CN106808165A - 一种航空发动机中叶轮外罩的加工方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机中叶轮外罩的加工方法，其改进点是在通过约束夹具连接将零件的安装边紧紧包住，并且紧靠着A、B基准面，防止A、B基准在之后的加工中发生变形。并且在成品检验工序之前，约束夹具会一直与零件装配在一起。接下来安排精加工工序，将未加工到位尺寸直接加工到最终尺寸即可。进行其他部位的加工时，以约束夹具作为定位及支靠。本发明提供的这种方法将车削工序从10道以上降低至7‑8道，通过尺寸链计算出来的每道工序的公差要求相应减小，并且能够保证A、B基准的质量，对后续工序的加工质量有很大保障。不仅提高了生产效率也提高了质量，同时每道工序的难度相对下降。

Description

一种航空发动机中叶轮外罩的加工方法

技术领域

本发明涉及航空发动机中叶轮外罩加工技术领域，尤其涉及一种航空发动机中叶轮外罩的加工方法。

背景技术

航空发动机中的叶轮外罩是我公司的重要产品之一，该零件有薄壁、型面复杂、尺寸精度要求高等难点。现有技术在加工该零件时，因为考虑到零件易回弹易变形的特性，需要反复车削，车削工序至少要10道以上才能加工到设计图要求的尺寸，不仅生产效率低，而且由于尺寸链的缘故，每道工序的尺寸公差要求都较高，给生产操作者提出了很高的要求。

尤其是航空发动机中的叶轮外罩的顶部的安装边，为了方便描述，此处将安装边的右侧的外圆面命名为B基准，安装边上的与外圆面B基准连接的端面命名为A基准，A、B基准面是该零件的关键装配尺寸，并且特别容易变形，所以保证这两个尺寸是制造该类零件一直以来的技术难关，在现有技术中，叶轮外罩这种薄壁件中A、B基准的变形是难以控制的。所以每道工序加工的余量不能太多，否则其他部位的工序加工可能引起A、B面的变形，因此需要安排很多工序，耗时多，且难度大。

因此，如何提供一种航空发动机中叶轮外罩的加工方法，以减少加工工序，是目前本领域技术人员亟待解决的技术问题。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种航空发动机中叶轮外罩的加工方法，以减少加工工序。

为了达到上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种航空发动机中叶轮外罩的加工方法，包括：步骤1)将毛坯车削加工至单边余量1mm-2mm，且在航空发动机中叶轮外罩上的尾部的内孔处留有工艺台，所述工艺台的厚度为6mm-10mm；步骤2)将所述航空发动机中叶轮外罩进行热处理消除应力；步骤3)所述航空发动机中叶轮外罩的顶部具有安装边，以所述安装边的右侧的外圆面B基准为定位圆，以所述安装边的与所述外圆面B基准连接的端面A基准为支靠面，车削加工所述工艺台，然后以所述工艺台为基准，将所述外圆面B基准和所述端面A基准加工至最终尺寸；步骤4)将约束夹具与所述安装边连接且所述约束夹具同时压住所述外圆面B基准和所述端面A基准直至成品完成，防止所述外圆面B基准和所述端面A基准在之后的加工中变形。

优选的，上述约束夹具为两个带孔的环形工装，所述安装边上具有通孔，两个所述环形工装通过螺栓与所述通孔的连接固定在所述安装边上，其中一个所述环形工装的端部压住所述端面A基准，且侧边压住所述外圆面B基准，防止所述外圆面B基准和所述端面A基准在之后的加工中变形。

优选的，上述步骤3)之后还包括通过铣削工序将所述安装边上的通孔加工至最终尺寸。

本发明中的航空发动机中叶轮外罩的加工方法的改进点是在通过约束夹具连接将零件的安装边紧紧包住，并且紧靠着A、B基准面，防止A、B基准在之后的加工中发生变形。并且在成品检验工序之前，约束夹具会一直与零件装配在一起。接下来安排精加工工序，将未加工到位尺寸直接加工到最终尺寸即可。进行其他部位的加工时，以约束夹具作为定位及支靠。本发明提供的这种方法将车削工序从10道以上降低至7-8道，通过尺寸链计算出来的每道工序的公差要求相应减小，并且能够保证A、B基准的质量，对后续工序的加工质量有很大保障。不仅提高了生产效率也提高了质量，同时每道工序的难度相对下降。

附图说明

为了更清楚地说明本发明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，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的航空发动机中叶轮外罩的加工方法中与步骤1)对应的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的航空发动机中叶轮外罩的加工方法中与步骤3)对应的结构示意图；

图3为本发明实施例提供的航空发动机中叶轮外罩的加工方法中与步骤4)对应的结构示意图。

上图1-3中：

安装边1、工艺台2、约束夹具3。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

请参考图1-图3，图1为本发明实施例提供的航空发动机中叶轮外罩的加工方法中与步骤1)对应的结构示意图；图2为本发明实施例提供的航空发动机中叶轮外罩的加工方法中与步骤3)对应的结构示意图；图3为本发明实施例提供的航空发动机中叶轮外罩的加工方法中与步骤4)对应的结构示意图。其中，图1和图2中的虚线部分是零件的最终形状。

本发明实施例提供的航空发动机中叶轮外罩的加工方法，包括：步骤1)将毛坯车削加工至单边余量1mm-2mm，且在航空发动机中叶轮外罩上的尾部的内孔处留有工艺台2，工艺台2的厚度为6mm-10mm；步骤2)将航空发动机中叶轮外罩进行热处理消除应力；步骤3)航空发动机中叶轮外罩的顶部具有安装边1，以安装边1的右侧的外圆面B基准为定位圆，以安装边1的与外圆面B基准连接的端面A基准为支靠面，车削加工工艺台2，然后以工艺台2为基准，将外圆面B基准和端面A基准加工至最终尺寸；步骤4)将约束夹具3与安装边1连接且约束夹具3同时压住外圆面B基准和端面A基准直至成品完成，防止外圆面B基准和端面A基准在之后的加工中变形。

本发明中的航空发动机中叶轮外罩的加工方法的改进点是在通过约束夹具3连接将零件的安装边1紧紧包住，并且紧靠着A、B基准面，防止A、B基准在之后的加工中发生变形。并且在成品检验工序之前，约束夹具3会一直与零件装配在一起。接下来安排精加工工序，将未加工到位尺寸直接加工到最终尺寸即可。进行其他部位的加工时，以约束夹具3作为定位及支靠。本发明提供的这种方法将车削工序从10道以上降低至7-8道，通过尺寸链计算出来的每道工序的公差要求相应减小，并且能够保证A、B基准的质量，对后续工序的加工质量有很大保障。不仅提高了生产效率也提高了质量，同时每道工序的难度相对下降。

具体的，约束夹具3为两个带孔的环形工装，安装边1上具有通孔，两个环形工装通过螺栓与通孔的连接固定在安装边1上，其中一个环形工装的端部压住端面A基准，且侧边压住外圆面B基准，防止外圆面B基准和端面A基准在之后的加工中变形，使用效果更好。

其中，上述步骤3)之后还包括通过铣削工序将安装边1上的通孔加工至最终尺寸，方便后续约束夹具3的安装。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (3)

1.一种航空发动机中叶轮外罩的加工方法，其特征在于，包括：

步骤1)将毛坯车削加工至单边余量1mm-2mm，且在航空发动机中叶轮外罩上的尾部的内孔处留有工艺台，所述工艺台的厚度为6mm-10mm；

步骤2)将所述航空发动机中叶轮外罩进行热处理消除应力；

步骤3)所述航空发动机中叶轮外罩的顶部具有安装边，以所述安装边的右侧的外圆面B基准为定位圆，以所述安装边的与所述外圆面B基准连接的端面A基准为支靠面，车削加工所述工艺台，然后以所述工艺台为基准，将所述外圆面B基准和所述端面A基准加工至最终尺寸；

步骤4)将约束夹具与所述安装边连接且所述约束夹具同时压住所述外圆面B基准和所述端面A基准直至成品完成，防止所述外圆面B基准和所述端面A基准在之后的加工中变形。

2.根据权利要求1所述的航空发动机中叶轮外罩的加工方法，其特征在于，所述约束夹具为两个带孔的环形工装，所述安装边上具有通孔，两个所述环形工装通过螺栓与所述通孔的连接固定在所述安装边上，其中一个所述环形工装的端部压住所述端面A基准，且侧边压住所述外圆面B基准，防止所述外圆面B基准和所述端面A基准在之后的加工中变形。

3.根据权利要求2所述的航空发动机中叶轮外罩的加工方法，所述步骤3)之后还包括通过铣削工序将所述安装边上的通孔加工至最终尺寸。