[发明专利]一种涡轮机匣壳体组件的加工方法

说明书

本发明涉及一种涡轮机匣壳体组件的加工方法，包括准备涡轮机匣壳体、隔热板和密封板，所述蜗轮机匣壳体内壁上设有密封腔，在涡轮机匣壳体端面上加工通气孔和通气沉孔使密封腔与涡轮机匣壳体端面连通，向连接孔、通气孔和通气沉孔内填充相应的防护材料，再对涡轮机匣壳体密封腔外围各个形状特征进行加工，最后再对密封腔内进行清洗的步骤；使用本发明的技术方案，避免了焊接过程中产生的焊渣、铁屑等侵入密封腔内，阻止了切削加工过程中切削热向密封腔内传导，保持了密封腔内的洁净度，减少了密封腔内的受热变形，提高了加工质量，防护措施结构简单，操作方便，使用稳定可靠，节省了加工时间，提高了加工精度和产品合格率。

技术领域

本发明涉及机械加工技术领域，尤其涉及一种涡轮机匣壳体组件的加工方法。

背景技术

近年来，机械装备制造业快速发展，人们设计制造了各种各样的机械装备，以方便人们的生产、生活等各种活动，机械装备是由各个不同形状、大小及功能的零部件组成的，涡轮机匣是航空发动机上的重要高温承力部件，其主要工作原理是压力气体推动转子转动，涡轮机匣的加工质量影响发动机的装配质量，然而涡轮后机匣结构复杂，存在加工精度高、加工易变形等加工难点，是加工的一大难题；例如，在某型航空发动机上，涡轮机匣由涡轮机匣壳体、以及其上焊接的衬套、隔热板Ⅰ、隔热板Ⅱ、密封板以及销子等零件组成；将衬套、隔热板Ⅰ、隔热板Ⅱ等零件焊接在涡轮机匣壳体上时，焊缝为氩弧焊和点焊。隔热板Ⅰ上有72个φ3的孔，密封板上有972个φ0.8的小孔，涡轮机匣前端有72个斜孔及凹槽，用于冷却机匣前腔及高压涡轮外环。涡轮机匣上72个通气斜孔与需焊接的隔热板上的通气孔必须一一对应，隔热板为厚度仅0.2mm～0.3mm的带材，材料为GH3030，焊后组合加工不仅会将密封板挤压变形，而且在机匣与密封板的空腔上会产生毛刺和铁屑等多余物而无法清理，同时由于无孔定位，焊接隔热板时其角向位置将无法确定。因此必须将该通气孔在焊接前加工到尺寸，减少了机匣与密封板的空腔上的毛刺，然而由于机匣壳体前端面作为机匣和机匣壳体的基准面，精度要求极高，为了保证机匣整体的加工质量，满足设计图要求，必须在前端面预留余量进行组合加工，于是又带来了断屑加工的难题和密封腔出现多余物的风险。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提供了一种涡轮机匣壳体组件的加工方法。

本发明提供了一种涡轮机匣壳体组件的加工方法，包括以下步骤：

步骤一：准备涡轮机匣壳体、隔热板和密封板：所述涡轮机匣壳体内壁上设有密封腔，所述隔热板上设有连接孔，所述密封板的外形大于所述密封腔的端口；

步骤二：加工通气沉孔和通气孔：在步骤一所述的涡轮机匣壳体端面上加工出多个通气沉孔，再在每个通气沉孔内均加工出一个通气孔，使步骤一所述密封腔与所述涡轮机匣壳体端面连通；

步骤三：清除毛刺：清除步骤二所述通气孔两端的毛刺；

步骤四：焊接隔热板：将步骤一所述隔热板焊接于所述密封腔的内壁上，并使所述连接孔与所述通气孔连通；

步骤五：焊接密封板：将步骤一所述密封板盖合地焊接于所述密封腔的端面上；

步骤六：分别密封连接孔、通气孔和通气沉孔：使用防护材料A盖合于步骤四所述连接孔的端口，使用防护材料B填充入步骤四所述通气孔内，使用防护材料C填充入步骤四所述通气沉孔内，使所述涡轮机匣壳体端面与所述密封腔隔断；

步骤七：使用机械加工方法分别加工所述密封腔外侧各个形状，获得涡轮机匣壳体组件；

步骤八：分别清除步骤六所述防护材料A、防护材料B和防护材料C，使所述涡轮机匣壳体端面与所述密封腔重新连通；

步骤九：清洗密封腔：清除密封腔内的杂物。

所述步骤二所述加工通气沉孔和通气孔包括以下步骤：

步骤1：在步骤一所述涡轮机匣壳体端面上划出若干个孔位点；