[發明專利]一種航空壓氣機罩輪廓面加工方法

有效

• 申請號: 201710130743.4
• 申請日: 2017-03-07
• 公開（公告）號: CN106825614B
• 公開（公告）日: 2019-04-02
• 發明（設計）人: 李彬;賴明;曾繼榮;姚珍軍;馬炳紅
• 申請（專利權）人: 中航湖南通用航空發動機有限公司
• 主分類號: B23B1/00
• 分類號: B23B1/00
• 代理公司: 北京集佳知識產權代理有限公司 11227
• 代理人: 李海建

1.一種航空壓氣機罩輪廓面加工方法，用于加工具有硬質涂層和間斷孔的超薄壁環形件輪廓面，其特征在于，包括：

步驟1)粗車航空壓氣機罩上的斜槽，

所述斜槽的橫截面邊緣點為點E1和點G，所述點E1比所述點G更靠近外緣；

步驟2)粗車內輪廓面，

該內輪廓面具有弧形的硬質涂層，其橫截面邊緣點為點A和點C，點C位于輪廓端面與所述內輪廓面交接處，在點A和點C之間選取點B作為刀具起始點，所述點B處為刀具與所述硬質涂層的接觸點的上夾角和下夾角是相等的，然后按照點B至點A-點B至點C-點B至點A-點B至點C進行粗車；

步驟3)粗車間斷孔處端面，

其中，輪廓端面的橫截面邊緣點為點F和點C，所述點F比所述點C更靠近外緣，所述點G和所述點F位于橫截面的同一水平線上，所述間斷孔處端面上具有一個第二間斷孔，所述第二間斷孔的橫截面邊緣點為點E和點D，所述點E比所述點D更靠近外緣，所述點E和所述點D之間為所述間斷孔處端面，其切削方向為從所述點E至所述點D；

步驟4)粗車輪廓端面，

其方向為從所述點C至所述點F；

步驟5)粗車外型面端面，

所述航空壓氣機罩的頂端面的橫截面邊緣點為同一水平面上的點G1和點F1，所述點G1位于所述點F1的左側，所述點F1至所述點E1之間具有第一間斷孔，在橫截面豎直方向上所述點F1至所述點F為外型面端面，其方向為從所述點F1至所述點F；

步驟6)粗車外型面外圓，

所述點G1至所述點F為外型面外圓，其方向為從所述點F至所述點G1；

步驟7)精車所述斜槽；

步驟8)半精車所述間斷孔處端面，

其切削方向為從所述點E至所述點D；

步驟9)精車部分所述內輪廓面，

其切削方向為所述點B至所述點A；

步驟10)粗車部分所述內輪廓面和全部所述輪廓端面，

其切削方向為所述點B至所述點F；

步驟11)精車所述外型面外圓，

其方向為從所述點F1至所述點G1；

步驟12)精車所述外型面端面，

其方向為從所述點F1至所述點F；

步驟13)精修所述輪廓端面，

其方向為從所述點C至所述點F；

步驟14)精修所述外型面端面，

其方向為從所述點F1至所述點E1；

步驟15)精修基準外圓，所述基準外圓的橫截面為所述點F至所述點G。

2.根據權利要求1所述的航空壓氣機罩輪廓面加工方法，其特征在于，所述步驟2)和所述步驟4)中所用刀具為內孔刀，其參數為R0.8*80°。

3.根據權利要求1所述的航空壓氣機罩輪廓面加工方法，其特征在于，所述步驟9)、步驟10)、步驟13)中所用的刀具為外圓刀，其參數為R0.8*80°。

4.根據權利要求1所述的航空壓氣機罩輪廓面加工方法，其特征在于，所述步驟1)、所述步驟7)中所用的刀具為斜槽刀。

5.根據權利要求1所述的航空壓氣機罩輪廓面加工方法，其特征在于，所述步驟3)、所述步驟8)中所用的刀具為右手刀，其參數為R0.8*35°。

6.根據權利要求1所述的航空壓氣機罩輪廓面加工方法，其特征在于，所述步驟5)、所述步驟6)、所述步驟11)、所述步驟12)、所述步驟14)、所述步驟15)中所用的刀具為外圓刀，其參數為R0.8*80°。

7.根據權利要求1所述的航空壓氣機罩輪廓面加工方法，其特征在于，刀具吃刀量為：粗加工為0.3-0.8mm,精加工為0.15-0.2mm，精修為0-0.05mm。

8.根據權利要求7所述的航空壓氣機罩輪廓面加工方法，其特征在于，所述步驟2)中的點B至點A-點B至點C-點B至點A-點B至點C進行粗車，具體為，前面的一組點B至點A-點B至點C中的粗加工的刀具吃刀量為0.3mm。

9.根據權利要求1所述的航空壓氣機罩輪廓面加工方法，其特征在于，粗精加工轉速S＝30轉/每分鐘，進給速度F＝0.1毫米/每轉，第一間斷孔和第二間斷孔處轉速S＝15轉/每分鐘，進給速度F＝0.1毫米/每轉。