航空发动机机匣内腔加工工艺制造技术

本发明专利技术涉及机械加工技术领域，公开一种航空发动机机匣内腔加工工艺，机匣内腔包括多处凸台，各凸台上均开设环槽，位于机匣开口端处的凸台及部分位于内腔深处的凸台上在环槽背面设贯通凸台的竖向孔，竖向孔一部分与环槽重合；部分凸台上在环槽背面设与环槽贯通的斜孔，所述斜孔具有一部分在机匣内腔边缘处；部分凸台上在环槽背面设与环槽贯通的通孔，通孔直径小于环槽槽宽；竖向孔、斜孔和通孔均采用数控加工，位于机匣开口端处的竖向孔加工采用的钻刀钻头做群钻处理，通孔加工采用的钻刀钻头做群钻和双刃带处理，斜孔和其余竖向孔的加工采用的钻刀钻头设置内冷孔并做群钻和双刃带处理。本工艺方法能保证各孔尺寸加工合格，节约人力并提升效率。节约人力并提升效率。节约人力并提升效率。

【技术实现步骤摘要】
航空发动机机匣内腔加工工艺


[0001]本专利技术涉及薄壁零件加工
，具体地，涉及一种航空发动机机匣内腔加工工艺。

技术介绍

[0002]航空发动机零部件中有较多零件需要在环槽内钻孔和铣槽，起到通气或定位外环与叶片作用，如涡轮机匣、动力涡轮机匣、低压涡轮机匣等零件。
[0003]以某机型涡轮机匣为例，如说明书附图1所示，其材料为GH2132，零件为环形件，大端直径φ674.8，小端为φ605.5，总长221.8mm，平均壁厚约2.8mm，是典型的薄壁件。零件内腔共有7处凸台，凸台上均设环槽，每处槽内或附近都有小孔，共计411处；且有6层凸台上分布有3组榫槽(每组榫槽分布在相邻的两层凸台上)，每层凸台上的榫槽有23～27个，榫槽为宽为18～25mm,深约2～6mm的斜槽，榫槽的加工为上下两层凸台上的一对榫槽一刀加工。
[0004]总体来说，机匣因空间尺寸较多，加工和检验过程都较为繁琐。
[0005]图1中，机匣小端安装边共92处φ5.5孔和小端第2层46处φ3的孔下半圈都为半边孔(即孔有与环槽重合的部分)；且小端第3层和第5层共104处φ3孔其1/4圈在零件壁面边缘处，第4层和第6层77处φ2.6孔都在机匣深处。目前，环槽内所有小孔尺寸(411处)都在普通钻床上加工，操作者劳动强度大，加工效率低；且零件工艺路线冗长繁琐，导致加工周期长生产紧张。此外，由于钻工为人为手工完成的工序，极易造成钻错孔、钻偏孔、多钻孔等人为低级性错误；这几年来这类质量问题也频繁发生，错加工情况居高不下。公开号为CN110497152A的专利公开一种机匣深孔加工方法及其应用，该技术方案中，针对机匣上的深孔加工仍是普通钻床加工，无法从根本上解决上述问题。
[0006]榫槽如图2所示，榫槽需使用角度头加工，因材料难加工，刀具易磨损，每次换刀需搬角度头在对刀仪上进行对刀，角度头笨重不好携带，导致花费大量时间对刀，后根据尺寸公差大(尺寸公差小不适用)特点改进为游标卡尺测量长度对刀，但存在测量对刀失误等质量问题。
[0007]3组榫槽自机匣小端至大端依次分为S1组、S2组和S3组，程序分粗精加工，粗加工第S3组27处均布榫槽后，再加工S2组和S1组。粗加工完所有榫槽后，再进行精加工，榫槽粗加工过程中去除了大部分余量，切削力较大，导致变径套易变形。由于粗加工刀具磨损，需更换刀具进行精加工，更换刀具时操作者未能发现变径套已变形，直接换刀后用深度尺测量刀具悬长，由于深度尺测在变形的变径套上，无法准确测出刀尖至变径套端面的距离，造成刀具实际悬长较测量出的值大(见说明书附图3)。榫槽底部由刀尖铣削加工，刀尖位置是通过测量刀具悬长值，并输入机床进行补偿后确定，从而保证榫槽底部至中心距离，如测量刀具悬长值偏小，会导致S3组榫槽底部过切，底面至中心尺寸超差。同时每排榫槽精加工为同一段程序，每段程序均在整圈榫槽加工完后停止，加工完每排第一处榫槽后不能测量尺寸，未能及时发现刀具悬长值测量不正确，导致整圈槽深超差。

技术实现思路

[0008]本专利技术要解决的技术问题在于克服现有技术的缺陷，提供一种能提升航空发动机机匣内腔各类孔和榫槽加工精度和加工效率的加工工艺。
[0009]本专利技术的目的通过以下技术方案实现：
[0010]一种航空发动机机匣内腔加工工艺，机匣内腔包括多处凸台，各凸台上均开设环槽，位于机匣开口端处的凸台及部分位于内腔深处的凸台上在环槽背面设贯通凸台的竖向孔，所述竖向孔一部分与环槽重合；部分凸台上在环槽背面设与环槽贯通的斜孔，所述斜孔具有一部分在机匣内腔边缘处；部分凸台上在环槽背面设与环槽贯通的通孔，所述通孔直径小于环槽槽宽；机匣内腔从上至下连续多个凸台上开设有榫槽，榫槽以每两层相邻凸台为一组进行加工，所述竖向孔、斜孔和通孔均采用数控加工，位于机匣开口端处的竖向孔加工采用的钻刀钻头做群钻处理，所述通孔加工采用的钻刀钻头做群钻和双刃带处理，所述斜孔和其余竖向孔的加工采用的钻刀钻头设置内冷孔并做群钻和双刃带处理。
[0011]进一步地，所述钻头材料为超微粒硬质合金搭配纳米级TiALN涂层。
[0012]进一步地，加工位于机匣内腔深处的通孔所用的钻刀为整体式结构，钻刀颈部直径加粗，钻头钻尖角为140
°
。
[0013]进一步地，具有内冷孔的钻头上所述内冷孔数量为1～2个。
[0014]进一步地，加工所述竖向孔、斜孔和通孔的工序顺序为：先加工内腔深处的通孔，再加工位于机匣开口端处的竖向孔，再加工其余竖向孔，再加工斜孔，最后加工靠近机匣开口端的通孔。
[0015]进一步地，加工所述斜孔和通孔的钻刀总长不小于80mm，悬长为50～53mm，加工线速度为20～25m/s，进给为40
‑
50mm/r。
[0016]进一步地，加工位于内腔深处竖向孔所用的钻刀总长不小于80mm，悬长为56～58mm，加工线速度为20～25m/s，进给为40
‑
50mm/r。
[0017]进一步地，所述钻刀的加工寿命设计为每把刀具加工至少2件机匣。
[0018]进一步地，榫槽加工的对刀方式为：在装夹机匣的夹具上增加对刀位置，在夹具上固定对刀坐标值，使用对刀块对刀。
[0019]进一步地，针对斜孔与环槽相贯通处的毛刺，设计去毛刺工装，所述去毛刺工装包括与打磨风枪连接的接头及设置在接头上的打磨杆，所述打磨杆末端开设用于夹设打磨材料的槽，去毛刺工装由打磨风枪控制接头进行旋转。
[0020]与现有技术相比，本专利技术具有以下有益效果：
[0021]机匣内腔各孔由传统普通钻工转数控加工，数控加工合并了多重传统工序，缩减了工艺路线，大幅节约了加工工时，提升了加工效率；同时通过改进刀具，并优化刀具切削参数，有效解决钻头加工不稳定、钻头飘、刀具刚性差、冷却和排屑效果差等问题，保证各孔尺寸加工的合格性；
[0022]针对榫槽的加工，完善对刀方式，在夹具上对刀位置上方标印，标圆心至对刀面距离L实际值，并对夹具该实际值尺寸进行定检，确保不受夹具磨损影响对刀值，省去了传统每次换刀对刀时需搬角度头在对刀仪上进行对刀的操作，节约了人力，提升了效率。
附图说明
[0023]图1为
技术介绍
及实施例中所述机匣的剖面结构示意图；
[0024]图2为
技术介绍
及实施例中所述榫槽的结构示意图；
[0025]图3为
技术介绍
中关于变径套变形后刀具悬长测量值的示意；
[0026]图4为实施例1中用于加工机匣开口端处竖向孔的钻刀结构示意图；
[0027]图5为实施例1中用于加工斜孔和其余竖向孔的钻刀结构示意图；
[0028]图6为实施例1中用于加工通孔的钻刀结构示意图；
[0029]图7为实施例1中在夹具上完善对刀方式的结构示意图；
[0030]图8为实施例2中所述毛刺打磨工装的结构示意图；
[0031]图9为图8中A
‑
A剖面图。
具体实施方式
[0032本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机机匣内腔加工工艺，机匣内腔包括多处凸台，各凸台上均开设环槽，位于机匣开口端处的凸台及部分位于内腔深处的凸台上在环槽背面设贯通凸台的竖向孔，所述竖向孔一部分与环槽重合；部分凸台上在环槽背面设与环槽贯通的斜孔，所述斜孔具有一部分在机匣内腔边缘处；部分凸台上在环槽背面设与环槽贯通的通孔，所述通孔直径小于环槽槽宽；机匣内腔从上至下连续多个凸台上开设有榫槽，榫槽以每两层相邻凸台为一组进行加工，其特征在于，所述竖向孔、斜孔和通孔均采用数控加工，位于机匣开口端处的竖向孔加工采用的钻刀钻头做群钻处理，所述通孔加工采用的钻刀钻头做群钻和双刃带处理，所述斜孔和其余竖向孔的加工采用的钻刀钻头设置内冷孔并做群钻和双刃带处理。2.根据权利要求1所述的航空发动机机匣内腔加工工艺，其特征在于，所述钻头材料为超微粒硬质合金搭配纳米级TiALN涂层。3.根据权利要求1所述的航空发动机机匣内腔加工工艺，其特征在于，加工位于机匣内腔深处的通孔所用的钻刀为整体式结构，钻刀颈部直径加粗，钻头钻尖角为140
°
。4.根据权利要求1所述的航空发动机机匣内腔加工工艺，其特征在于，具有内冷孔的钻头上所述内冷孔数量为1～2个。5.根据权利要求1所述的航空发动机机匣内腔加工工艺，其特征在于，加工所述竖向孔...

【专利技术属性】
技术研发人员：肖贺华，廖旺，郭坤，蔡凯，邱万林，李延灼，白慧丹，
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：