一种航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀装置及烧蚀方法

1.本发明涉及航空发动机叶片制造技术领域，尤其是涉及一种航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀装置及烧蚀方法。


背景技术：

2.涡轮部件是航空发动机中机械负荷和热负荷最大的部件之一，它承受着燃烧后高温高压燃气的冲击，涡轮部件的制造也被列为现代航空发动机的关键技术。
3.随着航空发动机的推重比不断提高，涡轮的工作温度也越来越高，不断改变耐高温合金材料的基础上也不断开始发展双层空心涡轮片，并在涡轮叶片上设计气膜孔以加强散热，降低涡轮叶片的高热冲击。气膜孔主要位于涡轮叶片前缘、叶身型面等位置。由于涡轮叶片强度大、气膜孔直径较小，直接采用钻头钻取气膜孔时，加工效率低，且钻头容易断落在涡轮叶片内，增大加工难度。目前逐渐采用电火花加工气膜孔，由于型面不规则，电火花加工难以保证加工产品一致性。
4.因此，本领域技术人员致力于开发一种航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀装置及烧蚀方法，提高航空发动机涡轮叶片气膜孔加工效率，并提高加工精度。


技术实现要素：

5.本发明所要解决的技术问题是提供一种航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀装置及烧蚀方法，提高航空发动机涡轮叶片气膜孔加工效率，并提高加工精度。
6.本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀装置，包括横向移动组件、纵向移动组件、伺服旋转组件、激光烧蚀组件和叶片定位固定组件；
7.所述横向移动组件安装在底板上，所述横向移动组件移动端安装有所述纵向移动组件，所述横向移动组件和所述纵向移动组件垂直设置，所述纵向移动组件上安装有所述伺服旋转组件，所述伺服旋转组件移动端连接有所述激光烧蚀组件，所述叶片定位固定组件安装在所述底板上且位于所述激光烧蚀组件上侧。
8.本发明的有益效果是：叶片定位固定组件将涡轮叶片夹持定位后，横向移动组件和纵向移动组件带动激光烧蚀组件在平面内任意移动，且伺服旋转组件带动激光烧蚀组件任意旋转，将激光烧蚀组件移动至合适位置并转动至合适角度时，即可对涡轮叶片表面烧蚀制备气膜孔，不但提高加工效率，且提高气膜孔加工精度。
9.在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进。
10.进一步，所述横向移动组件包括横向滑轨和横向伺服电机，两条平行设置的所述横向滑轨安装在所述底板上，所述横向滑轨上设置有横向滑块，所述横向滑块上安装有所述纵向移动组件，所述纵向移动组件底部安装有横向丝杆轴承，所述横向伺服电机输出端安装有横向丝杆，所述横向丝杆位于所述横向丝杆轴承内，所述横向伺服电机转动带动所述纵向移动组件横向移动。
11.采用上述进一步方案的有益效果是横向伺服电机转动带动纵向移动组件横向移动，从而带动激光烧蚀组件横向移动。
12.进一步，所述纵向移动组件包括纵向滑轨和纵向伺服电机，两条平行设置的所述纵向滑轨安装在横向移动板上，所述横向移动板安装在所述横向移动组件上，所述纵向滑轨上设置有纵向滑块，所述纵向滑块上安装有纵向移动板，所述纵向移动板上安装有所述伺服旋转组件，所述纵向移动板底部安装有纵向丝杆轴承，所述纵向伺服电机输出端安装有纵向丝杆，所述纵向丝杆位于所述纵向丝杆轴承内，所述纵向伺服电机转动带动所述纵向移动板纵向移动。
13.采用上述进一步方案的有益效果是纵向伺服电机转动带动纵向移动板纵向移动，从而带动激光烧蚀组件纵向移动。
14.进一步，所述伺服旋转组件包括伺服旋转角度器，所述伺服旋转角度器安装在所述纵向移动组件上，所述伺服旋转角度器移动端连接有所述激光烧蚀组件，所述伺服旋转角度器带动所述激光烧蚀组件转动。
15.采用上述进一步方案的有益效果是伺服旋转角度器带动激光烧蚀组件在平面内任意转动。
16.进一步，所述激光烧蚀组件包括烧蚀激光头，所述烧蚀激光头安装在所述伺服旋转角度器转动端。
17.采用上述进一步方案的有益效果是烧蚀激光头用于烧蚀制备气膜孔。
18.进一步，所述叶片定位固定组件包括龙门架，所述龙门架安装在所述底板上，所述龙门架侧壁安装有滑轨以及与所述滑轨配合的定位组件。
19.采用上述进一步方案的有益效果是定位组件用于将涡轮叶片定位固定，利于后续激光烧蚀组件制备气膜孔。
20.进一步，所述定位组件包括第一连接件，所述第一连接件端部具有与所述滑轨配合的滑动槽，所述第一连接件垂直连接有第二连接件，所述第二连接件端部具有用于定位涡轮叶片端部的定位槽，所述第一连接件和所述第二连接件分别安装有用于定位涡轮叶片的第一定位件和第二定位件；
21.所述龙门架侧壁还安装有定位柱，所述定位柱端部具有用于锁紧涡轮叶片的锁紧螺纹以及与所述锁紧螺纹配合的锁紧螺母。
22.采用上述进一步方案的有益效果是通过定位槽、定位柱以及定位将将涡轮叶片定位固定，利于后续制备气膜孔。
23.一种航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀方法，包括以下步骤：
24.s1.测量单层叶片厚度：通过测厚仪测量出需要加工气膜孔位置处单层涡轮叶片的厚度；
25.s2.计算气膜孔加工厚度：通过绘图软件绘制出气膜孔加工截面，并计算出气膜孔的加工厚度；
26.s3.测量激光烧蚀速率：通过实验测量出激光制孔的烧蚀速率；
27.s4.填充封胶：在双层涡轮叶片之间填充封胶，并将填充口封堵；
28.s5.涡轮叶片夹持定位：将涡轮叶片定位并夹持在激光烧蚀装置上，通过控制装置精确控制烧蚀激光的角度；
29.s6.标点检测：激光烧蚀气膜孔标点，测量标点是否符合加工要求；
30.s7.激光烧蚀制孔：按照气膜孔加工要求激光烧蚀制孔，通过气膜孔加工厚度和激光烧蚀速率计算出理论加工时间，待激光烧蚀时间小于理论加工时间时，停止激光烧蚀；
31.s8.气膜孔修整：待气膜孔加工位置完全冷却后，通过钻头将单层气膜孔钻透并修整气膜孔。
32.采用上述进一步方案的有益效果是计算出加工厚度对气膜孔加工烧蚀，进而制备气膜孔。
33.进一步，步骤s7中，采用脉冲激光，激光烧蚀时间为0.001s至0.1s，间隔时间为0.5s至1s。
34.采用上述进一步方案的有益效果是采用脉冲激光，避免无论叶片持续受热变形。
35.进一步，步骤s8后还包括封胶溶解，清洗并吹干。
附图说明
36.图1为本发明一具体实施例结构示意图；
37.图2为本发明一具体实施例横向移动组件和纵向移动组件结构示意图；
38.图3为本发明一具体实施例激光烧蚀组件和伺服旋转组件结构示意图；
39.图4为本发明一具体实施例叶片定位固定组件结构示意图；
40.图5为本发明实施例一涡轮叶片局部结构示意图。
41.附图中，各标号所代表的部件列表如下：
42.1、横向移动组件；2、纵向移动组件；3、伺服旋转组件；4、激光烧蚀组件；5、叶片定位固定组件；6、底板；7、横向滑轨；8、横向伺服电机；9、横向滑块；10、横向丝杆；11、纵向伺服电机；12、纵向滑轨；13、横向移动板；14、纵向滑块；15、纵向移动板；16、纵向丝杆；17、伺服旋转角度器；18、烧蚀激光头；19、龙门架；20、滑轨；21、第一连接件；22、第二连接件；23、定位槽；24、第一定位件；25、第二定位件；26、定位柱；27、涡轮叶片；28、第一层叶片；29、第二层叶片；30、间隙；31、气膜孔。
具体实施方式
43.以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。
44.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“长度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“内”、“外”、“周侧”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的系统或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
45.在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
46.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内
部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
47.如图1、图2、图3、图4所示，一种航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀装置，包括横向移动组件1、纵向移动组件2、伺服旋转组件3、激光烧蚀组件4和叶片定位固定组件5；横向移动组件1安装在底板6上，横向移动组件1移动端安装有纵向移动组件2，横向移动组件1和纵向移动组件2垂直设置，纵向移动组件2上安装有伺服旋转组件3，伺服旋转组件3移动端连接有激光烧蚀组件4，叶片定位固定组件5安装在底板6上且位于激光烧蚀组件4上侧。
48.本发明中叶片定位固定组件5将涡轮叶片27夹持定位后，横向移动组件1和纵向移动组件2带动激光烧蚀组件4在平面内任意移动，且伺服旋转组件3带动激光烧蚀组件4任意旋转，将激光烧蚀组件4移动至合适位置并转动至合适角度时，即可对涡轮叶片27表面烧蚀制备气膜孔，不但提高加工效率，且提高气膜孔加工精度。
49.如图1、图2所示，一些实施例中，横向移动组件1包括横向滑轨7和横向伺服电机8，两条平行设置的横向滑轨7安装在底板6上并沿底板6长度方向布置，横向滑轨7上设置有横向滑块9，横向滑块9上安装有纵向移动组件2，纵向移动组件2底部安装有横向丝杆轴承，横向伺服电机8输出端安装有横向丝杆10，底板6上还安装有多个用于支撑横向丝杆10的丝杆支撑座，横向丝杆10位于横向丝杆轴承内，横向伺服电机8转动带动纵向移动组件2横向移动。
50.如图1、图2所示，另一实施例中，纵向移动组件2包括纵向滑轨12和纵向伺服电机11，两条平行设置的纵向滑轨12安装在横向移动板13上，横向移动板13安装在横向移动组件1上，横向移动板13具体安装在横向滑块9上。纵向滑轨12上设置有纵向滑块14，纵向滑块14上安装有纵向移动板15，纵向移动板15上安装有伺服旋转组件3，纵向移动板15底部安装有纵向丝杆轴承，纵向伺服电机11输出端安装有纵向丝杆16，横向移动板13上安装有多个用于支撑纵向丝杆16的丝杆支撑座，纵向丝杆16位于纵向丝杆轴承内，纵向伺服电机11转动带动纵向移动板15纵向移动。横向移动组件1和纵向移动组件2配合使其伺服旋转组件3能在平面内任意移动到达指定位置。
51.如图1、图3所示，实施例中，伺服旋转组件3包括伺服旋转角度器17，伺服旋转角度器17能精确控制激光烧蚀组件4的旋转角度，使其激光烧蚀组件4射出的激光与气膜孔平行。伺服旋转角度器17安装在纵向移动组件2上，伺服旋转角度器17移动端连接有激光烧蚀组件4，伺服旋转角度器17带动激光烧蚀组件4转动。激光烧蚀组件4包括烧蚀激光头18，烧蚀激光头18一般采用大功率激光器，烧蚀激光头18安装在伺服旋转角度器17转动端。
52.如图1、图4所示，一些实施例中，叶片定位固定组件5包括龙门架19，龙门架19的支撑柱横跨在横向移动组件1和纵向移动组件2之间，龙门架19支撑柱安装在底板6上，龙门架19侧壁安装有滑轨20以及与滑轨20配合的定位组件。具体的，定位组件包括第一连接件21，第一连接件21端部具有与滑轨20配合的滑动槽，使其定位组件能沿滑轨20滑动，第一连接件21垂直连接有第二连接件22，第二连接件22端部具有用于定位涡轮叶片27端部的定位槽23，第一连接件21和第二连接件22分别安装有用于定位涡轮叶片27的第一定位件24和第二定位件25。龙门架19侧壁还安装有定位柱26，通过定位柱26、定位槽23以及第一定位件24和第二定位件25将涡轮叶片27准确定位，定位柱26端部具有用于锁紧涡轮叶片27的锁紧螺纹以及与锁紧螺纹配合的锁紧螺母，将涡轮叶片27定位后，通过锁紧螺母将其锁定，利于后续
烧蚀制备气膜孔。
53.本发明还提供了一种航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀方法，包括以下步骤：
54.s1.测量单层叶片厚度：通过测厚仪测量出需要加工气膜孔位置处单层涡轮叶片的厚度；
55.s2.计算气膜孔加工厚度：通过绘图软件绘制出气膜孔加工截面，并计算出气膜孔的加工厚度；
56.s3.测量激光烧蚀速率：通过实验测量出激光制孔的烧蚀速率；
57.s4.填充封胶：在双层涡轮叶片之间填充封胶，并将填充口封堵；
58.s5.涡轮叶片夹持定位：将涡轮叶片定位并夹持在激光烧蚀装置上，通过控制装置精确控制烧蚀激光的角度；
59.s6.标点检测：激光烧蚀气膜孔标点，测量标点是否符合加工要求；
60.s7.激光烧蚀制孔：按照气膜孔加工要求激光烧蚀制孔，采用脉冲激光，激光烧蚀时间为0.001s至0.1s，间隔时间为0.5s至1s。
61.通过气膜孔加工厚度和激光烧蚀速率计算出理论加工时间，待激光烧蚀时间小于理论加工时间时，停止激光烧蚀。具体实施例中，激光烧蚀时间比理论加工时间少0.5s至1s，或者气膜孔没烧蚀的厚度还有0.1mm至0.15mm时停止烧蚀。
62.s8.气膜孔修整：待气膜孔加工位置完全冷却后，通过钻头将单层气膜孔钻透并修整气膜孔，使其气膜孔光滑圆整，减少空气阻力。气膜孔加工完成后，还包括封胶溶解，清洗并吹干。
63.实施例一
64.如图5所示，图5为涡轮叶片27双层局部结构示意图，以加工涡轮叶片27上的气膜孔31为例，包括以下步骤：
65.s1.测量单层叶片厚度：通过测厚仪测量出需要加工气膜孔位置处单层涡轮叶片的厚度。具体的，采用超声波测厚仪测量出第二层叶片29的厚度，气膜孔31设置在第二层叶片29上。
66.s2.计算气膜孔加工厚度：通过绘图软件绘制出气膜孔加工截面，并计算出气膜孔的加工厚度。具体的，根据绘图软件绘制出气膜孔31的加工截面，并根据气膜孔31的偏置角度计算出气膜孔31的加工厚度。
67.s3.测量激光烧蚀速率：通过实验测量出激光制孔的烧蚀速率。具体的，根据不同的烧蚀激光头18烧蚀涡轮叶片27的烧蚀速率，由于涡轮叶片27采用耐高温的合金材料制成，因此不同材料的烧蚀速度不一致，需要通过烧蚀实验测量出烧蚀速率。
68.s4.填充封胶：在双层涡轮叶片之间填充封胶，并将填充口封堵。具体的，在第一层叶片28和第二层叶片29之间的间隙30处填充封胶。封胶为有机封胶，本实施例中，间隙30内填充蜡，并将填充口封堵。
69.s5.涡轮叶片夹持定位：将涡轮叶片定位并夹持在激光烧蚀装置上，通过控制装置精确控制烧蚀激光的角度。具体步骤中，先将涡轮叶片27上的定位孔穿设在定位柱26上，然后将定位组件沿滑轨20滑动至指定位置，使其涡轮叶片27端部卡合在定位槽23中，并使其涡轮叶片27表面均与第一定位件24和第二定位件25抵接，再通过锁紧螺母将涡轮叶片27锁紧固定。
70.当涡轮叶片27固定后，涡轮叶片27上的气膜孔31的位置和倾斜角度就被限定，通过气膜孔31的倾斜角度计算出烧蚀激光头18的倾斜角度以及烧蚀激光头18的位置。
71.s6.标点检测：激光烧蚀气膜孔标点，测量标点是否符合加工要求。具体的，待烧蚀激光头18移动至指定位置后，打开烧蚀激光头18短时烧蚀标点，测量标点位置及倾斜角度是否符合要求。另一实施例中，在涡轮叶片27表面涂覆一层溶胶，通过激光烧蚀溶胶标点，并测量标点位置。
72.s7.激光烧蚀制孔：按照气膜孔加工要求激光烧蚀制孔，采用脉冲激光，激光烧蚀时间为0.001s至0.1s，间隔时间为0.5s至1s。通过气膜孔加工厚度和激光烧蚀速率计算出理论加工时间，待激光烧蚀时间小于理论加工时间时，停止激光烧蚀。具体实施例中，激光烧蚀时间比理论加工时间少0.5s至1s，或者气膜孔未烧蚀的厚度还有0.1mm至0.15mm时停止烧蚀。
73.s8.气膜孔修整：待气膜孔31加工位置完全冷却后，通过钻头将单层气膜孔31钻透并修整气膜孔31，使其气膜孔31光滑圆整，减少空气阻力。气膜孔31加工完成后，还包括封胶溶解，清洗并吹干，将涡轮叶片放入75℃至85℃的保温箱中保温，保温时间为2h至4h，使其蜡融化流出，然后再用有机清洗剂清洗并吹干。
74.在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。
75.以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀装置，其特征在于：包括横向移动组件(1)、纵向移动组件(2)、伺服旋转组件(3)、激光烧蚀组件(4)和叶片定位固定组件(5)；所述横向移动组件(1)安装在底板(6)上，所述横向移动组件(1)移动端安装有所述纵向移动组件(2)，所述横向移动组件(1)和所述纵向移动组件(2)垂直设置，所述纵向移动组件(2)上安装有所述伺服旋转组件(3)，所述伺服旋转组件(3)移动端连接有所述激光烧蚀组件(4)，所述叶片定位固定组件(5)安装在所述底板(6)上且位于所述激光烧蚀组件(4)上侧。2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀装置，其特征在于：所述横向移动组件(1)包括横向滑轨(7)和横向伺服电机(8)，两条平行设置的所述横向滑轨(7)安装在所述底板(6)上，所述横向滑轨(7)上设置有横向滑块(9)，所述横向滑块(9)上安装有所述纵向移动组件(2)，所述纵向移动组件(2)底部安装有横向丝杆轴承，所述横向伺服电机(8)输出端安装有横向丝杆(10)，所述横向丝杆(10)位于所述横向丝杆轴承内，所述横向伺服电机(8)转动带动所述纵向移动组件(2)横向移动。3.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀装置，其特征在于：所述纵向移动组件(2)包括纵向滑轨(12)和纵向伺服电机(11)，两条平行设置的所述纵向滑轨(12)安装在横向移动板(13)上，所述横向移动板(13)安装在所述横向移动组件(1)上，所述纵向滑轨(12)上设置有纵向滑块(14)，所述纵向滑块(14)上安装有纵向移动板(15)，所述纵向移动板(15)上安装有所述伺服旋转组件(3)，所述纵向移动板(15)底部安装有纵向丝杆轴承，所述纵向伺服电机(11)输出端安装有纵向丝杆(16)，所述纵向丝杆(16)位于所述纵向丝杆轴承内，所述纵向伺服电机(11)转动带动所述纵向移动板(15)纵向移动。4.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀装置，其特征在于：所述伺服旋转组件(3)包括伺服旋转角度器(17)，所述伺服旋转角度器(17)安装在所述纵向移动组件(2)上，所述伺服旋转角度器(17)移动端连接有所述激光烧蚀组件(4)，所述伺服旋转角度器(17)带动所述激光烧蚀组件(4)转动。5.根据权利要求4所述的航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀装置，其特征在于：所述激光烧蚀组件(4)包括烧蚀激光头(18)，所述烧蚀激光头(18)安装在所述伺服旋转角度器(17)转动端。6.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀装置，其特征在于：所述叶片定位固定组件(5)包括龙门架(19)，所述龙门架(19)安装在所述底板(6)上，所述龙门架(19)侧壁安装有滑轨(20)以及与所述滑轨(20)配合的定位组件。7.根据权利要求6所述的航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀装置，其特征在于：所述定位组件包括第一连接件(21)，所述第一连接件(21)端部具有与所述滑轨(20)配合的滑动槽，所述第一连接件(21)垂直连接有第二连接件(22)，所述第二连接件(22)端部具有用于定位涡轮叶片(27)端部的定位槽(23)，所述第一连接件(21)和所述第二连接件(22)分别安装有用于定位涡轮叶片(27)的第一定位件(24)和第二定位件(25)；所述龙门架(19)侧壁还安装有定位柱(26)，所述定位柱(26)端部具有用于锁紧涡轮叶片(27)的锁紧螺纹以及与所述锁紧螺纹配合的锁紧螺母。8.一种航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀方法，其特征在于，包括以下步骤：s1.测量单层叶片厚度：通过测厚仪测量出需要加工气膜孔位置处单层涡轮叶片的厚
度；s2.计算气膜孔加工厚度：通过绘图软件绘制出气膜孔加工截面，并计算出气膜孔的加工厚度；s3.测量激光烧蚀速率：通过实验测量出激光制孔的烧蚀速率；s4.填充封胶：在双层涡轮叶片之间填充封胶，并将填充口封堵；s5.涡轮叶片夹持定位：将涡轮叶片定位并夹持在激光烧蚀装置上，通过控制装置精确控制烧蚀激光的角度；s6.标点检测：激光烧蚀气膜孔标点，测量标点是否符合加工要求；s7.激光烧蚀制孔：按照气膜孔加工要求激光烧蚀制孔，通过气膜孔加工厚度和激光烧蚀速率计算出理论加工时间，待激光烧蚀时间小于理论加工时间时，停止激光烧蚀；s8.气膜孔修整：待气膜孔加工位置完全冷却后，通过钻头将单层气膜孔钻透并修整气膜孔。9.根据权利要求8所述的航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀方法，其特征在于：步骤s7中，采用脉冲激光，激光烧蚀时间为0.001s至0.1s，间隔时间为0.5s至1s。10.根据权利要求8所述的航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀方法，其特征在于：步骤s8后还包括封胶溶解，清洗并吹干。

技术总结
本发明涉及一种航空发动机涡轮叶片气膜孔激光烧蚀装置及烧蚀方法，包括横向移动组件、纵向移动组件、伺服旋转组件、激光烧蚀组件和叶片定位固定组件；所述横向移动组件安装在底板上，所述横向移动组件移动端安装有所述纵向移动组件，所述横向移动组件和所述纵向移动组件垂直设置，所述纵向移动组件上安装有所述伺服旋转组件，所述伺服旋转组件移动端连接有所述激光烧蚀组件，所述叶片定位固定组件安装在所述底板上且位于所述激光烧蚀组件上侧。本发明有利于提高航空发动机涡轮叶片气膜孔加工效率，并提高加工精度。并提高加工精度。并提高加工精度。


技术研发人员：李欣 温佳起 卞进田 豆贤安 谢运涛
受保护的技术使用者：中国人民解放军国防科技大学
技术研发日：2023.08.14
技术公布日：2023/10/11