一种航空发动机进气口部件防冰处理方法与流程

1.本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机进气口部件防冰处理方法。


背景技术：

2.航空发动机进气口部件通常包括整流帽罩、整流帽罩与内锥体之间的支板等部件。通常在整流帽罩外壁与内锥体之间形成有用于对帽罩外壁防冰的加热通道，支板上也具有多个周向分布的支板通气孔，用于引入的高温热气。目前，航空发动机进气口部件防冰主要采用热气防冰系统，防冰热气来自高压压气机，热气引气量将削弱航空发动机的进气气压，降低发动机的推力。而随着航空发动机性能提升，对压气机的引气量提出了更高的要求，要求在更小引气量的前提下达到防冰要求。
3.中国发明专利202210526802.0公布了一种航空发动机整流支板的热气防冰结构，该专利防冰部件沿上端面中部开有热气进口，并沿整流支板展向等截面延伸至防冰部件下端，形成热气腔的方式进行防冰，但是该方案的显著缺点为热气引气结构复杂，制造难度大、成本高、且无法应用于已经设计定型的发动机。
4.为此，有必要设计一种既能够实现航空发动机进气口部件防冰，又能够避免引入热气造成航空发动机推力损失的新的防冰处理方案。


技术实现要素：

5.为了解决现有技术存在的上述问题，本方案提供了一种航空发动机进气口部件防冰处理方法。
6.本发明所采用的技术方案为：一种航空发动机进气口部件防冰处理方法，包括以下步骤：s1：将航空发动机的进气口部件上记一个或多个激光蚀刻加工面，并进气口部件放置到工作台上，使其中一个激光蚀刻加工面暴露朝上；s2：对工作台上方的激光头进行位置调整，使激光的焦点位于零件表面a位于激光蚀刻加工面
±
3mm范围内；将激光的起点设置为激光蚀刻加工面的短边边界中点处，并编制运动程序a；s3：调节激光工艺参数；激光工艺参数包括激光功率、激光重复频率、激光扫描速度、激光扫描宽度、激光行进速率、激光搭接率和扫描次数；s4：按照运动程序a试走激光，根据试走结果微调激光起点位置和终点位置，调整运动程序为a’，使激光扫描区域覆盖激光蚀刻加工面；s5：按照激光工艺参数发射激光，同时按照运动程序a’运行激光，控制激光工艺参数和运动程序a’的同步协作，从而完成激光蚀刻加工面的激光扫描加工；s6：拆卸工作台上的进气口部件，并进行位置调节，使另一个激光蚀刻加工面暴露朝上；重复步骤s2，并编制运动程序b；重复步骤s3和s4，并调整运动程序b’；按照运动程序
b’，重复步骤s5和s6；s7：对进气口部件的全部激光蚀刻加工面进行加工后，检查加工区域，确保完成全部激光蚀刻加工面均蚀刻有纵横交错的微纳微织构；微纳微织构的包括若干宽度为200nm~1000nm的条纹。
7.作为上述航空发动机进气口部件防冰处理方法的备选结构或补充设计：水在激光蚀刻加工面上具有不低于130
°
的接触角。
8.作为上述航空发动机进气口部件防冰处理方法的备选结构或补充设计：在步骤s3中，激光工艺参数：激光功率为6-20w，激光脉宽设置为1fs~1000fs。
9.作为上述航空发动机进气口部件防冰处理方法的备选结构或补充设计：所述激光功率为10w；激光脉宽设置为200fs，激光重复频率为100khz，激光扫描速度设置为800mm/s，激光扫描宽度为110mm，扫描次数设置为1次。
10.作为上述航空发动机进气口部件防冰处理方法的备选结构或补充设计：所述进气口部件包括整流帽罩和整流帽罩外壁与内锥体之间的支板。
11.作为上述航空发动机进气口部件防冰处理方法的备选结构或补充设计：防冰处理方法实现时，使用一种飞秒激光表面加工的装置；该飞秒激光表面加工的装置包括飞秒激光系统、导光系统、激光扫描控制系统、激光头运动控制系统、工件夹持运动系统和总体控制系统；所述飞秒激光系统用于产生飞秒激光并能够调节激光工艺参数；所述导光系统用于将飞秒激光传输到激光头；所述激光扫描控制系统用于将脉冲激光调制成一定的扫描运动轨迹；工件夹持运动系统用于夹持并移动进气口部件；所述激光头运动控制系统用于控制激光头的运动路径；总体控制系统用于各系统的协调工作。
12.作为上述航空发动机进气口部件防冰处理方法的备选结构或补充设计：所述飞秒激光系统主要由能够稳定产生飞秒脉宽的飞秒激光器、激光器参数控制部件和激光输出器等部件组成；所述导光系统主要由激光光路导光部件组成。
13.作为上述航空发动机进气口部件防冰处理方法的备选结构或补充设计：所述激光扫描控制系统主要由激光偏转光路和驱动机构组成。
14.作为上述航空发动机进气口部件防冰处理方法的备选结构或补充设计：所述工件夹持运动系统由夹持装置和运动装置组成，夹持装置用于夹持和固定进气口部件，运动装置用于驱动夹持装置和进气口部件按一定路径进行运动。
15.作为上述航空发动机进气口部件防冰处理方法的备选结构或补充设计：所述飞秒激光表面加工的装置的使用方法包括以下步骤：步骤1：确定航空发动机进气口部件需要进行飞秒激光表面蚀刻处理的区域；步骤2：将需要处理的进气口部件置于工件夹持运动系统的加工台上，并使用夹持装置固定进气口部件的位置；步骤3：调节激光头运动控制系统，使进气口部件与激光头保护透镜的距离处于一定的范围内，保证激光焦点位置在进气口部件的激光蚀刻加工面上；步骤4：通过激光头运行控制系统编制激光头运动程序，保证脉冲激光扫过的区域覆盖激光蚀刻加工面，并且使激光头与加工区域表面保持在激光焦距
±
3mm以内,不发生离焦现象；当进气口部件的表面形状较为复杂时，采用分步骤多次加工的方式，逐步实现激光蚀刻加工面的全覆盖；
步骤5：通过激光器参数控制部件调节激光工艺参数，保证飞秒激光系统和激光头运行系统同步协作；步骤6：设置夹持运动系统和激光扫描控制系统的参数，运行激光扫描程序，完成进气口部件表面的激光蚀刻处理。
16.本发明的有益效果为：1、本方案中使用飞秒激光扫描蚀刻航空发动机进气口部件的表面，可以在进气口部件的表面上蚀刻出纵横交错并呈条纹状的微纳微织构，微纳微织构的条纹宽度为200nm~1000nm；水在该表面超过130
°
的接触角，使得进气口部件的表面具有超疏水特性，这种特性会使得液滴难以在表面停留，能够有效地实现降低零部件结冰程度和概率。
17.2、与现有的航空发动机结冰防护技术相比，飞秒激光表面处理防冰技术不仅具有不改变现有结构、成本低廉的优点，还可以与已有的结冰防护技术相结合，提升现有航空发动机结冰防护技术的效果，最重要的是可以降低现有航空发动机防冰所需的高压压气机热气引气量，减少由于引气导致的航空发动机推力损失。
附图说明
18.为了更清楚地说明本方案实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。
19.图1是飞秒激光表面加工装置的示意图；图2是2000倍放大下经激光蚀刻和未经激光蚀刻的进气口部件表面对比图；图3是不同功率的激光处理前后水滴在进气口部件表面的状态图。
20.图中：1-飞秒激光系统，2-导光系统，3-激光头，4-激光头运动控制系统，5-飞秒激光，6-进气口部件，7-工件夹持运动系统。
具体实施方式
21.下面将结合附图，对本实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，所描述的实施例仅仅是一部分实施例，而非是全部，基于本方案中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本方案的保护范围。
22.实施例1本实施例设计了一种航空发动机进气口部件防冰处理方法，包括以下步骤：s1：将航空发动机的进气口部件上记一个或多个激光蚀刻加工面，并进气口部件放置到工作台上，使其中一个激光蚀刻加工面暴露朝上；所述进气口部件包括整流帽罩和整流帽罩外壁与内锥体之间的支板；s2：对工作台上方的激光头进行位置调整，使激光的焦点位于零件表面a位于激光蚀刻加工面
±
3mm范围内；将激光的起点设置为激光蚀刻加工面的短边边界中点处，并编制运动程序a；s3：调节激光工艺参数；激光工艺参数包括激光功率、激光重复频率、激光扫描速度、激光扫描宽度、激光行进速率、激光搭接率和扫描次数；s4：按照运动程序a试走激光，根据试走结果微调激光起点位置和终点位置，调整运动程序为a’，使激光扫描区域覆盖激光蚀刻加工面；
s5：按照激光工艺参数发射激光，同时按照运动程序a’运行激光，控制激光工艺参数和运动程序a’的同步协作，从而完成激光蚀刻加工面的激光扫描加工；s6：拆卸工作台上的进气口部件，并进行位置调节，使另一个激光蚀刻加工面暴露朝上；重复步骤s2，并编制运动程序b；重复步骤s3和s4，并调整运动程序b’；按照运动程序b’，重复步骤s5和s6；s7：对进气口部件的全部激光蚀刻加工面进行加工后，检查加工区域，确保完成全部激光蚀刻加工面均蚀刻有纵横交错的微纳微织构；微纳微织构的包括若干宽度为200nm~1000nm的条纹。
23.需要说明的是：运动程序a、运动程序a’、运动程序b’、运动程序b为分别设定的激光移动路径。
24.在步骤s3中，激光工艺参数：激光功率为6-20w，激光脉宽设置为1fs~1000fs；具体的， 所述激光功率可以为10w、15w或20w，其中激光功率可以为10w时最佳；激光脉宽设置为200fs，激光重复频率为100khz，激光扫描速度设置为800mm/s，激光扫描宽度为110mm，扫描次数设置为1次。采用激光工艺参数能够使得水在激光蚀刻加工面上具有不低于130
°
的接触角。
25.图2中的（a）是2000倍放大下未经激光蚀刻进气口部件表面状态图；其中，图2中的（b）是2000倍放大下经激光蚀刻后的进气口部件表面状态图；图3中的（a）是水滴在经过激光蚀刻后的表面的状态图，图3中的（b）是水滴在未经过激光蚀刻的表面的状态图；此外，下表为不同激光功率时，水滴在激光蚀刻加工面上的水接触角测量值如下：根据测量结果可知，未经过激光蚀刻的表面的水滴接触角为57.3
°
~64.9
°
，在不同的激光功率的参数下，水滴接触角为129.2
°
~134.7
°
，两者相比接触角为普通表面的2.2倍。
26.本实施例中，使用飞秒激光扫描零件表面，在金属材料表面诱导出条纹状微纳微织构，如图2所示，表面经过飞秒激光扫描后，扫描电子显微镜放大2000倍下，材料表面可以观察到纵横交错的微纳微织构，测量条纹宽度为200nm~1000nm，使得水滴在该表面具有超过130
°
的接触角，因此该微纳结构的表面具有超疏水特性，这种特性会使得液滴难以在表面停留，能够有效地实现降低零部件结冰程度和概率。与现有的航空发动机通过引入热气来实现结冰防护的技术相比，飞秒激光表面处理防冰技术不仅具有不改变现有结构、成本低廉的优点，还可以与已有的结冰防护技术相结合，提升现有航空发动机结冰防护技术的效果，最重要的是可以降低现有航空发动机防冰所需的高压压气机热气引气量，减少由于
引气导致的航空发动机推力损失。
27.实施例2在实施例1中的方法的基础上，为了实现该防冰处理方法，使用一种飞秒激光表面加工的装置，如图1所示。
28.该飞秒激光表面加工的装置包括飞秒激光系统、导光系统2、激光扫描控制系统、激光头3运动控制系统、工件夹持运动系统7和总体控制系统。
29.所述飞秒激光系统用于产生飞秒激光5并能够调节激光工艺参数，该所述飞秒激光系统1主要由能够稳定产生飞秒脉宽的飞秒激光器、激光器参数控制部件和激光输出器等部件组成；所述导光系统2主要由激光光路导光部件组成。飞秒激光5是激光脉冲宽度为1fs~1000fs的超短脉宽激光，它具有极高的瞬时功率，瞬时功率可达到百万亿瓦。飞秒激光5能够聚焦到微米量级极小的空间区域，具有极高的能量密度和很大的强度。利用飞秒激光5扫描零件表面，可以在金属材料表面诱导出条纹状微纳微织构，水滴在该表面具有超过130
°
的接触角，因此该微纳结构具有超疏水特性，这种特性会使得液滴难以在表面停留，起到防止和减少零部件结冰的功能。
30.所述导光系统2用于将飞秒激光5传输到激光头3。
31.所述激光扫描控制系统用于将脉冲激光调制成一定的扫描运动轨迹；该激光扫描控制系统主要由激光偏转光路和驱动机构组成。
32.工件夹持运动系统7用于夹持并移动进气口部件6；所述工件夹持运动系统7由夹持装置和运动装置组成，夹持装置用于夹持和固定进气口部件6，运动装置用于驱动夹持装置和进气口部件6按一定路径进行运动。
33.所述激光头3运动控制系统用于控制激光头3的运动路径。
34.总体控制系统用于飞秒激光系统、导光系统2、激光扫描控制系统、激光头3运动控制系统、工件夹持运动系统7等的协调工作。
35.上述飞秒激光5表面加工的装置的使用方法，包括以下步骤：步骤1：确定航空发动机进气口部件6需要进行飞秒激光5表面蚀刻处理的区域；步骤2：将需要处理的进气口部件6置于工件夹持运动系统7的加工台上，并使用夹持装置固定进气口部件6的位置；步骤3：调节激光头3运动控制系统，使进气口部件6与激光头3保护透镜的距离处于一定的范围内，保证激光焦点位置在进气口部件6的激光蚀刻加工面上；步骤4：通过激光头3运行控制系统编制激光头3运动程序，保证脉冲激光扫过的区域覆盖激光蚀刻加工面，并且使激光头3与加工区域表面保持在激光焦距
±
3mm以内,不发生离焦现象；当进气口部件6的表面形状较为复杂时，采用分步骤多次加工的方式，逐步实现激光蚀刻加工面的全覆盖；步骤5：通过激光器参数控制部件调节激光工艺参数，保证飞秒激光系统1和激光头3运行系统同步协作；步骤6：设置夹持运动系统和激光扫描控制系统的参数，运行激光扫描程序，完成进气口部件6表面的激光蚀刻处理。
36.上述实施例仅仅是为了清楚地说明所做的举例，而并非对实施方式的限定；这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引申出的显而易见的变化或变动仍处于
本技术的保护范围内。

技术特征：
1.一种航空发动机进气口部件防冰处理方法，其特征在于：包括以下步骤：s1：将航空发动机的进气口部件上记一个或多个激光蚀刻加工面，并进气口部件放置到工作台上，使其中一个激光蚀刻加工面暴露朝上；s2：对工作台上方的激光头进行位置调整，使激光的焦点位于零件表面a位于激光蚀刻加工面
±
3mm范围内；将激光的起点设置为激光蚀刻加工面的短边边界中点处，并编制运动程序a；s3：调节激光工艺参数；激光工艺参数包括激光功率、激光重复频率、激光扫描速度、激光扫描宽度、激光行进速率、激光搭接率和扫描次数；s4：按照运动程序a试走激光，根据试走结果微调激光起点位置和终点位置，调整运动程序为a’，使激光扫描区域覆盖激光蚀刻加工面；s5：按照激光工艺参数发射激光，同时按照运动程序a’运行激光，控制激光工艺参数和运动程序a’的同步协作，从而完成激光蚀刻加工面的激光扫描加工；s6：拆卸工作台上的进气口部件，并进行位置调节，使另一个激光蚀刻加工面暴露朝上；重复步骤s2，并编制运动程序b；重复步骤s3和s4，并调整运动程序b’；按照运动程序b’，重复步骤s5和s6；s7：对进气口部件的全部激光蚀刻加工面进行加工后，检查加工区域，确保完成全部激光蚀刻加工面均蚀刻有纵横交错的微纳微织构；微纳微织构的包括若干宽度为200nm~1000nm的条纹。2.根据权利要求1所述的航空发动机进气口部件防冰处理方法，其特征在于：水在激光蚀刻加工面上具有不低于130
°
的接触角。3.根据权利要求2所述的航空发动机进气口部件防冰处理方法，其特征在于：在步骤s3中，激光工艺参数：激光功率为6-20w，激光脉宽设置为1fs~1000fs。4.根据权利要求3所述的航空发动机进气口部件防冰处理方法，其特征在于：所述激光功率为10w；激光脉宽设置为200fs，激光重复频率为100khz，激光扫描速度设置为800mm/s，激光扫描宽度为110mm，扫描次数设置为1次。5.根据权利要求1所述的航空发动机进气口部件防冰处理方法，其特征在于：所述进气口部件包括整流帽罩和整流帽罩外壁与内锥体之间的支板。6.根据权利要求1-5任意一项所述的航空发动机进气口部件防冰处理方法，其特征在于：防冰处理方法实现时，使用一种飞秒激光表面加工的装置；该飞秒激光表面加工的装置包括飞秒激光系统、导光系统、激光扫描控制系统、激光头运动控制系统、工件夹持运动系统和总体控制系统；所述飞秒激光系统用于产生飞秒激光并能够调节激光工艺参数；所述导光系统用于将飞秒激光传输到激光头；所述激光扫描控制系统用于将脉冲激光调制成一定的扫描运动轨迹；工件夹持运动系统用于夹持并移动进气口部件；所述激光头运动控制系统用于控制激光头的运动路径；总体控制系统用于各系统的协调工作。7.根据权利要求6所述的航空发动机进气口部件防冰处理方法，其特征在于：所述飞秒激光系统主要由能够稳定产生飞秒脉宽的飞秒激光器、激光器参数控制部件和激光输出器等部件组成；所述导光系统主要由激光光路导光部件组成。8.根据权利要求7所述的航空发动机进气口部件防冰处理方法，其特征在于：所述激光扫描控制系统主要由激光偏转光路和驱动机构组成。
9.根据权利要求8所述的航空发动机进气口部件防冰处理方法，其特征在于：所述工件夹持运动系统由夹持装置和运动装置组成，夹持装置用于夹持和固定进气口部件，运动装置用于驱动夹持装置和进气口部件按一定路径进行运动。10.根据权利要求9所述的航空发动机进气口部件防冰处理方法，其特征在于：所述飞秒激光表面加工的装置的使用方法包括以下步骤：步骤1：确定航空发动机进气口部件需要进行飞秒激光表面蚀刻处理的区域；步骤2：将需要处理的进气口部件置于工件夹持运动系统的加工台上，并使用夹持装置固定进气口部件的位置；步骤3：调节激光头运动控制系统，使进气口部件与激光头保护透镜的距离处于一定的范围内，保证激光焦点位置在进气口部件的激光蚀刻加工面上；步骤4：通过激光头运行控制系统编制激光头运动程序，保证脉冲激光扫过的区域覆盖激光蚀刻加工面，并且使激光头与加工区域表面保持在激光焦距
±
3mm以内,不发生离焦现象；当进气口部件的表面形状较为复杂时，采用分步骤多次加工的方式，逐步实现激光蚀刻加工面的全覆盖；步骤5：通过激光器参数控制部件调节激光工艺参数，保证飞秒激光系统和激光头运行系统同步协作；步骤6：设置夹持运动系统和激光扫描控制系统的参数，运行激光扫描程序，完成进气口部件表面的激光蚀刻处理。

技术总结
本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机进气口部件防冰处理方法，包括以下步骤：对进气口部件的全部激光蚀刻加工面进行加工后，检查加工区域，确保完成全部激光蚀刻加工面均蚀刻有纵横交错的微纳微织构；微纳微织构的包括若干宽度为200nm~1000nm的条纹。本方案中使用飞秒激光扫描蚀刻航空发动机进气口部件的表面，蚀刻出纵横交错并呈条纹状的微纳微织构，使水在该表面超过130


技术研发人员：徐良辉 陈泰黎 马琦 胡永军 罗奎林 陈凌瀚 孙奖 张智刚 侯枭伟
受保护的技术使用者：国营川西机器厂
技术研发日：2023.07.06
技术公布日：2023/8/9