CN112743442B - 航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法 - Google Patents

航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，采用数控镗刀加工挺杆导套渗碳孔以去除余量至0.2mm～0.3mm，将挺杆导套安装在珩磨机上，找正挺杆导套的渗碳孔，对渗碳孔分四次珩磨加工至渗碳孔的表面光洁度Ra≤0.02，四次珩磨加工包括粗珩磨加工、半精珩磨加工、精珩磨加工和超精珩磨加工，并对珩磨加工参数进行优化，使得挺杆导套渗碳孔未出现烧伤、裂纹缺陷，挺杆导套渗碳孔内部表面光洁度接近镜面水平。本发明的航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，具有加工效率高、磨削力均匀、冷却频率高、冷却充分，未出现烧伤、裂纹缺陷、内孔表面光洁度接近镜面水平。

Description

航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法
技术领域
本发明涉及航空发动机加工领域，特别地，涉及一种航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法。
背景技术
渗碳淬火作为金属材料的热处理工艺，使得零件经渗碳淬火出料后，表面具有较高的硬度和较好的耐磨性，被广泛的应用于航空发动机制造领域，但存在加工难度较大的难题。航空发动机零件的内孔尺寸精度、表面质量要求很高，而零件经渗碳淬火热处理后发生变形，以及表面光洁度变差，需要对渗碳孔进行磨削加工。普通砂轮磨削渗碳孔，磨削部位热集中，容易发生二次烧伤，同时磨削力大、零件受力不均，受到磨削应力和热应力作用，还会出现磨削裂纹。另外，普通内圆磨床为磨头与工件的线接触磨削，保证不被烧伤还需要分多次磨削进刀，生产效率非常低，制约了航空发动机的交付配套进度。
发明内容
本发明提供了一种航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，以解决普通内圆磨床加工、航空发动机挺杆导套渗碳孔效率低、磨削力大且不均匀的技术问题。
本发明采用的技术方案如下：
一种航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，采用数控镗刀加工挺杆导套渗碳孔以去除余量至0.2mm～0.3mm，将挺杆导套安装在珩磨机上，找正挺杆导套的渗碳孔，对渗碳孔分四次珩磨加工至渗碳孔的表面光洁度Ra≤0.02，四次珩磨加工包括粗珩磨加工、半精珩磨加工、精珩磨加工和超精珩磨加工，并对珩磨加工参数进行优化，使得挺杆导套渗碳孔未出现烧伤、裂纹缺陷，挺杆导套渗碳孔内部表面光洁度接近镜面水平；
四次珩磨加工包括以下步骤：
S1：进行粗珩磨加工，去除余量为0.1mm～0.15mm，往复单次进给量为0.01mm～0.12mm；
S2：进行半精珩磨加工，去除余量为0.05mm～0.08mm，往复单次进给量为0.005mm～0.008mm；
S3：进行精珩磨加工，去除余量为0.01mm～0.02mm，往复单次进给量为0.002mm～0.004mm；
S4：进行超精珩磨加工，去除余量为0.005mm～0.01mm，往复单次进给量为0.001mm～0.002mm。
进一步地，珩磨机上还设有活动连接在珩磨机上用于对四次珩磨加工进行冷却的冷却机构，冷却机构包括活动连接在珩磨机上的安装座，以及安装在安装座上用于喷射冷却液的喷嘴，喷嘴与通有冷却液的管路连接；冷却机构至少布设两组，两组冷却机构分别布设在挺杆导套渗碳孔的两端，以实现挺杆导套渗碳孔的两端同时冷却。
进一步地，安装座采用与珩磨机磁性吸附的磁铁座。
进一步地，珩磨加工参数优化包括以下步骤：利用金相设备分析珩磨表面的磨削痕迹形貌，利用轮廓仪计量粗糙度值，以珩磨表面的粗糙度值作为优化目标，结合正交试验优化方法，初步确定影响航空发动机挺杆导套渗碳孔珩磨表面粗糙度因素，再结合航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨烧伤和裂纹情况，确定影响航空发动机挺杆导套渗碳孔珩磨工艺参数。
进一步地，步骤S1中粗珩磨加工采用粗粒度为220、硬度为13的CBN立方氮化硼油石；或者，步骤S2中半精珩磨加工采用粗粒度为400、硬度为9的CBN立方氮化硼油石。
进一步地，步骤S3中精珩磨加工采用粗粒度为600、硬度为5的CBN立方氮化硼油石；或者，步骤S4中超精珩磨加工采用粗粒度为1200、硬度为3的CBN立方氮化硼油石。
进一步地，步骤S1中粗珩磨加工的珩磨角为43°～44°；或者，步骤S2中半精珩磨加工的珩磨角为44°～46°。
进一步地，步骤S3中精珩磨加工的珩磨角为56°～57°；或者，步骤S4中超精珩磨加工的珩磨角为56°～57°。
进一步地，步骤S1中粗珩磨加工的轴向往复速度为100次/min～110次/min，径向旋转速度100转/min～110转/min；或者，步骤S2中半精珩磨加工的轴向往复速度为90次/min～95次/min，径向旋转速度95转/min～100转/min。
进一步地，步骤S3中精珩磨加工的轴向往复速度为80次/min～85次/min，径向旋转速度115转/min～120转/min；或者，步骤S4中超精珩磨加工的轴向往复速度为75次/min～80次/min，径向旋转速度120转/min～125转/min。
本发明具有以下有益效果：
本发明采用的技术方案如下：
本发明的航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，先采用数控镗刀加工挺杆导套渗碳孔以去除部分余量，在采用珩磨机磨削去除剩余余量，其中珩磨工艺采用四次珩磨加工，依次采用粗珩磨加工、半精珩磨加工、精珩磨加工和超精珩磨加工，最终获得渗碳孔的表面光洁度Ra≤0.02。珩磨加工方法针对航空发动机挺杆导套渗碳孔进行磨削，珩磨工艺取代普通内圆磨工艺，解决普通内圆磨工艺的加工效率低、磨削力大且不均匀的问题。具有以下优点：加工效率高、磨削力均匀、冷却频率高、冷却充分，航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，航空发动机挺杆导套渗碳孔未出现烧伤、裂纹缺陷、内孔表面光洁度接近镜面水平。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是本发明的航空发动机挺杆导套渗碳孔示意图；以及
图2是本发明的珩磨角与珩磨网纹痕迹示意图。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
图1是本发明的航空发动机挺杆导套渗碳孔示意图；图2是本发明的珩磨角与珩磨网纹痕迹示意图。
如图1所示，本实施例的航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，采用数控镗刀加工挺杆导套渗碳孔以去除余量至0.2mm～0.3mm，将挺杆导套安装在珩磨机上，找正挺杆导套的渗碳孔，对渗碳孔分四次珩磨加工至渗碳孔的表面光洁度Ra≤0.02，四次珩磨加工包括粗珩磨加工、半精珩磨加工、精珩磨加工和超精珩磨加工，并对珩磨加工参数进行优化，使得挺杆导套渗碳孔未出现烧伤、裂纹缺陷，挺杆导套渗碳孔内部表面光洁度接近镜面水平；
四次珩磨加工包括以下步骤：
S1：进行粗珩磨加工，去除余量为0.1mm～0.15mm，往复单次进给量为0.01mm～0.12mm；
S2：进行半精珩磨加工，去除余量为0.05mm～0.08mm，往复单次进给量为0.005mm～0.008mm；
S3：进行精珩磨加工，去除余量为0.01mm～0.02mm，往复单次进给量为0.002mm～0.004mm；
S4：进行超精珩磨加工，去除余量为0.005mm～0.01mm，往复单次进给量为0.001mm～0.002mm。
本发明的航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，先采用数控加工镗刀磨削挺杆导套渗碳孔的去除部分余量，在采用珩磨机磨削去除剩余余量，其中珩磨工艺采用四次珩磨加工，依次采用粗珩磨加工、半精珩磨加工、精珩磨加工和超精珩磨加工，最终获得渗碳孔的表面光洁度Ra≤0.02。珩磨加工方法针对航空发动机挺杆导套渗碳孔进行磨削，珩磨工艺取代普通内圆磨工艺，解决普通内圆磨工艺的加工效率低、磨削力大且不均匀的问题。具有以下优点：加工效率高、磨削力均匀、冷却频率高、冷却充分，航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，航空发动机挺杆导套渗碳孔未出现烧伤、裂纹缺陷、内孔表面光洁度接近镜面水平。
珩磨是低速磨削，珩磨头与零件是多圆弧面接触磨削，是一种提高零件尺寸精度、几何形状精度和表面粗糙度的高效率磨削方法。通过分析航空发动机挺杆导套渗碳孔珩磨烧伤、裂纹机理：挺杆导套渗碳孔由于磨削内表面产生的大量磨削热引起严重的二次淬火烧伤以及回火烧伤，二次淬火烧伤的次表层和回火烧伤区域的硬度急剧变化，加上表面应力的共同作用，极易产生局部裂纹，同时分析金相组织发现有大量多余的针状马氏体和残余奥氏体，增加了裂纹的发生概率。
本实施例中，珩磨加工参数优化包括以下步骤：利用金相设备分析珩磨表面的磨削痕迹形貌，利用轮廓仪计量粗糙度值，以珩磨表面的粗糙度值作为优化目标，结合正交试验优化方法，初步确定影响航空发动机挺杆导套渗碳孔珩磨表面粗糙度因素，再结合航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨烧伤和裂纹情况，确定影响航空发动机挺杆导套渗碳孔珩磨工艺参数。
利用金相设备分析珩磨表面的磨削痕迹形貌，利用轮廓仪计量粗糙度值，将珩磨表面粗糙度作为优化目标。表面粗糙度值越小，工件表面越接近镜面水平，表面质量状态越理想。珩磨油石粒度具有代表性的三种400、600、1200粒度规格，珩磨往复单次的进刀量实际加工可操作性选用0.01、0.005、0.001，珩磨角越大，径向速度越大，但加工效率下降，珩磨角越小，表面质量则不高，珩磨角选择在30°～60°之间，另外考虑珩磨往复避免磨削轨迹重复，珩磨角不取整数倍，所以综合考虑选择36.3°、46.3°、56.3°，进行正交试验，如表1所示。
表1正交试验
Figure BDA0002872442650000041
表2正交试验结果一
Figure BDA0002872442650000042
Figure BDA0002872442650000051
采用极差法进行分析，结果如表3所示，其中Ki指某因素第i个水平的平均值，Q为极差值，指Ki中最大与最小的差距，Q越大说明对目标影响越大，反之越小，极差法分析结果得出：表面粗糙影响因素顺序为：珩磨油石粒度＞珩磨往复单次的进刀量＞珩磨角(轴向往复速度＞切向珩磨速度)。
表3正交试验结果二
Figure BDA0002872442650000052
如图2所示，珩磨油石粒径越小，磨削沟痕宽度越小；珩磨往复单次的进刀量越小，磨削沟痕深度约且相对均匀；轴向往复速度V1小，切向珩磨速度V2大，珩磨角θ越小，tanθ＝V2/V1，V2＝V1 2+V2 2，其中V是珩磨速度。表面粗糙度越高，但同时效率降低、油石损耗加快。
综上所述，结合某航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨烧伤、裂纹、表面粗糙度等主要影响因素，确定新的珩磨工艺关键因素为：(1)减少单次磨削热产生，(2)增加磨削热扩散，(3)珩磨加工余量，(4)单次进给量，(5)油石粒度大小，(6)珩磨角、珩磨速度的选择。
本发明的航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，提高航空发动机挺杆导套渗碳孔的加工效率、产品质量，采用精密卧式珩磨设备取代普通内圆磨床加工，并对珩磨加工方法制定了新的质量控制方法，新的珩磨工艺在参数控制方法可以解决现有珩磨加工渗碳孔出现的烧伤、裂纹、表面光洁度达不到镜面水平、尺寸不稳定的问题。因此，优化采用四次珩磨加工，依次采用粗珩磨加工、半精珩磨加工、精珩磨加工和超精珩磨加工，从而减少单次磨削热产生，并且珩磨加工去除余量更加精确，并进一步优化了珩磨加工余量和单次进给量，获得的航空发动机挺杆导套渗碳孔未出现烧伤、裂纹缺陷、内孔表面光洁度接近镜面水平。与现有珩磨工艺相比：航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法的珩磨余量降低，热量产生不再集中，冷却更充分、热量的扩散效率加快；内孔表面不再粗糙，光洁度接近镜面水平；尺寸控制稳定性更加理想。
本实施例中，珩磨机上还设有活动连接在珩磨机上用于对四次珩磨加工进行冷却的冷却机构，冷却机构包括活动连接在珩磨机上的安装座，以及安装在安装座上用于喷射冷却液的喷嘴，喷嘴与通有冷却液的管路连接；冷却机构至少布设两组，两组冷却机构分别布设在挺杆导套渗碳孔的两端，以实现挺杆导套渗碳孔的两端同时冷却。上述冷却机构活动连接在珩磨机上，可依据处理的挺杆导套渗碳孔的尺寸调节冷却机构的位置。优选地，冷却机构布设在挺杆导套渗碳孔的前后两端，可实现前后方向同时冲洗冷却，使得冷却更充分，加速珩磨热量的扩散效率，进一步降低挺杆导套渗碳孔的烧伤、裂纹等质量问题。上述冷却机构包括安装座和喷嘴，喷嘴与通有冷却液的管路连接，从而取代现有的珩磨机上的单根喷嘴，增强冷却效果。
优选地，安装座采用与珩磨机磁性吸附的磁铁座。上述安装座采用与珩磨机磁性吸附的磁铁座，可实现灵活的调整位置，且磁铁座与珩磨机磁性吸附，不会影响珩磨机的性能，也无需额外在珩磨机上开孔或开槽，磁铁座制造方便。
本实施例中，步骤S1中粗珩磨加工采用粗粒度为220、硬度为13的CBN立方氮化硼油石；或者，步骤S2中半精珩磨加工采用粗粒度为400、硬度为9的CBN立方氮化硼油石。
本实施例中，步骤S3中精珩磨加工采用粗粒度为600、硬度为5的CBN立方氮化硼油石；或者，步骤S4中超精珩磨加工采用粗粒度为1200、硬度为3的CBN立方氮化硼油石。精珩油石粒径越大，去除余量越多，加工效率越高，用于粗磨、半精磨，但是粒径越大，磨削力越大，磨削热越集中不容易扩散，表面粗糙度差且烧伤裂纹风险高，所以为提高表面质量，超精珩磨选用超小粒径的1200粒度油石，兼顾加工效率，精珩选用小粒径的600粒度油石。
本实施例中，步骤S1中粗珩磨加工的珩磨角为43°～44°；或者，步骤S2中半精珩磨加工的珩磨角为44°～46°。
本实施例中，步骤S3中精珩磨加工的珩磨角为56°～57°；或者，步骤S4中超精珩磨加工的珩磨角为56°～57°。珩磨角越小，轴向速度越大，加工速度越快，效率会提高，因此在粗珩磨、半精珩磨中选用小珩磨角；而珩磨角越小，表面粗糙度会变差，所以要获得较高表面质量，需要适当增大珩磨角，因此粗珩磨、半精珩磨的珩磨角为43°～46°，精珩磨、超精珩磨的珩磨角为56°～57°，另外考虑避免珩磨往复磨削轨迹重复，注意珩磨角不取整数倍。
本实施例中，步骤S1中粗珩磨加工的轴向往复速度为100次/min～110次/min，径向旋转速度100转/min～110转/min；或者，步骤S2中半精珩磨加工的轴向往复速度为90次/min～95次/min，径向旋转速度95转/min～100转/min。
本实施例中，步骤S3中精珩磨加工的轴向往复速度为80次/min～85次/min，径向旋转速度115转/min～120转/min；或者，步骤S4中超精珩磨加工的轴向往复速度为75次/min～80次/min，径向旋转速度120转/min～125转/min。珩磨角θ：tanθ＝V2/V1，V2＝V1 2+V2 2轴向往复速度V1小，切向珩磨速度V2大，珩磨角θ越小，反之越大。正交实验结果表明：珩磨角越大，粗糙度质量越好，当珩磨角越大时，则切向珩磨速度V2大(当轴向往复速度V1一定)，珩磨油石对零件表面的加工痕迹越密集，但是加工效率相对下降。因此，粗珩磨、半精珩磨加工的径向旋转速度小、轴向往复速度大；精珩磨、超精珩磨加工反之，并结合机床本身的速度范围。
实施例
实施例1
航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，采用数控加工镗刀磨削挺杆导套渗碳孔的去除余量至0.215mm，将挺杆导套安装在珩磨机上，找正挺杆导套的渗碳孔，对渗碳孔分四次珩磨加工至渗碳孔的表面光洁度Ra≤0.02，四次珩磨加工包括粗珩磨加工、半精珩磨加工、精珩磨加工和超精珩磨加工，并对珩磨加工参数进行优化，使得挺杆导套渗碳孔未出现烧伤、裂纹缺陷，挺杆导套渗碳孔内部表面光洁度接近镜面水平；
四次珩磨加工包括以下步骤：
S1：进行粗珩磨加工，去除余量为0.15mm，往复单次进给量为0.01mm，采用粗粒度为220、硬度为13的CBN立方氮化硼油石，珩磨角为43.1°，轴向往复速度为100次/min，径向旋转速度100转/min，珩磨机设有冷却机构，两组冷却机构分别活动链接在挺杆导套渗碳孔的两端，对准珩磨部位以实现挺杆导套渗碳孔的两端同时冷却，冷却机构包括磁性吸附在珩磨机上的磁铁座，以及安装在磁铁座上用于喷射冷却液的喷嘴，喷嘴与通有冷却液的管路连接；
S2：进行半精珩磨加工，去除余量为0.05mm，往复单次进给量为0.005mm，采用粗粒度为400、硬度为9的CBN立方氮化硼油石，珩磨角为45.1°，轴向往复速度为90次/min，径向旋转速度96转/min，两组冷却机构分别活动链接在挺杆导套渗碳孔的两端，对准珩磨部位以实现挺杆导套渗碳孔的两端同时冷却；
S3：进行精珩磨加工，去除余量为0.01mm，往复单次进给量为0.002mm，采用粗粒度为600、硬度为5的CBN立方氮化硼油石，珩磨角为56.3°，轴向往复速度为80次/min，径向旋转速度120转/min，两组冷却机构分别活动链接在挺杆导套渗碳孔的两端，对准珩磨部位以实现挺杆导套渗碳孔的两端同时冷却；
S4：进行超精珩磨加工，去除余量为0.005mm，往复单次进给量为0.001mm，采用粗粒度为1200、硬度为3的CBN立方氮化硼油石，珩磨角为56.3°，轴向往复速度为80次/min，径向旋转速度120转/min，两组冷却机构分别活动链接在挺杆导套渗碳孔的两端，对准珩磨部位以实现挺杆导套渗碳孔的两端同时冷却。
对比例1
航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，采用数控加工镗刀磨削挺杆导套渗碳孔的去除余量至0.2mm，将挺杆导套安装在珩磨机上，找正挺杆导套的渗碳孔，对渗碳孔进行珩磨加工；
珩磨加工包括以下步骤：
S1：进行粗珩磨加工，去除余量为0.15mm，往复单次进给量为0.05mm，采用粗粒度为220、硬度为13的CBN立方氮化硼油石，珩磨角为41.9°，轴向往复速度为100次/min，径向旋转速度90转/min，采用单根喷嘴对准珩磨部位冲洗冷却；
S2：进行半精珩磨加工，去除余量为0.1mm，往复单次进给量为0.01mm，采用粗粒度为4220、硬度为13的CBN立方氮化硼油石，珩磨角为41.9°，轴向往复速度为100次/min，径向旋转速度90转/min，采用单根喷嘴对准珩磨部位冲洗冷却；
S3：进行精珩磨加工，去除余量为0.05mm，往复单次进给量为0.005mm，采用粗粒度为220、硬度为13的CBN立方氮化硼油石，珩磨角为45°，轴向往复速度为100次/min，径向旋转速度100转/min，采用单根喷嘴对准珩磨部位冲洗冷却；
测量实施例1和对比例1珩磨加工后的航空发动机挺杆导套渗碳孔的尺寸、表面光洁度和烧伤合格率。测试结果如表4所示。
表4实施例1与对比例1的测试结果
Figure BDA0002872442650000081
由表4可知，实施例1的航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，珩磨后的挺杆导套渗碳孔尺寸稳定，表面光洁度达到Ra0.02，接近镜面水平，且挺杆导套渗碳孔未出现烧伤、裂纹缺陷，明显优于未改进的对比例1的珩磨加工方法获得的挺杆导套渗碳孔。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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。

Claims (8)

1.一种航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，其特征在于，采用数控镗刀加工挺杆导套渗碳孔以去除余量至0.2mm～0.3mm，将挺杆导套安装在珩磨机上，找正挺杆导套的渗碳孔，对渗碳孔分四次珩磨加工至渗碳孔的表面光洁度Ra≤0.02，四次珩磨加工包括粗珩磨加工、半精珩磨加工、精珩磨加工和超精珩磨加工，并对珩磨加工参数进行优化，使得挺杆导套渗碳孔未出现烧伤、裂纹缺陷，挺杆导套渗碳孔内部表面光洁度接近镜面水平；
四次珩磨加工包括以下步骤：
S1：进行粗珩磨加工，去除余量为0.1mm～0.15mm，往复单次进给量为0.01mm～0.12mm；
S2：进行半精珩磨加工，去除余量为0.05mm～0.08mm，往复单次进给量为0.005mm～0.008mm；
S3：进行精珩磨加工，去除余量为0.01mm～0.02mm，往复单次进给量为0.002mm～0.004mm；
S4：进行超精珩磨加工，去除余量为0.005mm～0.01mm，往复单次进给量为0.001mm～0.002mm；
所述珩磨机上还设有活动连接在所述珩磨机上用于对四次珩磨加工进行冷却的冷却机构，所述冷却机构包括活动连接在所述珩磨机上的安装座，以及安装在所述安装座上用于喷射冷却液的喷嘴，所述喷嘴与通有冷却液的管路连接；
所述冷却机构至少布设两组，两组所述冷却机构分别布设在挺杆导套渗碳孔的两端，以实现挺杆导套渗碳孔的两端同时冷却；
所述安装座采用与所述珩磨机磁性吸附的磁铁座。
2.根据权利要求1所述的航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，其特征在于，
珩磨加工参数优化包括以下步骤：
利用金相设备分析珩磨表面的磨削痕迹形貌，利用轮廓仪计量粗糙度值，以珩磨表面的粗糙度值作为优化目标，结合正交试验优化方法，初步确定影响航空发动机挺杆导套渗碳孔珩磨表面粗糙度因素，再结合航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨烧伤和裂纹情况，确定影响航空发动机挺杆导套渗碳孔珩磨工艺参数。
3.根据权利要求2所述的航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，其特征在于，
步骤S1中粗珩磨加工采用粗粒度为220、硬度为13的CBN立方氮化硼油石；或者
步骤S2中半精珩磨加工采用粗粒度为400、硬度为9的CBN立方氮化硼油石。
4.根据权利要求3所述的航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，其特征在于，
步骤S3中精珩磨加工采用粗粒度为600、硬度为5的CBN立方氮化硼油石；或者
步骤S4中超精珩磨加工采用粗粒度为1200、硬度为3的CBN立方氮化硼油石。
5.根据权利要求2所述的航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，其特征在于，
步骤S1中粗珩磨加工的珩磨角为43°～44°；或者
步骤S2中半精珩磨加工的珩磨角为44°～46°。
6.根据权利要求5所述的航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，其特征在于，
步骤S3中精珩磨加工的珩磨角为56°～57°；或者
步骤S4中超精珩磨加工的珩磨角为56°～57°。
7.根据权利要求2所述的航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，其特征在于，
步骤S1中粗珩磨加工的轴向往复速度为100次/min～110次/min，径向旋转速度100转/min～110转/min；或者
步骤S2中半精珩磨加工的轴向往复速度为90次/min～95次/min，径向旋转速度95转/min～100转/min。
8.根据权利要求7所述的航空发动机挺杆导套渗碳孔的珩磨加工方法，其特征在于，
步骤S3中精珩磨加工的轴向往复速度为80次/min～85次/min，径向旋转速度115转/min～120转/min；或者
步骤S4中超精珩磨加工的轴向往复速度为75次/min～80次/min，径向旋转速度120转/min～125转/min。
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