幅太大，则加工面会不平整，对刀身损伤变大。
[0035]本发明提供的航空发动机用纤维增强型高温复合材料的加工方法，还特指一种对该类材料进行钻孔的方法。本发明针对表面有较大曲度的加工件进行钻孔时，如图2所示的圆筒，在圆筒型工件3上钻孔时，所采取的加工方法是:首先制作与圆筒表面完全贴合的辅助配件4，如图3所示，并将辅助配件4事先钻孔，作为刀具进入孔;然后再将辅助配件4与工件3贴合固定，并将辅助配件4上钻孔的位置与工件3上的钻孔位置相对应;最后从辅助配件4的钻孔处伸进刀具在工件3上进行钻孔。这样的加工方法能够防止工件3在加工过程中劈裂以及因振动、少量位移引起的尺寸偏差。进一步讲，辅助配件4为金属件，这样可以防止钻孔时由于钻力过大造成配件劈裂，或者变形。
[0036]进一步讲，辅助配件4上的孔等于或稍大于工件3上要钻的孔，使得刀具能伸进即可。
[0037]对于辅助配件4与工件3的固定形式，可以采用任何可行的方式，比如采用夹具固定，或者采用销钉连接，或者采用绳子捆绑等措施。
[0038]为了验证本发明在以上几方面的工艺技术，本发明提供了以下实施例。
[0039]实施例一:飞机刹车盘的加工
[0040]在飞机刹车盘的加工之前，1、提前做好特制刀具:选用硬质合金钢作为刀柄材料，刀柄加粗，直径为9mm，约为同规格的普通刀具刀柄粗的1.5倍;熔融刀柄，将刀身没入刀柄，刀身没入刀柄的部分形状为倒梯形，刀身选用人造金刚石材料。2、按照体积比2:1:1将水、甘油和猪油混合成冷却液待用。
[0041]在加工过程中，将刀具、加工件固定好，设置好加工工艺参数进行加工，设定粗、精加工两步骤，都是使用特制刀具，沿与纤维方向成45°的平面进行加工，加工的具体参数为进给量f = 0.02mm/r，切削深度ap = 0.1mm，振幅A = 25μηι。测得工件的加工精度为:误差小于3 Oym ο
[0042]实施例二:密封片的加工
[0043]同实施例一一样，提前做好特制刀具和冷却液，加工中将加工件用夹具固定;加工时先用硬质合金车身进行粗加工，沿与纤维走向成45°的方向进行加工，加工的具体参数为进给量f = 0.02mm/r，切削深度ap = 0.1mm，振幅A = 25μηι;粗加工后，再换用人造金刚石聚晶车身进行精加工，同样采用与纤维走向成45°的面进行加工，加工工艺参数依然为进给量f=0.02mm/r，切削深度ap = 0.1mm，振幅A = 25μηι。
[0044]实施例三:圆筒型加工件钻孔
[0045]刀具和冷却液的准备同实施例一一样。此件是要在圆筒上一侧钻孔，则需首先加工出与图2所示圆筒型工件3相配合的一个金属材质的半圆形辅助配件4，然后在辅助配件4上加工出给定尺寸的圆孔，此圆孔等于或稍大于工件3上要钻的孔即可，使得刀具能伸进即可。备注:在加工金属配件和钻孔时无需使用特制刀具。然后，将金属材质的半圆形的辅助配件4用夹具固定在圆筒上并贴合，使得辅助配件4上的钻孔与工件3上的钻孔位置相重合。最后，采用电镀金刚石钻头进行钻孔，钻孔中浇入本发明特制的冷却液，设置加工的具体参数为进给量f = 0.0 lmm/r，切削深度ap = 0.2mm，振幅A = 2 Oym。
[0046]图3所示只是在预钻孔圆筒的一侧加工孔，所以只需要半圆形的辅助配件4就可以了。当然加工整圆形辅助配件也是可以的，只是这样耗材会增多，且因为需要非常地贴合，整圆的箍可能不容易从一头套上去，取下来也不方面，摩擦力很强。半圆的一边贴合，另一边采用合箍式的拧紧方式，不论安装还是取下都更方便。
[0047]如果想在圆筒的两侧都加工钻孔(比如径向通孔)，则可以使用两个半圆形的辅助配件4，然后将两个半圆形的配件扣合到加工件上，再加工两侧的孔。
[0048]本发明仅是从特定的几方面提供了一种纤维增强型高温复合材料的加工方法，一是提供了一种专门针对这类材料的冷却液，因为该类材料具有高强高模，且增强体纤维与基体性能差距大，加工粉尘较多等特点，所以采用这种冷却液会既有很好的润滑性又能够有效吸收加工时产生的粉尘，同时还绿色环保。二是独立设计制作了刀具，与普通刀具相比，该刀柄更粗，这样可以提高刀具的抗振动性，其他尺寸根据样品形状和尺寸设计，提高加工精度。在刀身的材质选择上，我们选用两种材质，一种是硬质合金，主要用来进行粗加工，另一种是人造金刚石聚晶车刀，主要用于对试样进行精加工，降低表面粗糙度。三是本发明针对采用三维结构进行编织的纤维增强型复合材料，采用与纤维方向成45°角的方向的面进行加工，这样可以取得最好的加工效果。四是本发明针对圆筒型加工件的钻孔，制定了专门的辅助配件，能够保证钻孔过程中加工对象位置稳定，从而保证孔径尺寸精确。
[0049]以上所述，仅为本发明较佳的【具体实施方式】，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
【主权项】
1.一种航空发动机用纤维增强型高温复合材料的加工方法，其特征在于，在加工中使用一种冷却液，所述冷却液为水、甘油、动物油的混合液，体积比为8-10:4-5:4-5。2.根据权利要求1所述的航空发动机用纤维增强型高温复合材料的加工方法，其特征在于，所述动物油为猪油。3.根据权利要求1所述的航空发动机用纤维增强型高温复合材料的加工方法，其特征在于，所述水、甘油、动物油的体积比为2:1:1。4.根据权利要求1或2或3所述的航空发动机用纤维增强型高温复合材料的加工方法，其特征在于，所述冷却液的配制方法是: 首先在室温下将体积比为3.2-5:1的水和甘油混合，成为混合液一，以及将体积比为0.8-1.25:2的甘油和动物油混合，成为混合液二 ； 然后以相同体积的甘油为基准，将所述混合液一和混合液二混合均匀即获得所述冷却液。5.根据权利要求1所述的航空发动机用纤维增强型高温复合材料的加工方法，其特征在于，还包括使用一种刀具，所述刀具包括刀柄和刀身，所述刀柄采用硬质合金钢，所述刀柄直径为普通刀柄直径的1.5-5倍;所述刀身采用熔融刀柄的方式没入所述刀柄，所述刀身没入刀柄部分的形状为倒梯形。6.根据权利要求5所述的航空发动机用纤维增强型高温复合材料的加工方法，其特征在于，所述刀具在切削时，沿与所述纤维增强型高温复合材料的纤维方向成45°的平面进行切削加工。7.根据权利要求5所述的航空发动机用纤维增强型高温复合材料的加工方法，其特征在于，所述刀具的加工参数为:进给量f =(0.01-0.04)1]11]1/1';切削深度3口=(0.05-0.2)1]11]1;振幅 A = 15-30μηι。8.根据权利要求7所述的航空发动机用纤维增强型高温复合材料的加工方法，其特征在于，所述刀具的加工参数为:进给量f = 0.02mm/r ；切削深度ap = 0.1mm ；振幅A = 25μηι。9.根据权利要I或5所述的航空发动机用纤维增强型高温复合材料的加工方法，其特征在于，还包括对所述纤维增强型高温复合材料的工件的曲度表面进行钻孔的方法: 首先制作与工件的曲度表面完全贴合的辅助配件，并将所述辅助配件事先钻孔，作为刀具进入孔； 然后将所述辅助配件与所述工件贴合固定，并将所述辅助配件上钻孔的位置与所述工件上的钻孔位置相对应； 最后从所述辅助配件的钻孔处伸进刀具在工件上进行钻孔。10.根据权利要9所述的航空发动机用纤维增强型高温复合材料的加工方法，其特征在于，所述辅助配件上的孔直径等于或稍大于所述工件上要钻的孔。
【专利摘要】本发明提供一种航空发动机用纤维增强型高温复合材料的加工方法，针对加工时经常出现撕裂、劈裂、分层、起毛以及尺寸不稳定等缺陷，提出在加工中使用一种冷却液，为水、甘油、动物油的混合液，体积比为8-10:4-5:4-5，既有很好的润滑性又能够吸收加工时产生的粉尘，同时还绿色环保。还使用一种刀具，刀柄直径比普通粗，刀具在切削时沿与纤维增强型高温复合材料的纤维方向成45°的平面进行切削加工，可有效提高的车刀的抗震性。另外，对表面有较大曲度的加工件进行钻孔时，制作与曲面完全贴合的配件，钻具从配件孔中穿过，这样能够防止加工件在加工过程中因震动，少量位移引起的尺寸偏差。
【IPC分类】B23B51/00, B23Q11/10, B23B35/00
【公开号】CN105538033
【申请号】CN201610084216
【发明人】罗瑞盈, 侯振华
【申请人】北京航空航天大学
【公开日】2016年5月4日
【申请日】2016年2月14日