平行移動量を得る。つまり、回転と並進の補正を行う。

ステップ4: 理論モデル情報を基に加工工具位置トラックのCLSFファイルを生成し、ステップ3で得られたXYZ方向の補正量に基づいてCLSFファイル内の修正された工具位置と工具軸ベクトルを生成する。

ステップ5: 修正された工具トラックを使用してタービンブレードの先端の損傷部分を研削および研磨し、精密なブレード先端を完全に復元する。

図6に示すように、オンライン検出にはRMP40プローブとφ6mmのスタイラスボールが使用されます。ブレード先端近くの2つのセクションを最適化することにより、12の測定点が得られます。生成された測定データファイルはコンピュータソフトウェアシステムに戻って送信でき、測定データに基づいてUGで加工モデルが自動生成されます。

試験には三軸立形加工センタが使用され、ブレードはクイックチェンジツールパレットを通じて作業台に垂直にカンチレバーされており、これにより加工中の繰り返しチャッキング精度が確保され、次の工程での特徴加工も容易になります（図7参照）。

生成された加工工具パスCLSFファイルは図8に示されています。

3.2 内部空洞およびエアフィルム穴の保護

試験中、チップやその他の不純物が内部空洞および空気膜穴に残ってはならないという技術要件が満たされました。プロセス試験中に、ブレードの内部空洞と複数の空気膜穴が保護されました。この技術研究では、機能性の接着剤を使用して内部空洞と空気膜穴を密封し、それによって穴を保護します。国外でのこのようなブレードの修理では、液体の「マルチファンクションエポキシパテ接着剤」が使用されており、これにより空洞と空気膜穴を保護します。冷却後、これは固化して保護効果を発揮します。100°C以上に加熱すると、溶けて「灰」になり、超音波洗浄で吹き飛ばしたり除去したりできます。小穴には残留物がありません。その後のバッチ工程応用において、空洞や小穴の保護とクリーニングが特に重要であり、さらに適切な方法を見つけてチップや不純物の侵入を防ぐ必要があります。

3.3 試験結果

修復されたタービンブレードの先端プロファイルを図9に示すように測定した結果、形状はプロセス技術の要件を満たしています。外観検査では、適応研磨後、ブレードの修復領域と元のプロファイルが滑らかに移行していることが確認できます（図10参照）。内外腔の壁厚は基準内であり、表面粗さはRa0.8 μm以下で、その他の技術指標もプロセス要件を満たしています。蛍光検査の結果、加工プロセスによって新しいクラックやその他の欠陥が発生していないことが確認されました。

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