航空发动机薄壁钢类窄深槽氮化面的磨削工艺制造技术

本发明专利技术公开了一种航空发动机薄壁钢类窄深槽氮化面的磨削工艺，包括：将砂轮靠近槽底部，对第一侧槽壁进行第一次磨削加工；将砂轮向远离第一侧槽壁的方向退刀，退刀为0.015mm～0.025mm，再向槽底部进刀，对槽底部进行第二次磨削加工；将砂轮向远离槽底部的方向退刀，向第二侧槽壁进刀，对第二侧槽壁进行第三次磨削加工；将砂轮向远离第一侧槽壁的方向退刀，退刀为0.015mm～0.025mm，再向槽底部进刀，对槽底部进行第四次磨削加工，完成磨削加工。本发明专利技术的航空发动机薄壁钢类的窄深槽氮化面的磨削工艺，通过采取退刀0.015mm～0.025mm的进刀方式，以及优化加工路线，降低了窄深槽表面加工磨削力，避免窄深槽在转接R处出现砂轮过度磨损，以及较大磨削应力的产生。以及较大磨削应力的产生。以及较大磨削应力的产生。

【技术实现步骤摘要】
航空发动机薄壁钢类窄深槽氮化面的磨削工艺


[0001]本专利技术涉及航空发动机制造领域，特别地，涉及一种航空发动机薄壁钢类窄深槽氮化面的磨削工艺。

技术介绍

[0002]航空发动机部分钢制零件因其加工表面进行渗氮处理，且尺寸公差及表面粗糙度要求非常严格，故需进行表面磨削加工。以某零件为例，材料牌号为38CrMoAlA，其外圆11处涨圈槽侧面为氮化面，深度要求0.4～0.7，表面HR30N≥80，心部硬度d＝3.6～3.3，涨圈槽底、外圆及外圆上其余各槽允许渗氮。目前加工工艺采用槽磨，但在现有工艺方案加工后，因其氮化面为脆性，在受到较大应力、局部过热时，部分零件产生表面裂纹，或在试车和使用时诱发表面延时裂纹。现有的航空发动机精密钢制件窄槽氮化面磨削加工的，通常先加工涨圈槽底端面，再加工涨圈槽侧壁和R圆角，而且，粗磨的进刀量至少为3丝，精磨进刀量至少为1丝。
[0003]现有加工方法存在的缺点：(1)零件加工面为氮化层，硬度高，进刀量过大导致磨削力过大，使得磨削应力较高。加工后导致磨削残余应力过大，零件产生裂纹。(2)如图1所示，在磨削涨圈槽侧壁时，砂轮侧面及底部均实际接触磨削零件基体的侧壁和底端面，在加工过程中产生较大的磨削力，此外，在磨削的过程中，砂轮会磨平R圆角，且冷却液无法将涨圈槽底端面的R转接处充分冷却，导致R圆角磨削时温度过高，应力过大，极易产生磨削裂纹。

技术实现思路

[0004]本专利技术提供了一种航空发动机薄壁钢类的氮化面的磨削工艺，以解决航空发动机零件磨削产生裂纹或使用后产生延时裂纹的技术问题。
[0005]本专利技术采用的技术方案如下：
[0006]一种航空发动机薄壁钢类的氮化面的磨削工艺，包括以下步骤：
[0007]将砂轮靠近槽底部，对第一侧槽壁进行第一次磨削加工；
[0008]将砂轮向远离第一侧槽壁的方向退刀，退刀为0.015mm～0.025mm，再向槽底部进刀，对槽底部进行第二次磨削加工；
[0009]将砂轮向远离槽底部的方向退刀，向第二侧槽壁进刀，对第二侧槽壁进行第三次磨削加工；
[0010]将砂轮向远离第一侧槽壁的方向退刀，退刀为0.015mm～0.025mm，再向槽底部进刀，对槽底部进行第四次磨削加工，完成磨削加工。
[0011]进一步地，砂轮向远离第一侧槽壁的方向退刀为0.02mm；和/或，砂轮向远离第二侧槽壁的方向退刀为0.02mm。
[0012]进一步地，砂轮靠近槽底部时，砂轮至底部的距离为0.2mm～0.3mm。
[0013]进一步地，砂轮向远离槽底部的方向退刀为0.2mm～0.3mm。
[0014]进一步地，砂轮的转速小于等于35m/s。
[0015]进一步地，第一次磨削加工采用先粗加工，再精加工；粗加工的加工余量为0.05mm～0.06mm，吃刀量为0.01mm；精加工的加工余量为0.04mm～0.05mm，吃刀量为0.005mm。
[0016]进一步地，第二次磨削加工采用先粗加工，再精加工；粗加工的加工余量为0.05mm～0.06mm，吃刀量为0.01mm；精加工的加工余量为0.04mm～0.05mm，吃刀量为0.005mm。
[0017]进一步地，第三次磨削加工采用先粗加工，再精加工；粗加工的加工余量为0.05mm～0.06mm，吃刀量为0.01mm；精加工的加工余量为0.04mm～0.05mm，吃刀量为0.005mm。
[0018]进一步地，第四次磨削加工采用先粗加工，再精加工；粗加工的加工余量为0.05mm～0.06mm，吃刀量为0.01mm；精加工的加工余量为0.04mm～0.05mm，吃刀量为0.005mm。
[0019]本专利技术具有以下有益效果：
[0020]本专利技术的航空发动机薄壁钢类的窄深槽氮化面的磨削工艺，首先，在加工第一侧槽壁时，仅砂轮侧面与第一侧槽壁接触，砂轮底部不与R圆角的接触，且砂轮底部与砂轮底部具有一定的间隙，冷却液能够进入R圆角的转接处，并使其充分冷却，避免R圆角温度较高，应力过大，产生裂纹。其次，向远离第一侧槽壁的方向退刀0.015mm～0.025mm后，向槽底部进刀，对槽底部进行第二次磨削加工，仅砂轮底部与槽底部接触磨削，而砂轮与第一侧槽壁、第二侧槽壁均间隙配合，同样避免窄深槽在R圆角的转接处出现砂轮过度磨损，也便于冷却液冷却，降低磨削应力的产生。再次，向远离槽底部的方向退刀，向第二侧槽壁进刀，对第二侧槽壁进行第三次磨削加工，相同的实现砂轮侧面与第一侧槽壁接触，砂轮底部不与R圆角的接触。最后，砂轮向远离第一侧槽壁的方向退刀0.015mm～0.025mm后，向槽底部进刀，对槽底部进行第四次磨削加工，以对槽底部进行完全磨削。上述航空发动机薄壁钢类的窄深槽氮化面的磨削工艺，通过采取退刀0.015mm～0.025mm的进刀方式，以及优化加工路线，降低了窄深槽表面加工磨削力，避免窄深槽在转接R处出现砂轮过度磨损，以及较大磨削应力的产生，进而解决了该部位局部过热而产生应力裂纹和窄深槽的质量问题，保证磨削工艺的稳定性和零件的质量，减少零件报废和质量损失。
[0021]除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本专利技术还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本专利技术作进一步详细的说明。
附图说明
[0022]构成本申请的一部分的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：
[0023]图1是本专利技术的现有的涨圈槽部分加工示意图；
[0024]图2是本专利技术优选实施例1的单个窄深槽磨削工艺；以及
[0025]图3是本专利技术优选实施例1的发动机薄壁钢制零件示意图。
具体实施方式
[0026]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专利技术。
[0027]图1是本专利技术的现有的涨圈槽部分加工示意图；图2是本专利技术优选实施例1的单个窄深槽磨削工艺，图3是本专利技术优选实施例1的发动机薄壁钢制零件示意图。
[0028]如图2所示，本实施例的航空发动机薄壁钢类的窄深槽氮化面的磨削工艺，包括以下步骤：
[0029]将砂轮靠近槽底部，对第一侧槽壁进行第一次磨削加工；
[0030]将砂轮向远离第一侧槽壁的方向退刀，退刀为0.015mm～0.025mm，再向槽底部进刀，对槽底部进行第二次磨削加工；
[0031]将砂轮向远离槽底部的方向退刀，向第二侧槽壁进刀，对第二侧槽壁进行第三次磨削加工；
[0032]将砂轮向远离第一侧槽壁的方向退刀，退刀为0.015mm～0.025mm，再向槽底部进刀，对槽底部进行第四次磨削加工，完成磨削加工。
[0033]本专利技术的航空发动机薄壁钢类的窄深槽氮化面的磨削工艺，首先，在加工第一侧槽壁时，仅砂轮侧面与第一侧槽壁接触，砂轮底部不与R圆角的接触，且砂轮底部与砂轮底部具有一定的间隙，冷却液能够进入R圆角的本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机薄壁钢类的窄深槽氮化面的磨削工艺，其特征在于，包括以下步骤：将砂轮靠近槽底部，对第一侧槽壁进行第一次磨削加工；将砂轮向远离第一侧槽壁的方向退刀，退刀为0.015mm～0.025mm，再向槽底部进刀，对槽底部进行第二次磨削加工；将砂轮向远离槽底部的方向退刀，向第二侧槽壁进刀，对第二侧槽壁进行第三次磨削加工；将砂轮向远离第一侧槽壁的方向退刀，退刀为0.015mm～0.025mm，再向槽底部进刀，对槽底部进行第四次磨削加工，完成磨削加工。2.根据权利要求1所述的航空发动机薄壁钢类的窄深槽氮化面的磨削工艺，其特征在于，所述砂轮向远离第一侧槽壁的方向退刀为0.02mm；和/或所述砂轮向远离第二侧槽壁的方向退刀为0.02mm。3.根据权利要求1所述的航空发动机薄壁钢类的窄深槽氮化面的磨削工艺，其特征在于，所述砂轮靠近所述槽底部时，所述砂轮至所述槽底部的距离为0.2mm～0.3mm。4.根据权利要求1所述的航空发动机薄壁钢类的窄深槽氮化面的磨削工艺，其特征在于，所述砂轮向远离所述槽底部的方向退刀为0.2mm～0.3mm。5.根据权利要求1所述的航空发动机薄壁钢类的窄深槽氮化面的磨削工艺，其特征在于，所述砂轮的转速小于等于35m/s。6.根据权利要求5所述的...

【专利技术属性】
技术研发人员：秦杰，黄俊华，曾庆双，黄茂林，郭书壹，陈艳芳，郑学著，
申请(专利权)人：中国航发南方工业有限公司，
类型：发明
国别省市：