항공 엔진 터빈 블레이드 팁 손상 수리에 대한 적응형 가공 기술의 연구 및 응용

손상된 터빈 블레이드의 수리는 항공기 엔진의 정비 및 수명 연장에 있어 매우 큰 의미를 가지고 있다. 본 논문에서는 특정 니켈 기반 주조 고온 합금 터빈 작업 블레이드의 수리 기술 연구 진전을 검토하며, 특히 블레이드 끝부분에서의 적응형 가공 수리 방법에 초점을 맞추어 실험적 가공 과정과 검증 결과를 심도 있게 설명하고, 터빈 블레이드 수리 기술의 발전 전망을 전망한다.

항공기 엔진은 항공기의 동력 핵심입니다. 항공기 엔진의 다양한 구성 요소 중 터빈 블레이드의 기능적 임무와 작업 특성은 이것이 항공기 엔진에서 스트레스가 가장 심하고 부하가 가장 큰 회전부품 중 하나임을 결정짓고, 이는 또한 터빈 블레이드의 일반적인 고장 및 손상을 초래합니다. 그중에서도 균열 고장은 발생 확률이 가장 높고 피해가 가장 크며, 주로 구부러짐 응력에 겹친 원심력으로 인해 발생하는 피로 균열, 진동 환경으로 인해 발생하는 플러터 피로 균열, 그리고 환경 매체로 인한 부식 손상으로 인해 발생하는 고온 피로 균열입니다. 현재 단계에서는 엔진 사용 비용을 줄이기 위해 손상된 터빈 블레이드의 재제조 및 수리가 매우 중요한 의미를 가지고 있습니다.

터빈 블레이드 수리의 핵심 기술들 중에서, 적응형 가공 기술은 손상된 경계의 부드러운 연결과 수리 영역의 고정밀도 성형을 달성하는 효과적인 수단으로 많은 연구자들의 주목을 받고 있다. 영국의 TTL사는 접촉 측정 방법을 통해 블레이드 단면 선에 대한 정보를 얻고, 측정된 단면 선 프로파일 정보를 Z 방향으로 오프셋하여 팁 마모 영역의 모델 재구성을 완료하고 가공 코드를 생성하여 클래딩층을 제거한다. 영국의 Delcam사는 머신 내부 측정을 통한 터빈 블레이드 팁 수리에 대한 모델 재구성 방법을 제안했는데, 이는 머신 내부 측정을 통해 위치 오차 누적 문제를 줄였다. 클래딩층 근처의 두 개의 단면 데이터는 접촉 측정을 통해 얻어졌으며, 직립 구조 블레이드의 마모된 팁을 수리할 기하학적 모델을 계산하여 전체 수리 과정을 연마를 통해 완료했다. 딩화펑(Ding Huapeng)은 회색 시스템 이론을 기반으로 손상된 영역의 블레이드 프로필의 호선과 두께를 예측하고, 이를 통해 완전한 블레이드 모델을 재구성한 후 불리언 차이를 통해 수리 결함 모델을 얻어 일정한 수리 효과를 달성했다. 후우페이(Hou F) 등은 블레이드 본체에 대한 적응형 수리 방법을 제안했는데, 이는 용접 표면 모델링과 목표 수리 표면의 최적화 모델링을 포함하며, 결국 시뮬레이션을 통해 수리 방법의 유효성을 입증했다. 장샤오핑(Zhang X) 등은 엔진 블레이드 손상 부위의 자동화된 수리 방안을 제안했는데, 이는 물질 클래딩을 통해 직접 형성된다. 전통적인 수리 방법과 비교했을 때 일정 정도 혁신적이지만, 복잡한 표면을 가진 터빈 블레이드를 수리하기에는 어려움이 따른다.

위의 연구는 항공기 엔진 날개 수리가 국내외 항공 분야에서 주요 주제임을 보여줍니다. 수리 가공 분야에서는 수리된 부분과 손상되지 않은 부분 사이의 부드러운 연결과 수리 후 높은 정밀도의 성형에 초점을 맞추고 있습니다. 따라서 위의 수리 연구를 기반으로 본 논문에서는 손상된 터빈 작업 날개를 예로 들어 적응형 가공 기술을 활용한 날개 끝 손상 수리의 응용 연구를 진행합니다. 이는 수리된 날개의 가공 영역과 비가공 영역이 부드럽게 전환될 수 있도록 하고, 전체 수리 표면이 수리된 날개의 최종 허용오차 요구사항을 충족하도록 합니다.

1 날개 끝 손상 수리의 가공성 분석

그림 1은 일반적인 터빈 블레이드 팁 균열 결함을 보여줍니다. 이에 기반하여 항공기 엔진 터빈 블레이드의 손상된 블레이드 팁을 재제조 및 수리하는 방법이 제안됩니다. 재제조 및 수리 솔루션은 블레이드 팁의 손상된 부분을 제거하고 - 용융 용접 및땜 재료를 침착시키는 과정(그림 2 참조) - 블레이드 포인트 클라우드 획득 - 블레이드 디지털 모델 재구성 - 블레이드의 적응형 가공을 포함하여, 블레이드의 기하학적 크기 정확도와 성능 회복을 위한 적응형 수리를 달성합니다. 수리된 블레이드의 품질과 성능은 설계 요구 사항을 충족하며, 현장에서 실시간 수리를 가능하게 하며, 항공기 엔진의 손상된 부품 배치 처리 수리를 실현하기 위한 효과적인 솔루션을 제공합니다.

1.1 공정 난점 분석

주조 정확도 문제로 인해, 완성된 날개와 이론적 설계 모델 사이에는 개체별 차이가 존재합니다. 날개의 윤곽 크기는 새로운 상태에서 형성되며, 작업 주기를 거친 후 다양한 정도의 변형과 결함이 발생할 수 있습니다. 처리 대상의 개별성 때문에, 설계 도면의 이론적인 크기에 따라 수리 및 가공을 수행하면 원래 날개의 형상 정확도가 파괴될 수 있습니다. 만약 각각의 가공에 대해 CAD 모델에 따라 새로운 가공 코드 세트를 재생성해야 한다면, 이는 부품의 전체 가공 주기에 큰 영향을 미칠 것입니다.

날개 끝부분은 복잡한 구조로, 블레이드 팁 아래 2~3mm에 보스와 커버 플레이트가 있으며, 후연 테일 스티치의 가장 좁은 너비는 단지 0.5mm입니다. 날개는 내부 공극 구조이며, 날개 표면에는 많은 공기 막 구멍이 있습니다. 칩이 쉽게 내부 공극과 공기 막 구멍으로 들어가 청소하기 어렵습니다.

1.2 주요 기술 요구사항

(1) 끝부분이 수리된 후, 내외 곡면의 윤곽은 설계도면에 부합하며 원래의 기본 날개 모양과 매끄럽게 연결됩니다.

(2) 끝부분의 후연에서 날개 형상에 따라 최소 벽 두께는 0.41mm이고, 다른 부분에서는 날개 형상에 따라 최소 벽 두께는 0.51mm입니다(그림 3 참조).

(3) 날개 높이 차원이 보장됩니다.

(4) 거칠기는 Ra0.8 μm를 초과하지 않습니다.

(5) 내부 공극 및 공기 막 구멍에는 칩이나 기타 오염물질이 남아 있으면 안 됩니다.

(6) 수리된 부분은 균열, 불순물 등이 없는지 형광 검사를 통해 확인되며, 검사는 형광 검사 기준 및 수락 기준에 따라 수행됩니다.

날개 끝 손상 수리용 2 적응형 가공 기술

터빈 작업 날개의 날개 팁 수리 과정에서의 어려움을 고려할 때, 즉: 각 수리된 날개의 변형이 일치하지 않으며, 고정 위치와 각도가 다르고 원래 정밀 주조 정확도에 문제가 있습니다. 이러한 실용적인 문제는 적응형 처리 기술을 통해 각 부품이나 처리해야 할 부품에 대해 빠르게 온라인으로 감지할 수 있으며 실제 모양과 위치 분포를 이해할 수 있습니다. 그런 다음 시스템은 측정된 데이터를 통해 설계와 일치하는 목표 디지털 모델을 재구성하고 제품 제조를 충족하기 위해 독특한 개인화된 경로 궤적을 생성하며, 결국 설계와 실제 물체에 부합합니다. 적응형 처리 기술의 루트는 그림 4에 표시되어 있습니다.

2.2 CAD 모델 데이터 등록 기술

가공 대상의 블랭크가 개별적인 특성을 가지므로 재구성된 CAD 모델은 좌표계를 찾을 규칙적인 기준 평면이 부족하며, 좌표계를 맞추기 위해 등록 기술을 사용해야 한다. 공간 내 두 점 집합은 이론적 모델 X{xi}와 가공 대상의 측정 정보 P{pi}이다. P 점 집합은 회전과 이동을 통해 X 점 집합과의 거리를 최소화하고, 측정 정보 P{pi}와 이론적 모델 정보 X{xi} 간의 공간 변환 관계를 설정한다. 공간 변환 관계에는 회전 행렬 R과 이동 행렬 T가 포함된다. 그 후, 가장 가까운 점 짝짓기 방법을 사용하여 P의 각 점에 가장 가까운 X의 점을 찾아 짝을 지어 새로운 점 집합 X'을 형성하는데, 이는 도 5에 나타나 있다.

3 날개 끝 손상 수리의 적응형 가공 기술 검증

적응형 가공 시스템은 적응형 가공 소프트웨어와 머신 툴, 절삭 공구 같은 하드웨어 시스템을 포함합니다. 이 두 요소의 통합이 최종적으로 적응형 가공을 실현하는 열쇠입니다. 특정 종류의 고압 터빈 블레이드 수리 작업에서 적응형 가공 시스템이 블레이드 수리 가공에 사용되었으며, 다수의 엔진 블레이드 수리 가공 및 응용 검증이 완료되었습니다.

3.1 실험 단계

단계 1: 수리할 블레이드 팁의 손상된 부분이 클래딩 및 서페이스 용접으로 채워진 후, 기계 내부 검출을 통해 손상된 블레이드 팁 근처의 측정 정보를 얻습니다.

단계 2: 블레이드 팁 수리 전의 이론적 모델 정보를 획득합니다.

단계 3: 데이터 등록을 사용하여 측정 정보와 이론적 모델 정보 간의 공간 변환 관계를 설정합니다 (공간 변환 관계에는 회전과 이동이 포함되며), 최적 피팅 이후의 회전 및 이동 보정량을 얻습니다.

단계 4: 이론적 모델 정보에 따라 가공 도구 위치 트랙의 CLSF 파일을 생성하고, 단계 3에서 얻은 XYZ 방향의 보정량에 따라 CLSF 파일 내에서 수정된 도구 위치 및 도구 축 벡터를 생성합니다.

단계 5: 수정된 도구 트랙을 사용하여 터빈 블레이드 날개 끝부분의 손상된 영역을 연마 및 다듬어 정밀한 날개 끝부분을 완전히 복원합니다.

그림 6에서와 같이 RMP40 프로브와 φ6 mm 스타일러스 공이 온라인 검출에 사용됩니다. 날개 끝부분 근처의 두 구역을 최적화하여 12개의 측정 점을 얻습니다. 생성된 측정 데이터 파일은 컴퓨터 소프트웨어 시스템으로 전송될 수 있으며, 측정 데이터를 기반으로 UG에서 처리 모델이 자동으로 생성됩니다.

테스트는 세 축 수직 머신 센터를 사용했으며, 날개는 작업대 위에 빠른 교환 툴링 팔레트를 통해 수직으로 캔틸레버 방식으로 고정되어 있어 가공 및 후속 공정의 특성 가공 중 반복적인 클램핑 정확도를 보장합니다. 그림 7 참조.

생성된 가공 도구 경로 CLSF 파일은 그림 8에 나타나 있습니다.

3.2 내부 공동 및 공기 막 구멍 보호

시험 도중 기술적 요구사항인 내강 및 공막 구멍에 칩이나 기타 불순물이 남아서는 안 되는 조건을 충족시켰다. 공정 시험 중, 날개의 내강과 다수의 공막 구멍이 보호되었다. 본 기술 연구는 기능성 접착제를 사용하여 내강과 공막 구멍을 밀봉함으로써 구멍을 보호한다. 해외에서 이러한 날개를 수리할 때 "다기능 에폭시 레진 퍼티 접착제"라는 액체를 사용하여 내강과 공막 구멍을 보호하는 것으로 알려져 있다. 냉각 후에는 고체화되어 보호 효과를 달성하며, 100°C 이상 가열하면 녹아 "재"로 변해 초음파 세척으로 제거되거나 부어내릴 수 있다. 작은 구멍에는 잔여물이 남지 않는다. 이후 배치 공정 응용에서는 내강과 작은 구멍의 보호와 청소가 특히 중요하며, 더 적절한 방법을 계속 찾아 칩과 불순물의 유입을 방지해야 한다.

3.3 시험 결과

수리된 터빈 블레이드의 팁 프로파일을 측정한 결과(그림 9 참조), 형상이 공정 기술 요구 사항을 충족합니다. 외관 검사에서 볼 수 있듯이 적응형 폴리싱 후 블레이드 수리 영역과 원래 프로파일이 부드럽게 전환되었습니다(그림 10 참조). 내부 및 외부 공동의 벽 두께는 합격이며, 표면 거칠기는 Ra0.8 μm 이하이고 기타 기술 지표는 공정 요구 사항을 충족합니다. 형광 검사를 통해 가공 과정에서 새로운 균열이나 기타 결함이 발생하지 않았습니다.

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