1.一种航空发动机涡流器加工方法，其特征在于，所述涡流器为高温合金材料GH625制成，为薄壁零件，最小壁厚为1.02mm，包括一个底座部和一个圆筒部，所述圆筒部侧壁均布有6个φ2.79±0.05的第一小孔，所述底座部上均布有12个φ2.54±0.05的第二小孔，所述底座部与所述圆筒部的结合部均布有12个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为斜孔，且三组孔系之间相互有位置度要求。所述加工方法包括如下步骤：
首先将原料棒材的第二端夹持在车铣复合加工机床的爪夹上，对与所述第二端相对的原料棒材的第一端进行加工，对第一端加工出所述底座部的基本结构。
然后，利用车铣复合加工机床的第二主轴夹紧所述底座部，加工出所述圆筒部的结构，
之后，利用直径为φ2的铣刀通过螺旋进给的铣削方式直接加工所述第一小孔至所要求的尺寸精度；并接着利用所述铣刀通过螺旋进给的铣削方式对所述第二小孔和所述第三小孔进行粗加工；
最后，利用钻头对所述第二小孔和所述第三小孔进行钻削加工至所要求的尺寸精度，完成对所述涡流器的加工。
2.如权利要求1所述的加工方法，其特征在于，所述铣刀的直径与所述第一小孔、所述第二小孔和所述第三小孔的直径的比值在71％-79％之间，所述铣刀的圆周刃前角和圆周刃后角均为10°，所述铣刀的圆周刃第二后角为20°，所述铣刀的螺旋角为45°。