CN108044316B - 一种涡轮机匣壳体组件的加工方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种涡轮机匣壳体组件的加工方法，包括准备涡轮机匣壳体、隔热板和密封板，所述蜗轮机匣壳体内壁上设有密封腔，在涡轮机匣壳体端面上加工通气孔和通气沉孔使密封腔与涡轮机匣壳体端面连通，向连接孔、通气孔和通气沉孔内填充相应的防护材料，再对涡轮机匣壳体密封腔外围各个形状特征进行加工，最后再对密封腔内进行清洗的步骤；使用本发明的技术方案，避免了焊接过程中产生的焊渣、铁屑等侵入密封腔内，阻止了切削加工过程中切削热向密封腔内传导，保持了密封腔内的洁净度，减少了密封腔内的受热变形，提高了加工质量，防护措施结构简单，操作方便，使用稳定可靠，节省了加工时间，提高了加工精度和产品合格率。

Description

一种涡轮机匣壳体组件的加工方法

技术领域

本发明涉及机械加工技术领域，尤其涉及一种涡轮机匣壳体组件的加工方法。

背景技术

近年来，机械装备制造业快速发展，人们设计制造了各种各样的机械装备，以方便人们的生产、生活等各种活动，机械装备是由各个不同形状、大小及功能的零部件组成的，涡轮机匣是航空发动机上的重要高温承力部件，其主要工作原理是压力气体推动转子转动，涡轮机匣的加工质量影响发动机的装配质量，然而涡轮后机匣结构复杂，存在加工精度高、加工易变形等加工难点，是加工的一大难题；例如，在某型航空发动机上，涡轮机匣由涡轮机匣壳体、以及其上焊接的衬套、隔热板Ⅰ、隔热板Ⅱ、密封板以及销子等零件组成；将衬套、隔热板Ⅰ、隔热板Ⅱ等零件焊接在涡轮机匣壳体上时，焊缝为氩弧焊和点焊。隔热板Ⅰ上有72个φ3的孔，密封板上有972个φ0.8的小孔，涡轮机匣前端有72个斜孔及凹槽，用于冷却机匣前腔及高压涡轮外环。涡轮机匣上72个通气斜孔与需焊接的隔热板上的通气孔必须一一对应，隔热板为厚度仅0.2mm～0.3mm的带材，材料为GH3030，焊后组合加工不仅会将密封板挤压变形，而且在机匣与密封板的空腔上会产生毛刺和铁屑等多余物而无法清理，同时由于无孔定位，焊接隔热板时其角向位置将无法确定。因此必须将该通气孔在焊接前加工到尺寸，减少了机匣与密封板的空腔上的毛刺，然而由于机匣壳体前端面作为机匣和机匣壳体的基准面，精度要求极高，为了保证机匣整体的加工质量，满足设计图要求，必须在前端面预留余量进行组合加工，于是又带来了断屑加工的难题和密封腔出现多余物的风险。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提供了一种涡轮机匣壳体组件的加工方法。

本发明提供了一种涡轮机匣壳体组件的加工方法，包括以下步骤：

步骤一：准备涡轮机匣壳体、隔热板和密封板：所述涡轮机匣壳体内壁上设有密封腔，所述隔热板上设有连接孔，所述密封板的外形大于所述密封腔的端口；

步骤二：加工通气沉孔和通气孔：在步骤一所述的涡轮机匣壳体端面上加工出多个通气沉孔，再在每个通气沉孔内均加工出一个通气孔，使步骤一所述密封腔与所述涡轮机匣壳体端面连通；

步骤三：清除毛刺：清除步骤二所述通气孔两端的毛刺；

步骤四：焊接隔热板：将步骤一所述隔热板焊接于所述密封腔的内壁上，并使所述连接孔与所述通气孔连通；

步骤五：焊接密封板：将步骤一所述密封板盖合地焊接于所述密封腔的端面上；

步骤六：分别密封连接孔、通气孔和通气沉孔：使用防护材料A盖合于步骤四所述连接孔的端口，使用防护材料B填充入步骤四所述通气孔内，使用防护材料C填充入步骤四所述通气沉孔内，使所述涡轮机匣壳体端面与所述密封腔隔断；

步骤七：使用机械加工方法分别加工所述密封腔外侧各个形状，获得涡轮机匣壳体组件；

步骤八：分别清除步骤六所述防护材料A、防护材料B和防护材料C，使所述涡轮机匣壳体端面与所述密封腔重新连通；

步骤九：清洗密封腔：清除密封腔内的杂物。

所述步骤二所述加工通气沉孔和通气孔包括以下步骤：

步骤1：在步骤一所述涡轮机匣壳体端面上划出若干个孔位点；

步骤2：依次在步骤1所述每个孔位点上锪孔，获得多个通气沉孔；

步骤3：依次在步骤2所述每个通气沉孔内底面上钻削加工出一个通气孔，使所述蜗轮机匣壳体端面与所述密封腔连通。

所述步骤六所述分别密封连接孔、通气孔和通气沉孔包括以下步骤：

步骤1：使用防护材料A盖合地粘接于所述连接孔的端口上；

步骤2：使用固体状防护材料B填充入所述通气孔内；

步骤3：使用液体状防护材料C浇注入所述通气沉孔内，待所述防护材料C凝固后，使所述蜗轮机匣壳体端面与所述密封腔隔断。

所述防护材料A是密封胶带。

所述防护材料B是棉花。

所述防护材料C是液体状低熔点合金或蜡基雕塑泥。

所述步骤八所述分别清除防护材料A、防护材料B和防护材料C包括以下步骤：

步骤1：使用具有适宜温度的融化剂浸泡涡轮机匣壳体组件，待步骤六所述防护材料C融化后，将防护材料C从所述通气沉孔内倒出；

步骤2：从所述通气孔内取出所述防护材料B；

步骤3：撕除所述连接孔端口上的防护材料A。

所述融化剂是水。

所述融化剂的温度不低于70℃。

所述步骤九所述清洗密封腔包括以下步骤：

步骤1：使用航空汽油清洗所述蜗轮机匣壳体组件；

步骤2：使用压缩空气由所述密封板外壁向所述密封腔内通入，吹除所述密封腔内的杂物。

本发明的有益效果在于：

采用本发明所提供的涡轮机匣壳体组件的加工方法，在加工涡轮机匣壳体上密封腔外围各个形状特征前，首先将与密封腔连通的各个通气孔钻削加工完成，其次向这些通气孔内填充入各种防护材料，再对涡轮机匣壳体密封腔外围的各个形状特征要素进行加工，使焊接过程中产生的焊渣、铁屑等无法进入到密封腔内，保持了密封腔内的清洁，提高了密封腔内的洁净度，提高了加工质量，另一方面，防护材料由隔热材料组成，使用加工过程中产生的切削热无法通过防护材料传递至密封腔内，使密封腔受热变形小，进一步提高了加工质量，相比现有技术，本发明采用的防护措施结构简单，操作方便，使用稳定可靠，极大地改善了涡轮机匣壳体工件的加工质量，节省了加工时间，提高了加工精度和产品合格率。

附图说明

图1是本发明通气孔和通气沉孔的结构示意图；

图2是本发明连接孔、通气孔和通气沉孔的密封示意图。

图中：1-涡轮机匣壳体，2-隔热板，3-密封板，4-密封腔，5-通气沉孔，6-通气孔，7-连接孔，8-防护材料A，9-防护材料B，10-防护材料C。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的技术方案作进一步说明，但所要求的保护范围并不局限于所述；

本发明提供了一种涡轮机匣壳体组件的加工方法，如图1至图2所示，包括以下步骤：

步骤一：准备涡轮机匣壳体1、隔热板2和密封板3：涡轮机匣壳体1内壁上设有密封腔4，隔热板2上设有连接孔7，密封板3的外形大于密封腔4的端口；进一步地，涡轮机匣壳体是由耐高温合金材料制成的薄壁形状，连接孔数量为972个，直径为φ0.8mm。隔热板为厚度是0.2mm～0.3mm的带材，材质为GH3030，进一步减少了切削加工过程中的切削刃的传递。

步骤二：加工通气沉孔5和通气孔6：在步骤一的涡轮机匣壳体1端面上加工出多个通气沉孔5，再在每个通气沉孔5内均加工出一个通气孔6，使步骤一密封腔4与涡轮机匣壳体1端面连通；

步骤三：清除毛刺：清除步骤二通气孔6两端的毛刺；

步骤四：焊接隔热板2：将步骤一隔热板2焊接于密封腔4的内壁上，并使连接孔7与通气孔6连通；

步骤五：焊接密封板3：将步骤一密封板3盖合地焊接于密封腔4的端面上；

步骤六：分别密封连接孔7、通气孔6和通气沉孔5：使用防护材料A8盖合于步骤四连接孔7的端口，使用防护材料B9填充入步骤四通气孔6内，使用防护材料C10填充入步骤四通气沉孔5内，使涡轮机匣壳体1端面与密封腔4隔断；

步骤七：使用机械加工方法分别加工密封腔4外侧各个形状，获得涡轮机匣壳体1组件；

步骤八：分别清除步骤六防护材料A8、防护材料B9和防护材料C10，使涡轮机匣壳体1端面与密封腔4重新连通；

步骤九：清洗密封腔4：清除密封腔4内的杂物。

采用本发明的技术方案，在加工涡轮机匣壳体上密封腔外围各个形状特征前，首先将与密封腔连通的各个通气孔钻削加工完成，其次向这些通气孔内填充入各种防护材料，再对涡轮机匣壳体密封腔外围的各个形状特征要素进行加工，使焊接过程中产生的焊渣、铁屑等无法进入到密封腔内，保持了密封腔内的清洁，提高了密封腔内的洁净度，提高了加工质量，另一方面，防护材料由隔热材料组成，使用加工过程中产生的切削热无法通过防护材料传递至密封腔内，使密封腔受热变形小，进一步提高了加工质量，相比现有技术，本发明采用的防护措施结构简单，操作方便，使用稳定可靠，极大地改善了涡轮机匣壳体工件的加工质量，节省了加工时间，提高了加工精度和产品合格率。

进一步地，步骤二加工通气沉孔5和通气孔6包括以下步骤：

步骤1：在步骤一涡轮机匣壳体1端面上划出若干个孔位点；进一步地，孔位点一共有72个。

步骤2：依次在步骤1每个孔位点上锪孔，获得多个通气沉孔5；这样使加工通气孔时有利于对钻头的进给方向进行引导，防止钻头折断，通气孔钻偏。

步骤3：依次在步骤2每个通气沉孔5内底面上钻削加工出一个通气孔6，使蜗轮机匣壳体端面与密封腔4连通。进一步地，通气孔6与蜗轮机匣壳体端面成倾斜角度，通气孔直径为3mm。

进一步地，步骤六分别密封连接孔7、通气孔6和通气沉孔5包括以下步骤：

步骤1：使用防护材料A8盖合地粘接于连接孔7的端口上；

步骤2：使用固体状防护材料B9填充入通气孔6内；

步骤3：使用液体状防护材料C10浇注入通气沉孔5内，待防护材料C10凝固后，使蜗轮机匣壳体端面与密封腔4隔断。

进一步地，防护材料A8是密封胶带。

进一步地，防护材料B9是棉花。

进一步地，防护材料C10是液体状低熔点合金或蜡基雕塑泥。

进一步地，步骤八分别清除防护材料A8、防护材料B9和防护材料C10包括以下步骤：

步骤1：使用具有适宜温度的融化剂浸泡涡轮机匣壳体1组件，待步骤六防护材料C10融化后，将防护材料C10从通气沉孔5内倒出；

步骤2：从通气孔6内取出防护材料B9；

步骤3：撕除连接孔7端口上的防护材料A8。

进一步地，融化剂是水。

进一步地，融化剂的温度不低于70℃。

进一步地，步骤九清洗密封腔4包括以下步骤：

步骤1：使用航空汽油清洗蜗轮机匣壳体组件；进一步地，优选使用180号号航空汽油进行清洗。

步骤2：使用压缩空气由密封板3外壁向密封腔4内通入，吹除密封腔4内的杂物。进一步地，使用压缩空气吹洗时应反复吹洗多次，直至清除密封腔内所有杂物为止。

Claims (10)

1.一种涡轮机匣壳体组件的加工方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤一：准备涡轮机匣壳体(1)、隔热板(2)和密封板(3)：所述涡轮机匣壳体(1)内壁上设有密封腔(4)，所述隔热板(2)上设有连接孔(7)，所述密封板(3)的外形大于所述密封腔(4)的端口；

步骤二：加工通气沉孔(5)和通气孔(6)：在步骤一所述的涡轮机匣壳体(1)端面上加工出多个通气沉孔(5)，再在每个通气沉孔(5)内均加工出一个通气孔(6)，使步骤一所述密封腔(4)与所述涡轮机匣壳体(1)端面连通；

步骤三：清除毛刺：清除步骤二所述通气孔(6)两端的毛刺；

步骤四：焊接隔热板(2)：将步骤一所述隔热板(2)焊接于所述密封腔(4)的内壁上，并使所述连接孔(7)与所述通气孔(6)连通；

步骤五：焊接密封板(3)：将步骤一所述密封板(3)盖合地焊接于所述密封腔(4)的端面上；

步骤六：分别密封连接孔(7)、通气孔(6)和通气沉孔(5)：使用防护材料A(8)盖合于步骤四所述连接孔(7)的端口，使用防护材料B(9)填充入步骤四所述通气孔(6)内，使用防护材料C(10)填充入步骤四所述通气沉孔(5)内，使所述涡轮机匣壳体(1)端面与所述密封腔(4)隔断；

步骤七：使用机械加工方法分别加工所述密封腔(4)外侧各个形状，获得涡轮机匣壳体(1)组件；

步骤八：分别清除步骤六所述防护材料A(8)、防护材料B(9)和防护材料C(10)，使所述涡轮机匣壳体(1)端面与所述密封腔(4)重新连通；

步骤九：清洗密封腔(4)：清除密封腔(4)内的杂物。

2.如权利要求1所述的一种涡轮机匣壳体组件的加工方法，其特征在于：所述步骤二所述加工通气沉孔(5)和通气孔(6)包括以下步骤：

步骤1：在步骤一所述涡轮机匣壳体(1)端面上划出若干个孔位点；

步骤2：依次在步骤1所述每个孔位点上锪孔，获得多个通气沉孔(5)；

步骤3：依次在步骤2所述每个通气沉孔(5)内底面上钻削加工出一个通气孔(6)，使所述涡轮 机匣壳体端面与所述密封腔(4)连通。

3.如权利要求1所述的一种涡轮机匣壳体组件的加工方法，其特征在于：所述步骤六所述分别密封连接孔(7)、通气孔(6)和通气沉孔(5)包括以下步骤：

步骤1：使用防护材料A(8)盖合地粘接于所述连接孔(7)的端口上；

步骤2：使用固体状防护材料B(9)填充入所述通气孔(6)内；

步骤3：使用液体状防护材料C(10)浇注入所述通气沉孔(5)内，待所述防护材料C(10)凝固后，使所述涡轮 机匣壳体端面与所述密封腔(4)隔断。

4.如权利要求3所述的一种涡轮机匣壳体组件的加工方法，其特征在于：所述防护材料A(8)是密封胶带。

5.如权利要求3所述的一种涡轮机匣壳体组件的加工方法，其特征在于：所述防护材料B(9)是棉花。

6.如权利要求3所述的一种涡轮机匣壳体组件的加工方法，其特征在于：所述防护材料C(10)是液体状低熔点合金或蜡基雕塑泥。

7.如权利要求1所述的一种涡轮机匣壳体组件的加工方法，其特征在于：所述步骤八所述分别清除防护材料A(8)、防护材料B(9)和防护材料C(10)包括以下步骤：

步骤1：使用具有适宜温度的融化剂浸泡涡轮机匣壳体(1)组件，待步骤六所述防护材料C(10)融化后，将防护材料C(10)从所述通气沉孔(5)内倒出；

步骤2：从所述通气孔(6)内取出所述防护材料B(9)；

步骤3：撕除所述连接孔(7)端口上的防护材料A(8)。

8.如权利要求7所述的一种涡轮机匣壳体组件的加工方法，其特征在于：所述融化剂是水。

9.如权利要求7所述的一种涡轮机匣壳体组件的加工方法，其特征在于：所述融化剂的温度不低于70℃。

10.如权利要求1所述的一种涡轮机匣壳体组件的加工方法，其特征在于：所述步骤九所述清洗密封腔(4)包括以下步骤：

步骤1：使用航空汽油清洗所述涡轮 机匣壳体组件；

步骤2：向所述密封腔(4)内通入压缩空气，使压缩空气经由所述密封板(3)外壁吹除所述密封腔(4)内的杂物。