一种航空压气机罩轮廓面加工方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN106825614A(43)申请公布日2017.06.13(21)申请号201710130743.4(22)申请日2017.03.07(71)申请人中航湖南通用航空发动机有限公司地址412000湖南省株洲市芦淞区航空路2号(72)发明人李彬赖明曾继荣姚珍军马炳红(74)专利代理机构北京集佳知识产权代理有限公司11227代理人李海建(51)Int.Cl.B23B1/00(2006.01)权利要求书2页说明书6页附图3页(54)发明名称一种航空压气机罩轮廓面加工方法(57)摘要本发明公开了一种航空压气机罩轮廓面加工方法，针对零件轮廓面存在有间断孔、硬质喷涂层的情形，发明一种加工轮廓面的方法，最大限度地减小刀具施加给零件的切削力，保证轮廓面不受外力作用而变形，保证轮廓面尺寸合格。以实现：①避免刀具加工断续孔时出现的振刀、让刀现象；②消除刀具加工硬质涂层时产生的过大的切削力；③有效控制或减小零件的切削变形和应力释放变形。CN106825614ACN106825614A权利要求书1/2页1.一种航空压气机罩轮廓面加工方法，用于加工具有硬质涂层和间断孔的超薄壁环形件轮廓面，其特征在于，包括：步骤1)粗车航空压气机罩上的斜槽，所述斜槽的横截面边缘点为点E1和点G，所述点E1比所述点G更靠近外缘；步骤2)粗车内轮廓面，该内轮廓面具有弧形的硬质涂层，其横截面边缘点为点A和点C，点C位于轮廓端面与所述内轮廓面交接处，在点A和点C之间选取点B作为刀具起始点，所述点B处为刀具与所述硬质涂层的接触点的上夹角和下夹角是相等的，然后按照点B至点A-点B至点C-点B至点A-点B至点C进行粗车；步骤3)粗车间断孔处端面，其中，轮廓端面的横截面边缘点为点F和点C，所述点F比所述点C更靠近外缘，所述点G和所述点F位于横截面的同一水平线上，所述间断孔处端面上具有一个第二间断孔，所述第二间断孔的横截面边缘点为点E和点D，所述点E比所述点D更靠近外缘，所述点E和所述点D之间为所述间断孔处端面，其切削方向为从所述点E至所述点D；步骤4)粗车轮廓端面，其方向为从所述点C至所述点F；步骤5)粗车外型面端面，所述航空压气机罩的顶端面的横截面边缘点为同一水平面上的点G1和点F1，所述点G1位于所述点F1的左侧，所述点F1至所述点E1之间具有第一间断孔，在横截面竖直方向上所述点F1至所述点F为外型面端面，其方向为从所述点F1至所述点F；步骤6)粗车外型面外圆，所述点G1至所述点F为外型面外圆，其方向为从所述点F所述点G1；9步骤7)精车所述斜槽；步骤8)半精车所述间断孔处端面，其切削方向为从所述点E至所述点D；步骤9)精车部分所述内轮廓面，其切削方向为所述点B至所述点A；步骤10)粗车部分所述内轮廓面和全部所述轮廓端面，其切削方向为所述点B至所述点F；步骤11)精车所述外型面外圆，其方向为从所述点F1所述点G1；步骤12)精车所述外型面端面，其方向为从所述点F1至所述点F；步骤13)精修所述轮廓端面，其方向为从所述点C至所述点F；步骤14)精修所述外型面端面，其方向为从所述点F1至所述点E1；步骤15)精修基准外圆。2.根据权利要求1所述的航空压气机罩轮廓面加工方法，其特征在于，所述步骤2)和所2CN106825614A权利要求书2/2页述步骤4)中所用刀具为内孔刀，其参数为R0.8*80°。3.根据权利要求1所述的航空压气机罩轮廓面加工方法，其特征在于，所述步骤9)、步骤10)、步骤13)中所用的刀具为外圆刀，其参数为R0.8*80°。4.根据权利要求1所述的航空压气机罩轮廓面加工方法，其特征在于，所述步骤1)、所述步骤7)中所用的刀具为斜槽刀。5.根据权利要求1所述的航空压气机罩轮廓面加工方法，其特征在于，所述步骤3)、所述步骤8)中所用的刀具为右手刀，其参数为R0.8*35°。6.根据权利要求1所述的航空压气机罩轮廓面加工方法，其特征在于，所述步骤5)、所述步骤6)、所述步骤11)、所述步骤12)、所述步骤14)、所述步骤15)中所用的刀具为外圆刀，其参数为R0.8*80°。7.根据权利要求1所述的航空压气机罩轮廓面加工方法，其特征在于，粗加工为0.3-0.8mm,精加工为0.15-0.2mm，精修为0-0.05mm。8.根据权利要求7所述的航空压气机罩轮廓面加工方法，其特征在于，所述步骤2)中的点B至点A-点B至点C-点B至点A-点B至点C进行粗车，具体为，前面的一组点B至点A-点B至点C中的粗加工为0.3mm。9.根据权利要求1所述的航空压气机罩轮廓面加工方法，其特征在于，粗精加工转速S＝30转/每分钟，进给速度F＝0.1毫米/每转第一间断孔和第二间断孔处转速S＝15转/每分钟，进给速度F＝0.