一种叶轮外罩组件的加工方法技术

本发明专利技术公开了一种叶轮外罩组件的加工方法，包括在叶轮外罩本体上加工腰形槽工序，在叶轮外罩本体上加工腰形槽工序包括：采用数控铣床加工腰形槽，数控铣床用于加工腰型孔的刀具的尾部的宽度大于刀具头部的宽度。通过对刀具进行改造，刀具尾端的宽度大于刀具头部的宽度，即增大刀具尾部的宽度以提高刀具整体的抗断裂强度，同时使刀具的头部的宽度满足加工腰形槽的要求，从而在叶轮外罩组件的过程中，可采用数控铣床代替现有技术中采用激光切割的方式，以避免在加工腰形槽时等待时间过长的问题，还可避免激光切割在加工表面产生重铸层，进而降低人工成本的消耗。另外，还可避免零件的内部结构被破坏。

A Processing Method for Impeller Cover Components

【技术实现步骤摘要】
一种叶轮外罩组件的加工方法
本专利技术涉及航空发动机
，更具体地说，涉及一种叶轮外罩组件的加工方法。
技术介绍
航空发动机是飞机的“心脏”，被誉为航空工业“皇冠”上的“明珠”，其先进性是衡量一个国家工业水平和能力的重要标志。伴随着世界航空产业的飞速发展，航空发动机在不断研发新机的同时，也对发动机的材料和结构特性提出了更高的要求。航空发动机带引气挡板的叶轮外罩属于新型设计理念，叶轮外罩本体往往采用国标高温合金GH6XX或美标AMS5XXX，。叶轮外罩本体型腔结构复杂，导致叶轮外罩本体上的腰形槽加工难度大，现有技术通常采用激光切割方式加工腰形槽，但是激光设备一般属于企业的瓶颈设备，数量较少，导致加工零件的等待周期长；另外，激光加工的过程中会在加工表面产生重铸层，必须增加钳工工序，以去除重铸层，从而导致钳工劳动量的增加；此外，由于激光切割区别于机械加工的方式，存在破坏零件内部结构的问题，采用激光加工的零件无法对每个零件进行金相检查，从而无法保证零件基本无裂纹。因此，如何解决腰形槽加工的等待时间长、耗费劳动量多且易对零件造成破坏的问题，是目前本领域技术人员亟待解决的问题。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术的目的是提供一种叶轮外罩组件的加工方法，该加工方法克服了数控铣床难以加工腰形槽的难题，采用数控铣床在叶轮外罩本体上加工腰形槽，以降低腰形槽的加工周期，减少劳动量的耗费。为了实现上述目的，本专利技术提供如下技术方案：一种叶轮外罩组件的加工方法，包括在叶轮外罩本体上加工腰形槽工序，所述在叶轮外罩本体上加工所述腰形槽工序包括：采用数控铣床加工所述腰形槽，所述数控铣床用于加工所述腰型孔的刀具的尾部的宽度大于所述刀具头部的宽度。优选的，所述在叶轮外罩本体上加工腰形槽工序之前还包括：精加工叶轮外罩本体的外轮廓工序，所述精加工所述叶轮外罩本体的外轮廓工序包括：先加工所述叶轮外罩本体远离装夹区域的远端，再加工所述叶轮外罩本体靠近所述装夹区域的近端。优选的，所述精加工所述叶轮外罩本体的外轮廓工序包括加工斜槽工序，所述加工斜槽工序采用摆线车削方式，所述摆线车削方式包括：刀具切入时，进给由小到大圆弧切入，直线切削时将进给增加至最大，刀具切出时，进给由大到小圆弧切出。优选的，在叶轮外罩本体上加工腰形槽工序之后还包括：精加工叶轮外罩组件的内孔工序，所述精加工叶轮外罩组件的内孔工序包括：工艺基准与设计基准一起加工。优选的，在叶轮外罩本体上加工腰形槽工序之后还包括：钎焊引气挡板工序，所述钎焊引气挡板工序包括：将所述引气挡板钎焊至所述叶轮外罩本体上以组合成所述叶轮外罩组件，然后从所述引气挡板的开孔处向所述叶轮外罩组件的环形腔体内罐蜡。优选的，所述从所述引气挡板的开孔处向所述叶轮外罩组件的环形腔体内罐蜡之前还包括：先用胶布封住与所述环形腔体连通的所述腰形槽。本专利技术所提供的叶轮外罩组件的加工方法，包括在叶轮外罩本体上加工腰形槽工序，在叶轮外罩本体上加工腰形槽工序包括：采用数控铣床加工腰形槽，数控铣床用于加工腰型孔的刀具的尾部的宽度大于刀具头部的宽度。本专利技术所提供的叶轮外罩组件的加工方法，通过对刀具进行改造，使刀具尾端的宽度大于刀具头部的宽度，即增大刀具尾部的宽度以提高刀具整体的抗断裂强度，同时使刀具的头部的宽度满足加工腰形槽的要求，从而在叶轮外罩组件的过程中，可采用数控铣床代替现有技术中采用激光切割的方式，以避免在加工腰形槽时等待时间过长的问题，还可避免激光切割在加工表面产生重铸层，进而降低人工成本的消耗。另外，还可避免零件的内部结构被破坏。附图说明为了更清楚地说明本专利技术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，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的实施例，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，还可以根据提供的附图获得其他的附图。图1为本专利技术所提供叶轮外罩组件具体实施例的示意图；图2为本专利技术所提供叶轮外罩本体具体实施例的示意图。其中，1-叶轮外罩本体、2-引气挡板、3-开孔、4-腰形槽、5-环形腔体。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，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，都属于本专利技术保护的范围。本专利技术的核心是提供一种叶轮外罩组件的加工方法，该加工方法克服了数控铣床难以加工腰形槽的难题，采用数控铣床在叶轮外罩本体上加工腰形槽，以降低腰形槽的加工周期，减少劳动量的耗费。请参考图1至图2，图1为本专利技术所提供叶轮外罩组件具体实施例的示意图；图2为本专利技术所提供叶轮外罩本体具体实施例的示意图。本专利技术所提供的叶轮外罩组件的加工方法，包括在叶轮外罩本体1上加工腰形槽4工序，在叶轮外罩本体1上加工腰形槽4工序包括：采用数控铣床加工腰形槽4，数控铣床用于加工腰型孔的刀具的尾部的宽度大于刀具头部的宽度。为便于对本专利技术的理解，先对现有技术中无法采用数控铣床进行加工腰形槽4的原因进行说明，在叶轮外罩本体1上加工腰形槽4时，由于腰形槽4的最小宽度达到了2.5毫米，且叶轮外罩放置在数控铣床上的纵向高度可达300毫米作用，且由于数控铣床的刀具从上向下行走，即垂直行走，因此，用于加工腰形槽4的刀具的长度必须大于300毫米，且刀具的直径应当与腰形槽4的直径相同，以实现腰形槽4的加工，即刀具需要为长度大于300毫米、直径为2.5的细长的杆状刀具，而这种细长的刀具很容易在加工的过中断裂，因此，现有技术只能采用激光切割的方式加工腰形槽4。本专利技术中，采用数控铣床加工腰形槽4，并对刀具进行了创造性的改进，即将到刀具的尾部的宽度设置为大于头部宽度的结构，以提高刀具尾部的抗断裂强度，优选的，刀具可为尾部和中部的宽度均大于头部的宽度的结构，以进一步提高刀具的抗断裂强度。因此，本专利技术所提供的叶轮外罩组件的加工方法，通过对刀具进行改造，刀具尾端的宽度大于刀具头部的宽度，即增大刀具尾部的宽度以提高刀具整体的抗断裂强度，同时使刀具的头部的宽度满足加工腰形槽4的要求，从而在叶轮外罩组件的过程中，可采用数控铣床代替现有技术中采用激光切割的方式，以避免在加工腰形槽4时等待时间过长的问题，还可避免激光切割在加工表面产生重铸层，进而降低人工成本的消耗。另外，还可避免零件的内部结构被破坏。在上述实施例的基础之上，考虑到在叶轮外罩组件的加工过程中，需要对叶轮外罩本体1的外轮廓进行精加工，即在叶轮外罩本体1上加工腰形槽4工序之前还包括：精加工叶轮外罩本体1的外轮廓工序，在加工叶轮外罩本体1的外轮廓时，由于叶轮外罩本体1的直径大，外轮廓的悬臂长，因此，容易在加工过程中造成零件变形的问题，本专利技术在精加工叶轮外罩本体1的外轮廓工序中：先加工叶轮外罩本体1远离装夹区域的远端，以保留靠近装夹区域的近端的实时刚性，再加工叶轮外罩本体1靠近装夹区域的近端，以降低零件在加工过程中变形的概率。在上述实施例的基础之上，考虑到在精加工叶轮外罩本体1的外轮廓工序中包括加工斜槽工序，且传统加工斜槽时采用的是直线走刀的方式，直线走刀的切削应力大、走到时间长且走刀速度大，因此，加工效率低下，且由于切削本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种叶轮外罩组件的加工方法，包括在叶轮外罩本体(1)上加工腰形槽(4)工序，其特征在于，所述在叶轮外罩本体(1)上加工所述腰形槽(4)工序包括：采用数控铣床加工所述腰形槽(4)，所述数控铣床用于加工所述腰型孔的刀具的尾部的宽度大于所述刀具头部的宽度。

【技术特征摘要】
1.一种叶轮外罩组件的加工方法，包括在叶轮外罩本体(1)上加工腰形槽(4)工序，其特征在于，所述在叶轮外罩本体(1)上加工所述腰形槽(4)工序包括：采用数控铣床加工所述腰形槽(4)，所述数控铣床用于加工所述腰型孔的刀具的尾部的宽度大于所述刀具头部的宽度。2.根据权利要求1所述的叶轮外罩组件的加工方法，其特征在于，所述在叶轮外罩本体(1)上加工腰形槽(4)工序之前还包括：精加工所述叶轮外罩本体(1)的外轮廓工序，所述精加工所述叶轮外罩本体(1)的外轮廓工序包括：先加工所述叶轮外罩本体(1)远离装夹区域的远端，再加工所述叶轮外罩本体(1)靠近所述装夹区域的近端。3.根据权利要求2所述的叶轮外罩组件的加工方法，其特征在于，所述精加工所述叶轮外罩本体(1)的外轮廓工序包括加工斜槽工序，所述加工斜槽工序采用摆线车削方式，所述摆线车削方式包括：刀具切入时，进给由小到大圆弧切入，直线切削时将进给...

【专利技术属性】
技术研发人员：何思洋，何毅涛，吴豪，陈鸿陞，龚源军，徐忠，黄如，薛宁波，
申请(专利权)人：湖南南方通用航空发动机有限公司，
类型：发明
国别省市：湖南,43