一種航空發動機渦流器加工方法與流程

本發明涉及航空發動機技術領域，特別涉及一種對具有多組斜孔結構的薄壁航空發動機渦流器零件的加工方法。

背景技術：

圖1為一種航空發動機渦流器的結構示意圖，圖2為圖1的渦流器的局部剖視結構示意圖，圖3為圖1的渦流器的另一個局部剖視結構示意圖；參見圖1-3所示，該渦流器1為高溫合金材料GH625制成，其為薄壁零件，最小壁厚為1.02mm，其包括一個底座部11和一個圓筒部12，所述圓筒部12側壁均布有6個φ2.79±0.05的第一小孔13，所述底座部11上均布有12個φ2.54±0.05的第二小孔14，所述底座部11與所述圓筒部12的結合部均布有12個φ2.79±0.05的第三小孔15，所述第一小孔13、所述第二小孔14和所述第三小孔15均為斜孔，且三組孔系之間相互有位置度要求。

在加工所述渦流器1時，常規工藝流程是車、鉆、磨、鉗、研磨、拋光等多道工序加工而成，因零件壁薄，多次裝夾后零件的尺寸和技術條件難以保證，極易使零件報廢。零件的工序數量多，需要大量的工裝和設備，多工序導致加工成本的提高，多設備導致零件等待和計量的時間長。

隨著復合加工中心機床的應用，一次裝夾就可完成零件的全部加工，避免零件變形以至技術條件和尺寸超差。

但由于所述渦流器1為薄壁零件，且小孔數量多，位置復雜，常規的加工方法為先用埋鉆埋出平臺然后再以鉆孔方式加工到位，此種加工方法一方面加工效率低，另一方面對鉆頭消耗很大，一個鉆頭通常只能加工3-5個零件。

技術實現要素：

本發明要解決的技術問題是提供一種航空發動機渦流器加工方法，以減少或避免前面所提到的問題。

為解決上述技術問題，本發明提出了一種航空發動機渦流器加工方法，所述渦流器為高溫合金材料GH625制成，為薄壁零件，最小壁厚為1.02mm，包括一個底座部和一個圓筒部，所述圓筒部側壁均布有6個φ2.79±0.05的第一小孔，所述底座部上均布有12個φ2.54±0.05的第二小孔，所述底座部與所述圓筒部的結合部均布有12個φ2.79±0.05的第三小孔，所述第一小孔、所述第二小孔和所述第三小孔均為斜孔，且三組孔系之間相互有位置度要求。所述加工方法包括如下步驟：

首先將原料棒材的第二端夾持在車銑復合加工機床的爪夾上，對與所述第二端相對的原料棒材的第一端進行加工，對第一端加工出所述底座部的基本結構。

然后，利用車銑復合加工機床的第二主軸夾緊所述底座部，加工出所述圓筒部的結構，

之后，利用直徑為φ2的銑刀通過螺旋進給的銑削方式直接加工所述第一小孔至所要求的尺寸精度；并接著利用所述銑刀通過螺旋進給的銑削方式對所述第二小孔和所述第三小孔進行粗加工；

最后，利用鉆頭對所述第二小孔和所述第三小孔進行鉆削加工至所要求的尺寸精度，完成對所述渦流器的加工。

優選地，所述銑刀的直徑與所述第一小孔、所述第二小孔和所述第三小孔的直徑的比值在71％-79％之間，所述銑刀的圓周刃前角和圓周刃后角均為10°，所述銑刀的圓周刃第二后角為20°，所述銑刀的螺旋角為45°。

本發明所提供的一種航空發動機渦流器加工方法，通過銑削為主，鉆削為輔的方式對薄壁零件上的小直徑斜孔進行加工，大大提高了生產效率，提升了刀具的使用壽命，并提高了產品合格率。運用高溫合金螺旋銑與鉆工結合技術，使刀具加工高溫合金斜孔斷裂頻次由1把刀加工3-5個斜孔提升到1把刀加工渦流器的零件數量超過50個，且鉆頭的加工壽命也大大提升，每個鉆頭可加工超過100個零件。使用螺旋銑孔，還可以大大減少薄壁件的變形。

附圖說明

以下附圖僅旨在于對本發明做示意性說明和解釋，并不限定本發明的范圍。其中，

圖1為一種航空發動機渦流器的結構示意圖；

圖2為圖1的渦流器的局部剖視結構示意圖；

圖3為圖1的渦流器的另一個局部剖視結構示意圖；

圖4為根據本發明的一個具體實施例的銑刀的結構示意圖；

圖5為圖4中A-A剖視結構示意圖；

圖6為圖4的銑刀的圓周刃的部分剖面結構示意圖。

具體實施方式

為了對本發明的技術特征、目的和效果有更加清楚的理解，現對照附圖說明本發明的具體實施方式。其中，相同的部件采用相同的標號。

正如背景技術部分所述，本發明涉及加工方法用于對具有多組斜孔結構的薄壁航空發動機渦流器零件的加工，由于現有技術采用的加工工藝在加工這種類型的零件的斜孔時特別容易斷刀，損耗刀具嚴重，因此生產效率低，零件廢品率很高，基本上無法應用于大批量生產，因而本發明提供了一種改進的加工方法。

具體來說，本發明提出的改進的加工方法特別適用于圖1所示類型的航空發動機渦流器的斜孔進行加工。

圖1為一種航空發動機渦流器的結構示意圖，圖2為圖1的渦流器的局部剖視結構示意圖，圖3為圖1的渦流器的另一個局部剖視結構示意圖；參見圖1-3所示，該渦流器1為高溫合金材料GH625制成，其為薄壁零件，最小壁厚為1.02mm，其包括一個底座部11和一個圓筒部12，所述圓筒部12側壁均布有6個φ2.79±0.05的第一小孔13，所述底座部11上均布有12個φ2.54±0.05的第二小孔14，所述底座部11與所述圓筒部12的結合部均布有12個φ2.79±0.05的第三小孔15，所述第一小孔13、所述第二小孔14和所述第三小孔15均為斜孔，且三組孔系之間相互有位置度要求。

基于本發明需要加工的零件的特點，本發明提供了一種改進的加工方法，配合這種改進的加工方法還額外提供了一種改進結構的加工刀具。

本發明改進的加工方法利用的主要加工設備為現有普遍采用的車銑復合加工機床，例如瑞士寶美的七軸車銑復合加工中心或海力特的車銑復合加工中心的車銑復合加工機床，其基本結構和原理為公知技術，本領域技術人員可以從互聯網或公知公用的設備說明或現有技術手冊獲得，在此不再一一贅述。

下面參照圖1的航空發動機渦流器的結構詳細說明本發明的加工方法的步驟流程，具體說明如下：

首先將原料棒材的第二端夾持在車銑復合加工機床的爪夾上，對與所述第二端相對的原料棒材的第一端進行加工。應當指出的是，初始狀態的原料棒材兩端其實是完全相同的，開始的時候可以夾持任意一端。說明書中定義第一端和第二端僅僅是用于明確加工的各個部位的位置關系，避免混淆，當加工完成之后，原料棒材已經變成了零件半成品，此時的第一端則變成了零件半成品的型面，因此本領域技術人員應當了解，所謂的第一端和第二端僅僅是用于指示方向位置關系的術語。

對第一端的加工可以包含很多步驟，例如外圓加工，鉆孔，擴孔，鏜內錐面等等，當然，這些加工都是利用現有工藝進行加工，本發明的關鍵點還是在于本發明特別需要解決的對于多個斜孔的加工工藝的改進，即，總體而言，對第一端的加工需要粗加工出所述底座部11的基本結構。

然后，利用車銑復合加工機床的第二主軸夾緊所述底座部11，加工出所述圓筒部12的結構，

之后，利用直徑為φ2的銑刀2通過螺旋進給的銑削方式直接加工所述第一小孔13至所要求的尺寸精度；并接著利用所述銑刀2通過螺旋進給的銑削方式對所述第二小孔14和所述第三小孔15進行粗加工；

最后，利用鉆頭對所述第二小孔14和所述第三小孔15進行鉆削加工至所要求的尺寸精度，完成對所述渦流器1的加工。

發明人通過實踐發現，第一小孔13采用螺旋銑可大大避免圓筒部12的變形。利用φ2的銑刀2通過螺旋銑削的方式對所述第一小孔13、所述第二小孔14和所述第三小孔15進行加工，可大大提高生產效率，提升刀具的使用壽命，并提高產品合格率。

下面進一步詳細說明用于本發明的加工方法的一種優選的改進結構的銑刀的結構。如圖4-6所示，其中圖4顯示的是根據本發明的一個具體實施例的銑刀的結構示意圖，圖5顯示的圖4中A-A剖視結構示意圖，圖6顯示的是圖4的銑刀的圓周刃的部分剖面結構示意圖。

如圖4-6所示，所述銑刀2的直徑為φ2，也就是所述銑刀2的直徑與待加工的所述第一小孔13、所述第二小孔14和所述第三小孔15的直徑的比值在71％-79％之間，所述銑刀2的圓周刃前角α1和圓周刃后角α2均為10°，所述銑刀2的圓周刃第二后角α3為20°，所述銑刀2的螺旋角為45°。這些參數是發明人經過多次綜合試驗后獲得的能夠使所述銑刀2的加工壽命最大化的經驗數值。

在本發明中，采用上述改進后的刀具來對所述渦流器1這樣的薄壁零件進行所述第一小孔13、所述第二小孔14和所述第三小孔15這樣的小直徑斜孔進行加工，通過銑削為主，鉆削為輔的方式，使得每把所述銑刀2的可加工的所述渦流器1的零件數量超過50個，且鉆頭的加工壽命也大大提升，每個鉆頭可加工超過100個零件。

本發明所提供的一種航空發動機渦流器加工方法，通過銑削為主，鉆削為輔的方式對薄壁零件上的小直徑斜孔進行加工，大大提高了生產效率，提升了刀具的使用壽命，并提高了產品合格率。

本領域技術人員應當理解，雖然本發明是按照多個實施例的方式進行描述的，但是并非每個實施例僅包含一個獨立的技術方案。說明書中如此敘述僅僅是為了清楚起見，本領域技術人員應當將說明書作為一個整體加以理解，并將各實施例中所涉及的技術方案看作是可以相互組合成不同實施例的方式來理解本發明的保護范圍。

以上所述僅為本發明示意性的具體實施方式，并非用以限定本發明的范圍。任何本領域的技術人員，在不脫離本發明的構思和原則的前提下所作的等同變化、修改與結合，均應屬于本發明保護的范圍。