一种航空发动机锻造钛合金环段类零件变形控制方法技术

本发明专利技术公开了一种航空发动机锻造钛合金环段类零件变形控制方法，步骤如下：步骤一，半精车，采用自动分层数控方式对环段类零件进行半精车，固化零件切削参数，包括：转速40r/s～60r/s，进给量F0.1mm/r～F0.2mm/r，半精车余量1mm～2mm；步骤二，预切断，将环段类零件≥80％截面切断，仅保留环段类零件的内壁相连；所述航空发动机锻造钛合金环段类零件变形控制方法通过预切断、低应力切削、多点限位等方法，提前释放应力和减少应力产生，控制航空发动机锻造钛合金环段类零件变形，缩短生产周期，减少零件返修成本。零件返修成本。零件返修成本。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机锻造钛合金环段类零件变形控制方法


[0001]本专利技术涉及环段类零件切断变形控制
，特别提供了一种航空发动机锻造钛合金环段类零件变形控制方法。

技术介绍

[0002]某航空发动机锻造钛合金环段类零件精尺寸加工完成后切割，由于切割后内部应力重新平衡，导致零件存在不规则变形，与叶片装配时发生卡死现象。
[0003]人们迫切希望获得一种技术效果优良的航空发动机锻造钛合金环段类零件变形控制方法。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的是提供一种技术效果优良的航空发动机锻造钛合金环段类零件变形控制方法，控制零件变形，缩短生产周期。
[0005]本专利技术提供了一种航空发动机锻造钛合金环段类零件变形控制方法，所述航空发动机锻造钛合金环段类零件变形控制方法步骤如下：
[0006]所述航空发动机锻造钛合金环段类零件变形控制方法步骤如下：
[0007]步骤一，半精车，采用自动分层数控方式对环段类零件进行半精车，固化零件切削参数，包括：转速40r/s～60r/s，零件直径大于500mm转速取小值，反之取大值，进给量F0.1mm/r～F0.2mm/r，半精车余量1mm～2mm；
[0008]步骤二，预切断，将环段类零件≥80％截面切断，根据零件结构切断，越大越好，仅保留环段类零件的内壁相连；既释放了大部分内应力，又避免了全切断产生的归圆困难和车削振动问题
[0009]步骤三，夹具限位，通过多点限位夹具对环段类零件进行限位，其中，内圆采用精止口定位，端面采用环形压盖压紧，内圆采用涨块辅助支撑；普通夹具一般为压板点接触压紧且无涨紧机构，本夹具将环段类零件与夹具的接触面积增大，既避免了装夹应力集中，又增强了工艺系统刚性，为零件精加工创造稳定的装夹状态，进而降低零件弹性变形。压紧变形量由0.01mm～0.06mm降低至0.01mm。
[0010]步骤四，精加工，采用自动分层数控方式对环段类零件进行精车，固化零件切削参数，包括：转速40r/s～60r/s，零件直径大于500mm，转速取小值，反之取大值，进给量F0.1mm/r～F0.2mm/r，实现低应力切削，减少应力产生。
[0011]所述步骤二中预切断的切缝宽度为0.18mm～0.2mm，切缝两端无台阶。由于未完全切断，切缝左右端面还有连接，避免了完全切断在装夹后切缝左右端面的台阶。
[0012]采用所述航空发动机锻造钛合金环段类零件变形控制方法，某级风扇静子内环零件切断后自由状态端面平面度小于0.025mm，轮廓度小于0.05mm。交付零件装配返修周期由7天减少到0，节约返修成本。
[0013]所述航空发动机锻造钛合金环段类零件变形控制方法通过预切断、低应力切削、
多点限位等方法，提前释放应力和减少应力产生，控制航空发动机锻造钛合金环段类零件变形，缩短生产周期，减少零件返修成本。
附图说明
[0014]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：
[0015]图1为夹具限位装夹俯视图；
[0016]图2为夹具限位装夹主视图；
[0017]图3为预切断主视图；
[0018]图4为预切断俯视图；
[0019]图5为为低应力分层加工刀路示意图。
具体实施方式
[0020]实施例1
[0021]所述航空发动机锻造钛合金环段类零件变形控制方法步骤如下：
[0022]步骤一，半精车，采用自动分层数控方式对环段类零件1进行半精车，固化零件切削参数，包括：转速40r/s～60r/s，零件直径大于500mm转速取小值，反之取大值，进给量F0.1mm/r～F0.2mm/r，半精车余量1mm～2mm；
[0023]步骤二，预切断，将环段类零件1≥80％截面切断，根据零件结构切断，越大越好，仅保留环段类零件1的内壁相连；既释放了大部分内应力，又避免了全切断产生的归圆困难和车削振动问题
[0024]步骤三，夹具限位，通过多点限位夹具对环段类零件1进行限位，其中，内圆采用精止口定位，端面采用环形压盖压紧，内圆采用涨块辅助支撑；普通夹具一般为压板点接触压紧且无涨紧机构，本夹具将环段类零件1与夹具的接触面积增大，既避免了装夹应力集中，又增强了工艺系统刚性，为零件精加工创造稳定的装夹状态，进而降低零件弹性变形。压紧变形量由0.01mm～0.06mm降低至0.01mm。
[0025]步骤四，精加工，采用自动分层数控方式对环段类零件1进行精车，固化零件切削参数，包括：转速40r/s～60r/s，零件直径大于500mm，转速取小值，反之取大值，进给量F0.1mm/r～F0.2mm/r，实现低应力切削，减少应力产生。
[0026]所述步骤二中预切断的切缝宽度为0.18mm～0.2mm，切缝两端无台阶。由于未完全切断，切缝左右端面还有连接，避免了完全切断在装夹后切缝左右端面的台阶。
[0027]采用所述航空发动机锻造钛合金环段类零件变形控制方法，某级风扇静子内环零件切断后自由状态端面平面度小于0.025mm，轮廓度小于0.05mm。交付零件装配返修周期由7天减少到0，节约返修成本。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机锻造钛合金环段类零件变形控制方法，其特征在于：所述航空发动机锻造钛合金环段类零件变形控制方法步骤如下：步骤一，半精车，采用自动分层数控方式对环段类零件(1)进行半精车，固化零件切削参数，包括：转速40r/s～60r/s，进给量F0.1mm/r～F0.2mm/r，半精车余量1mm～2mm；步骤二，预切断，将环段类零件(1)≥80％截面切断，仅保留环段类零件(1)的内壁相连；步骤三，夹具限位，通过多点限位...

【专利技术属性】
技术研发人员：张启帆，盛永刚，赵天杨，张晓婷，姜珊，
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
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