[发明专利]一种叶轮外罩组件的加工方法

说明书

本发明公开了一种叶轮外罩组件的加工方法，包括在叶轮外罩本体上加工腰形槽工序，在叶轮外罩本体上加工腰形槽工序包括：采用数控铣床加工腰形槽，数控铣床用于加工腰型孔的刀具的尾部的宽度大于刀具头部的宽度。通过对刀具进行改造，刀具尾端的宽度大于刀具头部的宽度，即增大刀具尾部的宽度以提高刀具整体的抗断裂强度，同时使刀具的头部的宽度满足加工腰形槽的要求，从而在叶轮外罩组件的过程中，可采用数控铣床代替现有技术中采用激光切割的方式，以避免在加工腰形槽时等待时间过长的问题，还可避免激光切割在加工表面产生重铸层，进而降低人工成本的消耗。另外，还可避免零件的内部结构被破坏。

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，更具体地说，涉及一种叶轮外罩组件的加工方法。

背景技术

航空发动机是飞机的“心脏”，被誉为航空工业“皇冠”上的“明珠”，其先进性是衡量一个国家工业水平和能力的重要标志。伴随着世界航空产业的飞速发展，航空发动机在不断研发新机的同时，也对发动机的材料和结构特性提出了更高的要求。航空发动机带引气挡板的叶轮外罩属于新型设计理念，叶轮外罩本体往往采用国标高温合金GH6XX或美标AMS5XXX，。

叶轮外罩本体型腔结构复杂，导致叶轮外罩本体上的腰形槽加工难度大，现有技术通常采用激光切割方式加工腰形槽，但是激光设备一般属于企业的瓶颈设备，数量较少，导致加工零件的等待周期长；另外，激光加工的过程中会在加工表面产生重铸层，必须增加钳工工序，以去除重铸层，从而导致钳工劳动量的增加；此外，由于激光切割区别于机械加工的方式，存在破坏零件内部结构的问题，采用激光加工的零件无法对每个零件进行金相检查，从而无法保证零件基本无裂纹。

因此，如何解决腰形槽加工的等待时间长、耗费劳动量多且易对零件造成破坏的问题，是目前本领域技术人员亟待解决的问题。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的是提供一种叶轮外罩组件的加工方法，该加工方法克服了数控铣床难以加工腰形槽的难题，采用数控铣床在叶轮外罩本体上加工腰形槽，以降低腰形槽的加工周期，减少劳动量的耗费。

为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种叶轮外罩组件的加工方法，包括在叶轮外罩本体上加工腰形槽工序，所述在叶轮外罩本体上加工所述腰形槽工序包括：采用数控铣床加工所述腰形槽，所述数控铣床用于加工所述腰型孔的刀具的尾部的宽度大于所述刀具头部的宽度。

优选的，所述在叶轮外罩本体上加工腰形槽工序之前还包括：精加工叶轮外罩本体的外轮廓工序，所述精加工所述叶轮外罩本体的外轮廓工序包括：先加工所述叶轮外罩本体远离装夹区域的远端，再加工所述叶轮外罩本体靠近所述装夹区域的近端。

优选的，所述精加工所述叶轮外罩本体的外轮廓工序包括加工斜槽工序，所述加工斜槽工序采用摆线车削方式，所述摆线车削方式包括：刀具切入时，进给由小到大圆弧切入，直线切削时将进给增加至最大，刀具切出时，进给由大到小圆弧切出。

优选的，在叶轮外罩本体上加工腰形槽工序之后还包括：精加工叶轮外罩组件的内孔工序，所述精加工叶轮外罩组件的内孔工序包括：工艺基准与设计基准一起加工。

优选的，在叶轮外罩本体上加工腰形槽工序之后还包括：钎焊引气挡板工序，所述钎焊引气挡板工序包括：将所述引气挡板钎焊至所述叶轮外罩本体上以组合成所述叶轮外罩组件，然后从所述引气挡板的开孔处向所述叶轮外罩组件的环形腔体内罐蜡。

优选的，所述从所述引气挡板的开孔处向所述叶轮外罩组件的环形腔体内罐蜡之前还包括：先用胶布封住与所述环形腔体连通的所述腰形槽。

本发明所提供的叶轮外罩组件的加工方法，包括在叶轮外罩本体上加工腰形槽工序，在叶轮外罩本体上加工腰形槽工序包括：采用数控铣床加工腰形槽，数控铣床用于加工腰型孔的刀具的尾部的宽度大于刀具头部的宽度。