航空发动机机匣端面深窄槽的车削加工方法
【专利摘要】本发明提供了一种航空发动机机匣端面深窄槽的车削加工方法，包括：第一加工步骤，采用刀刃宽度小于预计加工端面深窄槽宽度的槽刀进行第一加工步骤以形成过渡端面深窄槽，过渡端面深窄槽的至少两个相对的槽壁均具有加工余量；第二加工步骤，去除过渡端面深窄槽上的加工余量以形成实际加工端面深窄槽。本发明的车削加工方法使加工完成的端面深窄槽具有更高的加工精度。
【专利说明】航空发动机机匣端面深窄槽的车削加工方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及航空发动机机匣加工【技术领域】，具体而言，涉及一种航空发动机机匣端面深窄槽的车削加工方法。
【背景技术】
[0002]目前，航空发动机中钛合金机匣、高温合金机匣分别应用于压气机部件和涡轮部件，如图1所示，机匣上均有经车削加工形成的环形精密窄槽结构，用于安装静子导向叶片来引导气流的端面深窄槽I。上述端面深窄槽I的加工过程主要是采用刀刃宽度与预计加工端面深窄槽宽度相同的槽刀并且进行一次进刀以形成端面深窄槽I，但是，采用上述方法进行车削加工存在切削力大，排屑难，易打刀的问题，如图2所示，槽刀2加工之后的实际加工端面深窄槽3(图中实线区域)和预计加工端面深窄槽4(图中虚线区域)是不相同的，切槽时不能保证槽刀直线平行进刀导致偏移，且切削液难以进入切削区域，容易产生热变形、弯曲变形，槽宽尺寸以及槽壁到机匣中心的尺寸难以保证。上述情况均会降低加工完成的端面深窄槽I的加工精度。
【发明内容】
[0003]本发明旨在提供一种使加工完成的端面深窄槽具有更高加工精度的航空发动机机匣端面深窄槽的车削加工方法。
[0004]为了实现上述目的，本发明提供了一种航空发动机机匣端面深窄槽的车削加工方法，包括:第一加工步骤，采用刀刃宽度小于预计加工端面深窄槽宽度的槽刀进行第一加工步骤以形成过渡端面深窄槽，过渡端面深窄槽的至少两个相对的槽壁均具有加工余量；第二加工步骤，去除过渡端面深窄槽上的加工余量以形成实际加工端面深窄槽。
[0005]进一步地，第一加工步骤包括:槽刀进行多次进刀，并且在相邻两次进刀之间具有一次退刀。
[0006]进一步地，采用上述刀刃宽度小于预计加工端面深窄槽宽度的槽刀进行第二加工步骤，第二加工步骤包括第三分加工和第四分加工，第三分加工包括去除两个槽壁中的一个槽壁的加工余量，第四分加工包括去除两个槽壁中的另一个槽壁的加工余量。
[0007]进一步地，过渡端面深窄槽的槽底具有加工余量，采用上述刀刃宽度小于预计加工端面深窄槽宽度的槽刀进行第二加工步骤，第二加工步骤包括第三分加工和第四分加工，第三分加工包括去除两个槽壁中的一个槽壁的加工余量以及槽底的分部位置的加工余量，第四分加工包括去除两个槽壁中的另一个槽壁的加工余量以及槽底的剩余位置的加工余量。
[0008]进一步地，第三分加工和第四分加工均包括:槽刀进行多次进刀，并且在相邻两次进刀之间具有一次退刀。
[0009]进一步地，各槽壁的加工余量占预计加工端面深窄槽的宽度的5%至7%。
[0010]进一步地，槽底的加工余量占预计加工端面深窄槽的深度的0.2%至0.5%。[0011]进一步地，在第一加工步骤中，槽刀的每次进刀量占预计加工端面深窄槽的深度的14%至25%，每次退刀量占进刀量的20%至25%。
[0012]进一步地，采用车削加工方法进行加工的航空发动机机匣是由钛合金或镍基高温合金制成。
[0013]进一步地，航空发动机机匣在第一加工步骤时的车削转速比在第二加工步骤时的车削转速慢，槽刀在第一加工步骤时的进刀速度比在第二加工步骤时的进刀速度慢。
[0014]应用本发明的技术方案，由于先进行第一加工步骤以形成过渡端面深窄槽，并且过渡端面深窄槽的两个槽壁均具有加工余量，因此当进行第二加工步骤以将两个槽壁上的加工余量去除时，槽刀所受到的阻力小，导致切削力变小，槽刀更容易沿预定的轨迹进刀，降低了偏移量，并且降低了热变形和弯曲变形，进而使得实际加工端面深窄槽更符合标准。由上述分析可知，本发明的车削加工方法使加工完成的端面深窄槽具有更高的加工精度。
【专利附图】
【附图说明】
[0015]构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中:
[0016]图1示出了现有技术中航空发动机机匣的局部剖视示意图；
[0017]图2示出了图1的航空发动机机匣经槽刀加工之后的局部剖视示意图(未示出槽刀的剖面线)；
[0018]图3示出了根据本发明的航空发动机机匣端面深窄槽的车削加工方法的实施例的流程示意图。
【具体实施方式】
[0019]需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
[0020]如图3所示，本实施例的航空发动机机匣端面深窄槽的车削加工方法包括第一加工步骤和第二加工步骤，采用刀刃宽度小于预计加工端面深窄槽宽度的槽刀进行第一加工步骤以形成过渡端面深窄槽，对过渡端面深窄槽进行第二加工步骤，去除过渡端面深窄槽上的加工余量以形成实际加工端面深窄槽，过渡端面深窄槽的两个槽壁均具有加工余量。
[0021]应用本实施例的航空发动机机匣端面深窄槽的车削加工方法，由于先进行第一加工步骤以形成过渡端面深窄槽，并且过渡端面深窄槽的两个槽壁均具有加工余量，因此当进行第二加工步骤以将两个槽壁上的加工余量去除时，槽刀所受到的阻力小，导致切削力变小，槽刀更容易沿预定的轨迹进刀，降低了偏移量，并且降低了热变形和弯曲变形，进而使得实际加工端面深窄槽更符合标准。由上述分析可知，本实施例的车削加工方法使加工完成的端面深窄槽具有更高的加工精度。此外，之所以要使两个槽壁均具有加工余量，是为了防止在第一加工步骤时，槽刀产生的偏移量导致某个槽壁到航空发动机机匣中心的尺寸不合标准，并且无法弥补。此外，由于预计加工端面深窄槽的槽宽比较窄，因此，选用的槽刀的刀刃宽度也就比较窄，槽刀刃宽度越窄则刚性越差，加工精度越差，由于本实施例的车削加工方法分为两步，经第一加工步骤形成的过渡端面深窄槽留有加工余量，因此，能够通过第二加工步骤来弥补第一加工步骤的缺陷以使加工完成的端面深窄槽具有更高的加工精度。
[0022]在本实施例中，第一加工步骤包括槽刀进行多次进刀，并且在相邻两次进刀之间具有一次退刀。由于相邻两次进刀之间具有一次退刀，因此槽刀受力情况得到改善，保证铁屑能能够顺利排出，降低打刀的风险，延长的槽刀的使用寿命。
[0023]采用本实施例的车削加工方法进行加工的航空发动机机匣是由钛合金或镍基高温合金制成，由于上述两种材料均属于难加工的材料，难加工的材料越容易打刀，加工的精度越不准，采用本实施例的车削加工方法对上述材料的航空发动机机匣进行加工的效果更明显。
[0024]本实施例的车削加工方法所针对的预计加工端面深窄槽的槽度为4到7mm，槽宽为1.5到2mm，“深宽比”是2到4.7。具有上述“深宽比”的预计加工端面深窄槽在实际加工中的精度不高，也就比较难加工，采用本实施例的车削加工方法进行加工的效果更明显。
[0025]在本实施例中，采用上述刀刃宽度小于预计加工端面深窄槽宽度的槽刀进行第二加工步骤，第二加工步骤包括第三分加工和第四分加工，第三分加工包括去除两个槽壁中的一个槽壁的加工余量，第四分加工包括去除两个槽壁中的另一个槽壁的加工余量。采用与第一加工步骤中相同的槽刀进行第二加工步骤，能够避免由于更换槽刀所带来的效率降低，并且在数控机床应用本实施例的车削加工方法时，能够实现加工的连续性。作为可行的实施方式，也可以采用刀刃宽度等于预计加工端面深窄槽宽度的槽刀进行第二加工步骤。
[0026]在本实施例中，过渡端面深窄槽的槽底具有加工余量，采用上述刀刃宽度小于预计加工端面深窄槽宽度的槽刀进行第二加工步骤，第三分加工包括去除两个槽壁中的一个槽壁的加工余量以及槽底的分部位置的加工余量，第四分加工包括去除两个槽壁中的另一个槽壁的加工余量以及槽底的剩余位置的加工余量。由于槽底具有加工余量，因此，能够防止第二加工步骤时槽底产生接刀痕，降低预计加工端面深窄槽的槽底的表面质量。由于数控机床的精度很高，因此，如果采用刀刃宽度等于预计加工端面深窄槽宽度的槽刀进行第二加工步骤的话，则无需使过渡端面深窄槽的槽底具有加工余量。
[0027]在本实施例中，第三分加工和第四分加工均包括槽刀进行多次进刀，并且在相邻两次进刀之间具有一次退刀。由于相邻两次进刀之间具有一次退刀，因此槽刀受力情况得到改善，保证铁屑能能够顺利排出，降低打刀的风险，延长的槽刀的使用寿命，同时有利于切削液进入切削区域，加工出的能获得较好的表面质量。本实施例的车削加工方法采用的是“先车削中间，后车削两边，并且车削时进行多次进退刀”的方法，上述方法的各步骤彼此配合，使得预计加工端面深窄槽具有更高的加工精度。
[0028]通过发明人根据铁屑断屑情况，刀具实际磨损，加工效率等因素对钛合金、高温合金材料制成的航空发动机机匣的车削性能分析，得出在加工端面深窄槽时的最佳切削参数，在本实施例中，各槽壁的加工余量占预计加工端面深窄槽的宽度的5%至7%。之所以采用上述数值范围是因为如果两侧壁余量太少，在进行第二加工步骤时容易让刀，加工精度不易保证，如果余量太多，一方面，在第二加工步骤中的切削力变大，另一方面，在第一加工步骤中的槽刀宽度要求更窄，更易造成打刀，发明人通过多次实验才确定上述数值。优选地，各槽壁的加工余量占预计加工端面深窄槽的宽度的5%，针对预计加工端面深窄槽的宽度为2mm为例，各槽壁的加工余量为0.1mm。
[0029]在本实施例中，槽底的加工余量占预计加工端面深窄槽的深度的0.2%至0.5%,优选地，槽底的加工余量占预计加工端面深窄槽的深度的0.5%。之所以采用上述数值范围是因为如果余量太少，加工时容易让刀，仍可能存在接刀痕，如果余量太多，槽刀底部受力大，槽底和槽壁同时加工会影响槽侧壁的精度，发明人通过多次实验才确定上述数值。针对预计加工端面深窄槽的深度为4mm为例，槽底的加工余量为0.02mm。
[0030]在本实施例中，在第一加工步骤中，槽刀的每次进刀量占预计加工端面深窄槽的深度的14%至25%，每次退刀量占进刀量的20%至25%。之所以采用上述数值范围是因为如果进刀太少，第二加工步骤加工时产生的铁屑不易断屑切效率低，如果进刀太多，切削力变大，减少刀具寿命，易打刀，发明人通过多次实验才确定上述数值。优选地，槽刀的每次进刀量占预计加工端面深窄槽的深度的25%，每次退刀量占进刀量的20%。针对预计加工端面深窄槽的深度为4mm为例,每次退刀量为Imm,每次退刀量为0.2mm。
[0031 ] 在本实施例中，在第三分加工和第四分加工中，槽刀的每次进刀量占预计加工端面深窄槽端面深窄槽的深度的14 %至25 %，每次退刀量占进刀量的20 %至25 %，优选地，槽刀的每次进刀量占预计加工端面深窄槽的深度的25 %，每次退刀量占进刀量的20 %。针对预计加工端面深窄槽的深度为4mm为例，每次退刀量为1mm，每次退刀量为0.2mm。
[0032]在本实施例中，航空发动机机匣在第一加工步骤时的车削转速比在第二加工步骤时的车削转速慢，槽刀在第一加工步骤时的进刀速度比在第二加工步骤时的进刀速度慢。进刀速度进刀速度第一加工步骤时，航空发动机机匣的车削转速为20m/min至35m/min,也可以说，航空发动机机匣的转速为20m/min至35m/min,槽刀的进刀速度为0.01mm/r至0.03mm/r。第二加工步骤时,航空发动机机匣的车削转速为22m/min至40m/min,也可以说，航空发动机机匣的转速为25m/min至40m/min,槽刀的进刀速度为0.04mm/r至0.08mm/r。
[0033]针对镍基高温合金制成航空发动机机匣而言，第一加工步骤时，航空发动机机匣的车削转速为30m/min，槽刀的进刀速度为0.02mm/r ;第二加工步骤时，航空发动机机匣的车削转速为35m/min，槽刀的进刀速度为0.06mm/r。针对铸造高温合金制成航空发动机机匣而言，第一加工步骤时，航空发动机机匣的车削转速为20m/min，槽刀的进刀速度为0.0lmm/r ;第二加工步骤时，航空发动机机匣的车削转速为25m/min，槽刀的进刀速度为
0.04mm/ro针对钛合金制成航空发动机机匣而言，第一加工步骤时，航空发动机机匣的车削转速为35m/min，槽刀的进刀速度为0.03mm/r ;第二加工步骤时，航空发动机机匣的车削转速为40m/min,槽刀的进刀速度为0.08mm/r。
[0034]以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
【权利要求】
1.一种航空发动机机匣端面深窄槽的车削加工方法，其特征在于，包括: 第一加工步骤，采用刀刃宽度小于预计加工端面深窄槽宽度的槽刀进行所述第一加工步骤以形成过渡端面深窄槽，所述过渡端面深窄槽的至少两个相对的槽壁均具有加工余量; 第二加工步骤，去除所述过渡端面深窄槽上的加工余量以形成实际加工端面深窄槽。
2.根据权利要求1所述的车削加工方法，其特征在于，所述第一加工步骤包括: 所述槽刀进行多次进刀，并且在相邻两次所述进刀之间具有一次退刀。
3.根据权利要求1所述的车削加工方法，其特征在于，采用上述刀刃宽度小于预计加工端面深窄槽宽度的槽刀进行所述第二加工步骤，所述第二加工步骤包括第三分加工和第四分加工，所述第三分加工包括去除所述两个槽壁中的一个所述槽壁的加工余量，所述第四分加工包括去除所述两个槽壁中的另一个所述槽壁的加工余量。
4.根据权利要求1所述的车削加工方法，其特征在于，所述过渡端面深窄槽的槽底具有加工余量，采用上述刀刃宽度小于预计加工端面深窄槽宽度的槽刀进行所述第二加工步骤，所述第二加工步骤包括第三分加工和第四分加工，所述第三分加工包括去除所述两个槽壁中的一个所述槽壁的加工余量以及所述槽底的分部位置的加工余量，所述第四分加工包括去除所述两个槽壁中的另一个所述槽壁的加工余量以及所述槽底的剩余位置的加工余量。
5.根据权利要求3或4所述的车削加工方法，其特征在于，所述第三分加工和所述第四分加工均包括: 所述槽刀进行多次进刀，并且在相邻两次所述进刀之间具有一次退刀。
6.根据权利要求1所述的车削加工方法，其特征在于，各所述槽壁的加工余量占所述预计加工端面深窄槽的宽度的5%至7%。
7.根据权利要求4所述的车削加工方法，其特征在于，所述槽底的加工余量占所述预计加工端面深窄槽的深度的0.2%至0.5%。
8.根据权利要求2所述的车削加工方法，其特征在于，在所述第一加工步骤中，所述槽刀的每次进刀量占所述预计加工端面深窄槽的深度的14%至25%，每次所述退刀量占所述进刀量的20%至25%。
9.根据权利要求1所述的车削加工方法，其特征在于，采用所述车削加工方法进行加工的航空发动机机匣是由钛合金或镍基高温合金制成。
10.根据权利要求1所述的车削加工方法，其特征在于，航空发动机机匣在所述第一加工步骤时的车削转速比在所述第二加工步骤时的车削转速慢，所述槽刀在所述第一加工步骤时的进刀速度比在所述第二加工步骤时的进刀速度慢。
【文档编号】B23B1/00GK104028782SQ201410249686
【公开日】2014年9月10日 申请日期:2014年6月6日 优先权日:2014年6月6日
【发明者】邓文珺, 赵宇平, 程璋, 李文 申请人:中国南方航空工业(集团)有限公司