一种控制航空发动机进气机匣前段焊接缝隙多余物的方法技术

一种控制航空发动机进气机匣前段焊接缝隙多余物的方法，其特征在于：采取螺旋铣的先进加工方法保证尺寸精度，同时通过调整螺旋铣加工参数，即可控制产生的多余物厚度。螺旋铣加工方案中，产生的多余物厚度与加工刀具每圈进深量有直接关系，每圈进深量达到1.33mm时，产生的多余物厚度为0.66mm，降低多余物进入缝隙的几率，经现场验证，可降低90％以上。工装采用分体结构，由刮勾和手柄两部分构成，因缝隙较窄，刮勾厚度不超过缝隙宽度。本发明专利技术的优点：大幅提高了航空发动机进气机匣前段的加工质量，完全消除了焊接缝隙中的多余物，可完全杜绝因进气机匣前段焊接缝隙多余物而造成的相关损失。可将航空发动机进气机匣前段焊接缝隙多余物问题发生概率降低到0，有效预防了衍生问题的发生。问题的发生。问题的发生。

【技术实现步骤摘要】
一种控制航空发动机进气机匣前段焊接缝隙多余物的方法


[0001]本专利技术涉及，特别涉及一种控制航空发动机进气机匣前段焊接缝隙多余物的方法

技术介绍

[0002]某型号航空发动机进气机匣前段在装配时经常发现在其焊接菱形座缝隙中残留有大量多余物，该位置极其隐蔽，多余物去除较为困难，同时由于其加工特征限制，加工过程产生的多余物无法完全消除，该问题一直无法得到完全解决。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的是完全消除成品零件中多余物，特提供了一种控制航空发动机进气机匣前段焊接缝隙多余物的方法。
[0004]本专利技术提供了一种控制航空发动机进气机匣前段焊接缝隙多余物的方法，其特征在于：
[0005]缝隙宽度确认，收集确定零件完成焊接后的缝隙宽度，收集生产现场20件零件的数据，确定零件焊接后，缝隙宽度在0.02mm
‑
0.5mm之间，因此当加工产生的多余物,具体为铁屑,厚度大于0.5mm时，达到预期效果。
[0006]加工方法，采取螺旋铣的先进加工方法保证尺寸精度，同时通过调整螺旋铣加工参数，即可控制产生的多余物厚度。
[0007]加工参数确认方案，螺旋铣加工方案中，产生的多余物厚度与加工刀具每圈进深量有直接关系，每圈进深量达到1.33mm时，产生的多余物厚度为0.66mm，降低多余物进入缝隙的几率，经现场验证，可降低90％以上。
[0008]工装采用分体结构，由刮勾和手柄两部分构成，刮勾1和手柄2，因缝隙较窄，刮勾厚度不超过缝隙宽度，同时刮勾厚度与刚性关系，工装整体采用分组式设计，将刮勾的宽度设计为0.15mm、0.25mm和0.35mmm；
[0009]手柄2为方便实用采用木质结构，且表面增加网格纹滚花，刮勾1与手柄2连接方式为粘结，保证牢固。
[0010]所述的刮勾1采用工具钢材料，刮勾1正面设计一个倒勾，用以取出残留多余物，背面设计锯齿结构，用于当多余物不易取出时破坏多余物结构，从而方便取出。
[0011]将控制方法由消除多余物改为控制产生多余物的尺寸，使多余物无法进入缝隙中，再配以专用工装，帮助清除残余的少量多余物
[0012]本专利技术涉及一项航空发动机运行问题，航空发动机进气机匣前段为焊接成型零件，其主体为环形筒状零件，壁厚极薄，完成机械加工后需要在其外壁上焊接多处实心菱形安装座，焊缝位于安装座外围一周，焊后由于进气机匣前段零件外壁受热变形收缩，导致安装座中心位置处，进气机匣前段外壁与安装座内表面并未贴实，存在缝隙，该零件后续工序中需要在安装座中心位置钻径向通孔，钻孔产生的铁屑长进入上述缝隙中，在发动机运行使用中随着震动受力等因素，铁屑会从缝隙中脱离进入发动机流道中，打伤支板甚至是压
气机叶片。
[0013]本专利技术的优点：
[0014]本专利技术所述的控制航空发动机进气机匣前段焊接缝隙多余物的方法，大幅提高了航空发动机进气机匣前段的加工质量，完全消除了焊接缝隙中的多余物，自从应用本专利技术至今，未出现装配及试车后在该位置发现多余物的情况。可完全杜绝因进气机匣前段焊接缝隙多余物而造成的相关损失。可将航空发动机进气机匣前段焊接缝隙多余物问题发生概率降低到0％，有效预防了衍生问题的发生，若问题发生，最严重情况下单台发动机损失将超过六十万元，本次专利技术的方法解决了之前从未解决的问题。
附图说明
[0015]下面结合附图及实施方式对本专利技术作进一步详细的说明：
[0016]图1为进气机匣前段结构示意图；
[0017]图2为进气机匣前段焊接缝隙多余物清除工具结构主视图；
[0018]图3为进气机匣前段焊接缝隙多余物清除工具结构俯视图。
具体实施方式
[0019]本专利技术提供了一种控制航空发动机进气机匣前段焊接缝隙多余物的方法，其特征在于：
[0020]缝隙宽度确认，收集确定零件完成焊接后的缝隙宽度，收集生产现场20件零件的数据，确定零件焊接后，缝隙宽度在0.02mm
‑
0.5mm之间，因此当加工产生的多余物,具体为铁屑,厚度大于0.5mm时，达到预期效果。
[0021]加工方法，采取螺旋铣的先进加工方法保证尺寸精度，同时通过调整螺旋铣加工参数，即可控制产生的多余物厚度。
[0022]加工参数确认方案，螺旋铣加工方案中，产生的多余物厚度与加工刀具每圈进深量有直接关系，每圈进深量达到1.33mm时，产生的多余物厚度为0.66mm，降低多余物进入缝隙的几率，经现场验证，可降低90％以上。
[0023]工装采用分体结构，由刮勾和手柄两部分构成，刮勾1和手柄2，因缝隙较窄，刮勾厚度不超过缝隙宽度，同时刮勾厚度与刚性关系，工装整体采用分组式设计，将刮勾的宽度设计为0.15mm、0.25mm和0.35mmm；
[0024]手柄2为方便实用采用木质结构，且表面增加网格纹滚花，刮勾1与手柄2连接方式为粘结，保证牢固。
[0025]所述的刮勾1采用工具钢材料，刮勾1正面设计一个倒勾，用以取出残留多余物，背面设计锯齿结构，用于当多余物不易取出时破坏多余物结构，从而方便取出。
[0026]将控制方法由消除多余物改为控制产生多余物的尺寸，使多余物无法进入缝隙中，再配以专用工装，帮助清除残余的少量多余物
[0027]本专利技术涉及一项航空发动机运行问题，航空发动机进气机匣前段为焊接成型零件，其主体为环形筒状零件，壁厚极薄，完成机械加工后需要在其外壁上焊接多处实心菱形安装座，焊缝位于安装座外围一周，焊后由于进气机匣前段零件外壁受热变形收缩，导致安装座中心位置处，进气机匣前段外壁与安装座内表面并未贴实，存在缝隙，该零件后续工序
中需要在安装座中心位置钻径向通孔，钻孔产生的铁屑长进入上述缝隙中，在发动机运行使用中随着震动受力等因素，铁屑会从缝隙中脱离进入发动机流道中，打伤支板甚至是压气机叶片。
[0028]本专利技术未尽事宜为公知技术。
[0029]上述实施例只为说明本专利技术的技术构思及特点，其目的在于让熟悉此项技术的人士能够了解本专利技术的内容并据以实施，并不能以此限制本专利技术的保护范围。凡根据本专利技术精神实质所作的等效变化或修饰，都应涵盖在本专利技术的保护范围之内。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种控制航空发动机进气机匣前段焊接缝隙多余物的方法，其特征在于：缝隙宽度确认，收集确定零件完成焊接后的缝隙宽度，收集生产现场20件零件的数据，确定零件焊接后，缝隙宽度在0.02mm
‑
0.5mm之间，因此当加工产生的多余物,具体为铁屑,厚度大于0.5mm时，达到预期效果；加工方法，采取螺旋铣的先进加工方法保证尺寸精度，同时通过调整螺旋铣加工参数，即可控制产生的多余物厚度；加工参数确认方案，螺旋铣加工方案中，产生的多余物厚度与加工刀具每圈进深量有直接关系，每圈进深量达到1.33mm时，产生的多余物厚度为0.66mm。2.根据权利要求1所述的控制航空发动机进气机匣前...

【专利技术属性】
技术研发人员：牛存可，苗鸿志，张庆贵，窦远，尹佳美，
申请(专利权)人：中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：