CN109604950A - 一种航空发动机机匣的加工方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机机匣的加工方法，其包括如下步骤：1）根据焊接变形趋势及变形量设计并制作有工艺余量的大端安装边和小端安装边；2）将扇形板卷制成筒体，该筒体呈空心圆台形，通过焊接接缝；3）将大端安装边和小端安装边分别焊接于筒体两端；4）***成型，将筒体放置于成型模具的型腔内，将引爆件布置于筒体的几何中心点上，引燃引爆件，一次***成型，得到的筒体呈鼓形；5）精加工，将鼓形筒体从成型模具中脱离，然后机械精加工直至成品。其能够有效减少加工余量，节省材料，降低工艺难度，提高生产效率。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机钣金成形和焊接制造技术，具体涉及一种航空发动机机匣的加工方法。
背景技术
随着航空航天技术的发展，新一代航空发动机性能要求越来越高，零件结构和型面越来越复杂，这一部分的机匣内腔型面的加工一直是科研生产的一大难点，因为普通机床和数控机床机加工将对待材料有较大的浪费，加工周期较长并且零件的不合格率较高。
CN105397425B公开了一种航空发动机环形机匣加工方法，用于去除环形机匣的安装座与喷嘴之间的余量，该方法包括：获取待加工环形机匣的工艺参数，选定与工艺参数相适配的铣刀；将待加工环形机匣固定在加工车床的回转中心，驱动环形机匣绕回转中心旋转，且铣刀分层切削待加工环形机匣的余量。其通过铣削实现环形机匣内腔型面的加工，加工余量非常大，并且需要严格控制铣削工艺参数，加工工艺困难，质量不好把控，生产效率较低。
CN102794610A公开了一种回转体结构薄壁焊接机匣的加工方法，属于航空发动机钣金成形与焊接制造技术领域，采用整体预变形焊接/成形方法，解决安装边自身尺寸超差和前、后安装边焊接后与主体同轴度超差，以及焊接组件残余应力分布不均衡的问题。包括如下步骤：根据材料塑性变形特性，焊接前进行安装边及薄壁机匣主体工艺结构焊接变形余量补偿设计；根据胀大机工作部配合尺寸和零件最终结构尺寸要求，进行塑性成形胀块结构设计；进行安装边与主体装配自动氩弧焊接；将焊接后的机匣壳体连同胀块装配在胀大机工作部上，进行胀大塑性成形，通过调节胀大机压力控制胀大成形尺寸；卸载胀大机压力，收回胀大机工作部，卸下零件，完成一个焊接/成形过程。其通过胀大机实现机匣内腔型面的加工，对材料的塑性有一定要求，否则容易产生裂纹，影响机匣的使用，并且胀大机成形缓慢，使得成形过程中容易产生应力集中，影响机匣的使用寿命。
发明内容
本发明的目的是提供一种航空发动机机匣的加工方法，其能够有效减少加工余量，节省材料，降低工艺难度，提高生产效率。
本发明所述的航空发动机机匣的加工方法，其包括如下步骤：
1）根据焊接变形趋势及变形量设计并制作有工艺余量的大端安装边和小端安装边；
2）将扇形板卷制成筒体，该筒体呈空心圆台形，通过焊接接缝；
3）将大端安装边和小端安装边分别焊接于筒体两端；
4）***成型，将筒体放置于成型模具的型腔内，将引爆件布置于筒体的几何中心点上，引燃引爆件，一次***成型，得到的筒体呈鼓形；
5）精加工，将鼓形筒体从成型模具中脱离，然后机械精加工直至成品。
进一步，所述筒体的材质为钛合金。
进一步，所述步骤1）中大端安装边和小端安装边的制造方法为热轧。
进一步，在***成型的筒体外侧面设有多个安装座。
进一步，所述筒体***成型前进行预热，预热温度为80~100℃。
进一步，所述步骤5）中的精加工包括细车工序、精车工序和精镗工序；细车工序：首先采用数控立式车床进行基准面的修复，该基准面为筒体的大端面，以基准面为基准细车大端面至单面加工余量，然后以大端面为基准细车小端面，再细车筒体大端及其内孔，然后细车筒体小端及其内孔，精车工序：精车筒体大端端面、小端端面和内腔型面；精镗工序：精镗筒体大端内孔和小端内孔。
本发明通过一次***成型机匣内、外侧型面，利用隔离***的瞬时冲击力作用于工件表面，使得工件与模具型腔贴合成型，成型部位只是形状变化，厚度不变化，有效避免了机械成形时可能产生的局部应力集中，减少了加工余量，节省了材料，同时降低了工艺难度，提高了生产效率。
附图说明
图1是本发明的航空发动机机匣的结构示意图。
图中，1—机匣壳体，2—大端安装边，3—小端安装边，4—安装座。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作详细说明。
参见图1，所示的航空发动机机匣的成品，包括机匣壳体1，所示机匣壳体呈鼓形，两端分别固定有大端安装边2和小端安装边3，外侧型面上设有多个安装座4，所示安装座4上设有安装孔。
一种航空发动机机匣的加工方法，其包括如下步骤。
制造工序中的粗车预留1~2mm单面加工余量，细车预留0.2~0.3单面加工余量。
1）根据焊接变形趋势及变形量设计并制作有工艺余量的大端安装边和小端安装边，大端安装边和小端安装边统称为安装边，其加工方法是：首先检查毛坯质量，切取安装边需要的原材料，加热后进行镦粗，然后冲安装边内孔，对该内孔进行粗车，再加热安装边后进行粗轧，组扎完成后再次加热进行终轧。完成终轧后清理毛刺，打磨，检查零件尺寸后进行热处理，去除内应力。
2）检查制造机匣壳体的板材质量，该板材的材质为钛合金，将板材切割成扇形板，再将扇形板卷制成筒体，该筒体呈空心圆台形，通过焊接接缝；
3）将大端安装边和小端安装边粗加工到预留尺寸，再将大端安装边和小端安装边分别焊接于筒体两端；
4）***成型，将筒体预热至100℃，然后放置于成型模具的型腔内，将***布置于筒体的几何中心点上，引燃***，一次***成型，结合成型模具使得呈空心圆台形的筒体在***的瞬时压力下成型为鼓形，成型部位只是形状变化、厚度不变化，并且***成型由于在瞬间完成，所以组成相之间几乎没有扩散，而且晶粒来不及长大，有效避免了机械成形时可能产生的局部应力集中。***成型完成后在筒体外侧面上焊接多个安装座，安装座的数量根据具体工作要求进行确定。
5）精加工，将鼓形筒体从成型模具中脱离，然后机械精加工直至成品。精加工包括细车工序、精车工序和精镗工序；细车工序：首先采用数控立式车床进行基准面的修复，该基准面为筒体的大端面，以基准面为基准细车大端面至单面加工余量，然后以大端面为基准细车小端面，再细车筒体大端及其内孔，然后细车筒体小端及其内孔，最后细车筒体外侧面上的安装座，精车工序：精车筒体大端端面、小端端面和内腔型面，再精车安装座，然后在安装座上钻安装孔；精镗工序：精镗筒体大端内孔和小端内孔。精加工完成后进行去毛刺处理，洗涤后检验入库。
Claims (6)
1.一种航空发动机机匣的加工方法，其特征在于：包括如下步骤：
1）根据焊接变形趋势及变形量设计并制作有工艺余量的大端安装边和小端安装边；
2）将扇形板卷制成筒体，该筒体呈空心圆台形，通过焊接接缝；
3）将大端安装边和小端安装边分别焊接于筒体两端；
4）***成型，将筒体放置于成型模具的型腔内，将引爆件布置于筒体的几何中心点上，引燃引爆件，一次***成型，得到的筒体呈鼓形；
5）精加工，将鼓形筒体从成型模具中脱离，然后机械精加工直至成品。
2.根据权利要求1所述的航空发动机机匣的加工方法，其特征在于：所述筒体的材质为钛合金。
3.根据权利要求1所述的航空发动机机匣的加工方法，其特征在于：所述步骤1）中大端安装边和小端安装边的制造方法为热轧。
4.根据权利要求1所述的航空发动机机匣的加工方法，其特征在于：在***成型的筒体外侧面设有多个安装座。
5.根据权利要求1所述的航空发动机机匣的加工方法，其特征在于：所述筒体***成型前进行预热，预热温度为80~100℃。
6.根据权利要求1所述的航空发动机机匣的加工方法，其特征在于：所述步骤5）中的精加工包括细车工序、精车工序和精镗工序；
细车工序：首先采用数控立式车床进行基准面的修复，该基准面为筒体的大端面，以基准面为基准细车大端面至单面加工余量，然后以大端面为基准细车小端面，再细车筒体大端及其内孔，然后细车筒体小端及其内孔，
精车工序：精车筒体大端端面、小端端面和内腔型面；
精镗工序：精镗筒体大端内孔和小端内孔。
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