CN106392504A - 一种航空发动机涡流器加工方法 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机涡流器加工方法，首先对第一端加工出底座部的基本结构。然后，利用车铣复合加工机床的第二主轴夹紧所述底座部，加工出所述圆筒部的结构，之后，利用直径为φ2的铣刀通过螺旋进给的铣削方式直接加工所述第一小孔至所要求的尺寸精度；并接着利用所述铣刀通过螺旋进给的铣削方式对所述第二小孔和所述第三小孔进行粗加工；最后，利用钻头对所述第二小孔和所述第三小孔进行钻削加工至所要求的尺寸精度，完成对所述涡流器的加工。

Description

一种航空发动机涡流器加工方法

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，特别涉及一种对具有多组斜孔结构的薄壁航空发动机涡流器零件的加工方法。

背景技术

图1为一种航空发动机涡流器的结构示意图，图2为图1的涡流器的局部剖视结构示意图，图3为图1的涡流器的另一个局部剖视结构示意图；参见图1-3所示，该涡流器1为高温合金材料GH625制成，其为薄壁零件，最小壁厚为1.02mm，其包括一个底座部11和一个圆筒部12，所述圆筒部12侧壁均布有6个φ2.79±0.05的第一小孔13，所述底座部11上均布有12个φ2.54±0.05的第二小孔14，所述底座部11与所述圆筒部12的结合部均布有12个φ2.79±0.05的第三小孔15，所述第一小孔13、所述第二小孔14和所述第三小孔15均为斜孔，且三组孔系之间相互有位置度要求。

在加工所述涡流器1时，常规工艺流程是车、钻、磨、钳、研磨、抛光等多道工序加工而成，因零件壁薄，多次装夹后零件的尺寸和技术条件难以保证，极易使零件报废。零件的工序数量多，需要大量的工装和设备，多工序导致加工成本的提高，多设备导致零件等待和计量的时间长。

随着复合加工中心机床的应用，一次装夹就可完成零件的全部加工，避免零件变形以至技术条件和尺寸超差。

但由于所述涡流器1为薄壁零件，且小孔数量多，位置复杂，常规的加工方法为先用埋钻埋出平台然后再以钻孔方式加工到位，此种加工方法一方面加工效率低，另一方面对钻头消耗很大，一个钻头通常只能加工3-5个零件。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种航空发动机涡流器加工方法，以减少或避免前面所提到的问题。

为解决上述技术问题，本发明提出了一种航空发动机涡流器加工方法，所述涡流器为高温合金材料GH625制成，为薄壁零件，最小壁厚为1.02mm，包括一个底座部和一个圆筒部，所述圆筒部侧壁均布有6个φ2.79±0.05的第一小孔，所述底座部上均布有12个φ2.54±0.05的第二小孔，所述底座部与所述圆筒部的结合部均布有12个φ2.79±0.05的第三小孔，所述第一小孔、所述第二小孔和所述第三小孔均为斜孔，且三组孔系之间相互有位置度要求。所述加工方法包括如下步骤：

首先将原料棒材的第二端夹持在车铣复合加工机床的爪夹上，对与所述第二端相对的原料棒材的第一端进行加工，对第一端加工出所述底座部的基本结构。

然后，利用车铣复合加工机床的第二主轴夹紧所述底座部，加工出所述圆筒部的结构，

之后，利用直径为φ2的铣刀通过螺旋进给的铣削方式直接加工所述第一小孔至所要求的尺寸精度；并接着利用所述铣刀通过螺旋进给的铣削方式对所述第二小孔和所述第三小孔进行粗加工；

最后，利用钻头对所述第二小孔和所述第三小孔进行钻削加工至所要求的尺寸精度，完成对所述涡流器的加工。

优选地，所述铣刀的直径与所述第一小孔、所述第二小孔和所述第三小孔的直径的比值在71％-79％之间，所述铣刀的圆周刃前角和圆周刃后角均为10°，所述铣刀的圆周刃第二后角为20°，所述铣刀的螺旋角为45°。

本发明所提供的一种航空发动机涡流器加工方法，通过铣削为主，钻削为辅的方式对薄壁零件上的小直径斜孔进行加工，大大提高了生产效率，提升了刀具的使用寿命，并提高了产品合格率。运用高温合金螺旋铣与钻工结合技术，使刀具加工高温合金斜孔断裂频次由1把刀加工3-5个斜孔提升到1把刀加工涡流器的零件数量超过50个，且钻头的加工寿命也大大提升，每个钻头可加工超过100个零件。使用螺旋铣孔，还可以大大减少薄壁件的变形。

附图说明

以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。其中，

图1为一种航空发动机涡流器的结构示意图；

图2为图1的涡流器的局部剖视结构示意图；

图3为图1的涡流器的另一个局部剖视结构示意图；

图4为根据本发明的一个具体实施例的铣刀的结构示意图；

图5为图4中A-A剖视结构示意图；

图6为图4的铣刀的圆周刃的部分剖面结构示意图。

具体实施方式

为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本发明的具体实施方式。其中，相同的部件采用相同的标号。

正如背景技术部分所述，本发明涉及加工方法用于对具有多组斜孔结构的薄壁航空发动机涡流器零件的加工，由于现有技术采用的加工工艺在加工这种类型的零件的斜孔时特别容易断刀，损耗刀具严重，因此生产效率低，零件废品率很高，基本上无法应用于大批量生产，因而本发明提供了一种改进的加工方法。

具体来说，本发明提出的改进的加工方法特别适用于图1所示类型的航空发动机涡流器的斜孔进行加工。

图1为一种航空发动机涡流器的结构示意图，图2为图1的涡流器的局部剖视结构示意图，图3为图1的涡流器的另一个局部剖视结构示意图；参见图1-3所示，该涡流器1为高温合金材料GH625制成，其为薄壁零件，最小壁厚为1.02mm，其包括一个底座部11和一个圆筒部12，所述圆筒部12侧壁均布有6个φ2.79±0.05的第一小孔13，所述底座部11上均布有12个φ2.54±0.05的第二小孔14，所述底座部11与所述圆筒部12的结合部均布有12个φ2.79±0.05的第三小孔15，所述第一小孔13、所述第二小孔14和所述第三小孔15均为斜孔，且三组孔系之间相互有位置度要求。

基于本发明需要加工的零件的特点，本发明提供了一种改进的加工方法，配合这种改进的加工方法还额外提供了一种改进结构的加工刀具。

本发明改进的加工方法利用的主要加工设备为现有普遍采用的车铣复合加工机床，例如瑞士宝美的七轴车铣复合加工中心或海力特的车铣复合加工中心的车铣复合加工机床，其基本结构和原理为公知技术，本领域技术人员可以从互联网或公知公用的设备说明或现有技术手册获得，在此不再一一赘述。

下面参照图1的航空发动机涡流器的结构详细说明本发明的加工方法的步骤流程，具体说明如下：

首先将原料棒材的第二端夹持在车铣复合加工机床的爪夹上，对与所述第二端相对的原料棒材的第一端进行加工。应当指出的是，初始状态的原料棒材两端其实是完全相同的，开始的时候可以夹持任意一端。说明书中定义第一端和第二端仅仅是用于明确加工的各个部位的位置关系，避免混淆，当加工完成之后，原料棒材已经变成了零件半成品，此时的第一端则变成了零件半成品的型面，因此本领域技术人员应当了解，所谓的第一端和第二端仅仅是用于指示方向位置关系的术语。

对第一端的加工可以包含很多步骤，例如外圆加工，钻孔，扩孔，镗内锥面等等，当然，这些加工都是利用现有工艺进行加工，本发明的关键点还是在于本发明特别需要解决的对于多个斜孔的加工工艺的改进，即，总体而言，对第一端的加工需要粗加工出所述底座部11的基本结构。

然后，利用车铣复合加工机床的第二主轴夹紧所述底座部11，加工出所述圆筒部12的结构，

之后，利用直径为φ2的铣刀2通过螺旋进给的铣削方式直接加工所述第一小孔13至所要求的尺寸精度；并接着利用所述铣刀2通过螺旋进给的铣削方式对所述第二小孔14和所述第三小孔15进行粗加工；

最后，利用钻头对所述第二小孔14和所述第三小孔15进行钻削加工至所要求的尺寸精度，完成对所述涡流器1的加工。

发明人通过实践发现，第一小孔13采用螺旋铣可大大避免圆筒部12的变形。利用φ2的铣刀2通过螺旋铣削的方式对所述第一小孔13、所述第二小孔14和所述第三小孔15进行加工，可大大提高生产效率，提升刀具的使用寿命，并提高产品合格率。

下面进一步详细说明用于本发明的加工方法的一种优选的改进结构的铣刀的结构。如图4-6所示，其中图4显示的是根据本发明的一个具体实施例的铣刀的结构示意图，图5显示的图4中A-A剖视结构示意图，图6显示的是图4的铣刀的圆周刃的部分剖面结构示意图。

如图4-6所示，所述铣刀2的直径为φ2，也就是所述铣刀2的直径与待加工的所述第一小孔13、所述第二小孔14和所述第三小孔15的直径的比值在71％-79％之间，所述铣刀2的圆周刃前角α1和圆周刃后角α2均为10°，所述铣刀2的圆周刃第二后角α3为20°，所述铣刀2的螺旋角为45°。这些参数是发明人经过多次综合试验后获得的能够使所述铣刀2的加工寿命最大化的经验数值。

在本发明中，采用上述改进后的刀具来对所述涡流器1这样的薄壁零件进行所述第一小孔13、所述第二小孔14和所述第三小孔15这样的小直径斜孔进行加工，通过铣削为主，钻削为辅的方式，使得每把所述铣刀2的可加工的所述涡流器1的零件数量超过50个，且钻头的加工寿命也大大提升，每个钻头可加工超过100个零件。

本发明所提供的一种航空发动机涡流器加工方法，通过铣削为主，钻削为辅的方式对薄壁零件上的小直径斜孔进行加工，大大提高了生产效率，提升了刀具的使用寿命，并提高了产品合格率。

本领域技术人员应当理解，虽然本发明是按照多个实施例的方式进行描述的，但是并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案。说明书中如此叙述仅仅是为了清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体加以理解，并将各实施例中所涉及的技术方案看作是可以相互组合成不同实施例的方式来理解本发明的保护范围。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化、修改与结合，均应属于本发明保护的范围。

Claims (2)

1.一种航空发动机涡流器加工方法，其特征在于，所述涡流器为高温合金材料GH625制成，为薄壁零件，最小壁厚为1.02mm，包括一个底座部和一个圆筒部，所述圆筒部侧壁均布有6个φ2.79±0.05的第一小孔，所述底座部上均布有12个φ2.54±0.05的第二小孔，所述底座部与所述圆筒部的结合部均布有12个φ2.79±0.05的第三小孔，所述第一小孔、所述第二小孔和所述第三小孔均为斜孔，且三组孔系之间相互有位置度要求。所述加工方法包括如下步骤：

首先将原料棒材的第二端夹持在车铣复合加工机床的爪夹上，对与所述第二端相对的原料棒材的第一端进行加工，对第一端加工出所述底座部的基本结构。

然后，利用车铣复合加工机床的第二主轴夹紧所述底座部，加工出所述圆筒部的结构，

之后，利用直径为φ2的铣刀通过螺旋进给的铣削方式直接加工所述第一小孔至所要求的尺寸精度；并接着利用所述铣刀通过螺旋进给的铣削方式对所述第二小孔和所述第三小孔进行粗加工；

最后，利用钻头对所述第二小孔和所述第三小孔进行钻削加工至所要求的尺寸精度，完成对所述涡流器的加工。

2.如权利要求1所述的加工方法，其特征在于，所述铣刀的直径与所述第一小孔、所述第二小孔和所述第三小孔的直径的比值在71％-79％之间，所述铣刀的圆周刃前角和圆周刃后角均为10°，所述铣刀的圆周刃第二后角为20°，所述铣刀的螺旋角为45°。