CN117161695A - 一种航空发动机薄壁空心长轴加工方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种航空发动机薄壁空心长轴加工方法，包括以下方法：步骤S1.通过机床粗车待加工工件的外形；步骤S2.车待加工工件的第一端部基准和第二端部基准，得到工件一；步骤S3：纵向加工中心孔；步骤S4.粗车第一端部和第二端部；步骤S5.淬火，回火；步骤S6.修第二端部基准；步骤S7.半精车第一端部和第二端部，得到工件五；步骤S8.自然时效；步骤S9.修第二端部基准；步骤S10.依次精车第一端部和第二端部；步骤S11.第一端部车外圆，随后磨外圆；步骤S12.铣键槽、铣大端花键、插小端花键，得到航空发动机薄壁空心长轴。本发明加工的薄壁空心长轴能有效解决长轴高精度尺寸、形位公差超差、变形、弯曲等问题。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机薄壁空心长轴加工方法。
背景技术
发动机被誉为飞机的心脏，而轴又是发动机的核心零部件，由此可知轴的重要性，轴按结构大致分为以下几大类：薄壁空心长轴、轴颈类、鼓筒类；按功能又可分为以下几类：风扇轴、低压压气机轴、高压压气机轴、低压涡轮轴、高压涡轮轴。
发动机轴为空心薄壁轴时，内表面有安装台阶孔、外面由配合表面、轴颈、渐开线花键、键槽、封严篦齿及螺纹等组成，此轴大端通过渐开线花键于叶片盘连接，小端通过花键连接后套齿、平衡盘等零件构成转子通过联轴器连接成整体支承在轴承上高速旋转。
此轴工作条件为：高转速、变负荷，工作时要求振动小，故轴在设计时各配合尺寸精度、形位公差要求都很高，其主要配合表面尺寸精度达到IT6，次要表面尺寸精度到达IT7-IT8，主要工作面表面跳动要求0.01以内，工作面内外圆同轴度要求0.02以内。
现有技术的航空发动机薄壁空心长轴加工方法薄壁轴易变形、弯曲，尺寸精度、形位公差难以达到设计要求。
发明内容
本发明的目的是在于克服、补充现有技术中存在的不足，提供一种航空发动机薄壁空心长轴加工方法，通过粗加工去除大余量、经热处理释放内应力、半精加工修正变形、精加工设计专用夹具浇筑锡泌合金等方法控制薄壁件变形最终达到设计图要求，故按此工艺路线加工薄壁空心长轴能有效解决长轴高精度尺寸、形位公差超差、变形、弯曲等问题。
本发明采用的技术方案是：
一种航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其中：所述航空发动机薄壁空心长轴通过以下步骤的方法加工：
步骤S1.通过机床中主轴箱的卡盘夹住待加工工件的第一端部，通过机床中的尾座顶紧待加工工件的第二端部，通过车床中的中心架支撑待加工工件，通过机床粗车待加工工件的外形，并通过超声波检测控制待加工工件内部平底孔直径≤1.2；
步骤S2.将待加工工件通过机床车待加工工件的第一端部基准和第二端部基准，得到工件一；
步骤S3：将工件一通过深孔钻床纵向加工中心孔；
步骤S4.将步骤S3的工件一通过机床粗车第一端部和第二端部，得到工件二；
步骤S5.将工件二装炉后淬火，随后回火，得到工件三；
步骤S6.将工件三通过机床进行修第二端部基准，得到工件四；
步骤S7.将工件四依次半精车第一端部和第二端部，得到工件五；
步骤S8.将工件五进行自然时效，控制自然时效的时间＞48h以上；
步骤S9.将工件五通过机床进行修第二端部基准，得到工件六；
步骤S10.将工件六依次精车第一端部和第二端部，得到工件七；
步骤S11.将工件七的第一端部车外圆，随后磨外圆；
步骤S12.将工件七铣键槽、铣大端花键、插小端花键，得到航空发动机薄壁空心长轴。
粗加工阶段：主要包括深孔钻床钻内孔、粗车外圆、镗内孔，主要目的去除大部分余量为后续工序做准备，因此需要选择刚性好、功率大、效率高的设备，装夹方案主要采用一端夹紧、一端采用顶尖顶紧，结合中心架、跟刀架进行车削加工；深孔加工时无法观察到切削状态，只可听切削声音、观察机床载荷变化根据经验判断切削状态及刀具磨损程度；由于内腔深并且直径小导致内孔镗刀必定直径小而长，为增强镗刀的刚性和解决刀杆振动等问题，刀具在设计时选用了硬质合金刀杆。
调质处理是为了达到设计硬度HBS 321-375，一般安排在粗加工后半精加工前，这样既可提高粗加工的切削效率又可获得较好的淬透性及有足够余量消除热处理引气的变形。
半精加工阶段主要目的是消除粗加工、热处理引气的变形，使精加工余量更加均匀为后续精加工做准备。
精加工阶段主要目的是为满足设计图要求，因此加工过程必须选择高精度设备、专用工装夹具；由于薄壁轴小端壁厚仅1.2mm极易弯曲、变形，常规方法装夹无法加工，故设计了专用芯棒，轴大端与芯棒之间采用止口定位，小端芯棒与轴之间间隙浇筑低熔点锡泌合金以增强刚性；精加工时切削用量：恒线速度S=35-40m/min，进给率f=0.1-0.2mm/r，切深ap=0.05-0.1mm。装夹方案采用夹持芯棒大端，顶尖顶紧小端，中心架辅助支撑中段，此装夹方案可完成车削、磨削、铣槽、铣花键等多道工序。
优选的是，所述的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其中：步骤S4中具体为：粗车工件一的第一端部，去除多余余量，粗车该端内孔并加工内孔与端面倒角；粗车工件第二端部，去除第二端部多余余量，粗车该端内孔并加工内孔与端面倒角。
优选的是，所述的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其中：步骤S5中淬火的温度为加热至840-860℃，时间为60-80min，淬火后油冷，回火温度为550-570℃，时间为150-180min。
优选的是，所述的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其中：步骤S6中修第二端部基准具体为：加工第二端部外端面，使得工件四比工件三的长度小0.5-1mm，并从第二端部的外端面开始从右至左依次设置校直部一、校直部二、校直部三和校直部四，加工校直部一、校直部二、校直部三和校直部四的外周，使得外径依次增大。
优选的是，所述的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其中：步骤S7中半精车第一端部和第二端部具体为：半精车工件一的第一端部，去除多余余量，半精车该端内孔；半精车工件第二端部，去除第二端部多余余量，半精车该端内孔，所述工件五比工件二的第一端部外径小6-7mm，所述工件五比工件二第一端部的内孔的孔径大3.5-4.5；所述工件五比工件二的第二端部外径小6-7mm、工件五比工件二的第二端部内孔的孔径大3.5-4.5。
优选的是，所述的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其中：步骤S9中修第二端部基准具体为：加工第二端部外端面，使得工件六比工件四的长度小6-7mm，并从第二端部的外端面开始从右至左依次加工校直部一、校直部二、校直部三和校直部四的外周，工件六比工件四的校直部一小6-7mm，工件六比工件四的校直部二小3.5-4.5mm，所述工件六比工件四的校直部三小3.5-4.5mm，所述工件六比工件四的校直部四小8.5-9.5mm。
优选的是，所述的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其中：步骤S10中精车第一端部和第二端部具体为：精车工件一的第一端部，去除多余余量，精车该端内孔；精车工件第二端部，去除第二端部多余余量，精车该端内孔，所述工件七比工件五的第一端部外径小2.8-3mm，所述工件七比工件五第一端部的内孔的孔径大2.8-3.2；所述工件七比工件五的第二端部外径小1.9-2.1mm、工件七比工件五的第二端部内孔的孔径大1.9-2.1。
优选的是，所述的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其中：步骤S11中铣键槽是在靠近第一端部的外周面上设置键槽一和键槽二，所述键槽一的宽度为9.1-9.25，槽深为3.8-4；所述键槽二的宽度为9.1-9.25，槽深为4.2-4.35。
优选的是，所述的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其中：步骤S10中精车时工件六通过夹具固定在机床上，所述夹具包括连接盘，所述连接盘一端设置芯棒，所述连接盘另一端连接机床主轴，所述芯棒外周套设工件六。
优选的是，所述的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其中：芯棒包括芯棒一和芯棒二，所述芯棒一的一端设置定位件一，所述芯棒一和芯棒二之间设置定位件二，所述芯棒二远离芯棒一的一端延伸至工件六外，所述芯棒和工件六之间有空隙，通过工件六的第二端部注入锡泌合金至空隙中。
本发明的优点：
（1）本发明航空发动机薄壁空心长轴加工方法，常规工艺先调制处理再粗加工，调制处理后材料硬度高、不易与切削，刀具成本高、加工效率低；本发明通过先粗加工之后调制处理降低刀具成本和加工效率；半精工通过自然时效充分释放内应力减小变形；精加工通过芯棒定位、浇筑锡泌合金填实内腔控制薄壁变形、弯曲；高精度尺寸通过磨削达到要求。
（2）本发明航空发动机薄壁空心长轴加工方法，通过粗加工去除大余量、经热处理释放内应力、半精加工修正变形、精加工设计专用夹具浇筑锡泌合金控制薄壁件变形最终达到设计图要求，加工的薄壁空心长轴能有效解决长轴高精度尺寸、形位公差超差、变形、弯曲等问题。
附图说明
图1是本发明待加工工件的结构示意图。
图2是待加工工件设置在机床上的部分结构示意图。
图3是工件一的结构示意图。
图4是工件一设置中心孔的结构示意图。
图5是工件二的结构示意图。
图6是工件四的结构示意图。
图7是工件四的结构示意图。
图8是工件六的结构示意图。
图9是工件七的结构示意图。
图10是夹具的结构示意图。
图11是工件七车外圆后的结构示意图。
图12是工件七磨外圆后的结构示意图。
图13是工件七铣键槽的结构示意图。
图14是航空发动机薄壁空心长轴的结构示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明。
一种航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其中：需要加工的航空发动机薄壁空心长轴长567mm、最小直径34mm其轴径比达17:1，最薄壁厚处仅1.2mm，此轴材料选用40CrNiMoA调质后具有良好的淬透性，能获得均匀、良好的强度、韧性，其切削性能也较好；航空发动机薄壁空心长轴通过以下步骤的方法加工：
步骤S1.如图1，提供φ90×585mm的待加工工件5，如图2通过机床中主轴箱1的卡盘2夹住待加工工件5的第一端部51，通过机床中的尾座4顶紧待加工工件5的第二端部52，通过车床中的中心架3支撑待加工工件5，通过机床粗车待加工工件5的外形至φ85×580mm，机床中主轴箱1、中心架3和尾座4均设置在机床滑轨10上，并通过超声波检测控制待加工工件5内部的缺陷孔直径≤1.2；
步骤S2.如图3，将待加工工件5通过机床车待加工工件5的第二端部52基准φ83×577mm和第一端部51基准φ83×575mm，校直工件，得到工件一；
步骤S3：如图4，将工件一通过深孔钻床纵向加工中心孔11，中心孔钻至φ25；
步骤S4.如图5，将步骤S3的工件一通过机床粗车第一端部51至φ80.4×φ49.6×574和第二端部52至φ56.2×φ28×573，得到工件二；粗车工件一的第一端部51，去除多余余量，粗车该端内孔53并加工内孔53与端面倒角；粗车工件第二端部52，去除第二端部多余余量，粗车该端内孔54并加工内孔与端面倒角；
步骤S5.将工件二装炉后淬火，随后回火，得到工件三；淬火的温度为加热至850℃，时间为70min，淬火后油冷，回火温度为560℃，时间为160min，硬度需要达到HBS 321-375；
步骤S6.如图6，将工件三通过机床进行修第二端部52基准，得到工件四；修第二端部52基准具体为：加工第二端部52外端面，使得工件四比工件三的长度小0.5-1mm，并从第二端部52的外端面开始从右至左依次设置校直部一521、校直部二522、校直部三523和校直部四524，加工校直部一521、校直部二522、校直部三523和校直部四524的外周，使得外径依次增大；修第二端部52处端面使得工件四总长为572.5mm，修521处外圆至φ55.2，修522处外圆至φ71，修523处外圆至φ79.4，修524处外圆至φ84；
步骤S7.如图7，将工件四依次半精车第一端部51和第二端部52，得到工件五；半精车第一端部51和第二端部52具体为：半精车工件一的第一端部51至φ74.19×φ53.6×570.5，去除多余余量，半精车该端内孔53；半精车工件第二端部52至φ49.63×φ32×569，去除第二端部52多余余量，半精车该端内孔54，所述工件五比工件二的第一端部51外径小6-7mm，所述工件五比工件二第一端部51的内孔的孔径大3.5-4.5；所述工件五比工件二的第二端部52外径小6-7mm、工件五比工件二的第二端部52内孔的孔径大3.5-4.5；
步骤S8.将工件五进行自然时效，控制自然时效的时间＞48h以上；
步骤S9.如图8，将工件五通过机床进行修第二端部52基准，得到工件六；修第二端部52基准具体为：加工第二端部52外端面，使得工件六比工件四的长度小6-7mm，并从第二端部52的外端面开始从右至左依次加工校直部一521、校直部二522、校直部三523和校直部四524的外周，修第二端部52处端面使得工件六总长至568.5mm，修校直部一521外圆至φ48.63，修校直部二522外圆至φ67，修校直部三523处外圆至φ75.35，修校直部四524处外圆至φ75；
步骤S10.如图9，将工件六依次精车第一端部51和第二端部52，得到工件七；精车第一端部51和第二端部52具体为：精车工件一的第一端部51至φ71.27×φ55.6×567.5，去除多余余量，精车该端内孔；精车工件第二端部52至φ47.63×φ34×567，去除第二端部52多余余量，精车该端内孔，所述工件七比工件五的第一端部51外径小2.8-3mm，所述工件七比工件五第一端部51的内孔的孔径大2.8-3.2；所述工件七比工件五的第二端部52外径小1.9-2.1mm、工件七比工件五的第二端部52内孔的孔径大1.9-2.1；
如图10，精车时工件六通过夹具固定在机床上，所述夹具包括连接盘6，所述连接盘6一端设置芯棒7，所述连接盘6另一端连接机床主轴，所述芯棒外周套设工件六；芯棒7包括芯棒一71和芯棒二72，所述芯棒一72的一端设置定位件一8，所述芯棒一71和芯棒二72之间设置定位件二9，所述芯棒二72远离芯棒一71的一端延伸至工件六外，所述芯棒7和工件六之间有空隙，通过工件六的第二端部52注入锡泌合金至空隙中，12为锡泌合金填充物；13为螺母，连接盘6与机床主轴连接，工件六5与芯棒7通过定位件一8和定位件二9定位，将锡泌合金从第二端部52注入内腔，螺母13从第二端部的端面锁紧，机床尾座顶紧第二端部；
步骤S11.如图11，将工件七的第一端部51车外圆，保证靠近第二端部的外周14处壁厚为1.2±0.05；如图12随后磨外圆，靠近第一端部51的外周15磨至φ74.01；
步骤S12.如图13-14，将工件七铣键槽、铣第一端部花键57、铣第二端部花键58，得到航空发动机薄壁空心长轴；铣键槽是在靠近第一端部51的外周面上设置键槽一和键槽二，所述键槽一的宽度为9.1-9.25，槽深为3.8-4；所述键槽二的宽度为9.1-9.25，槽深为4.2-4.35。
本发明的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，常规工艺先调制处理再粗加工，调制处理后材料硬度高、不易与切削，刀具成本高、加工效率低；本发明通过先粗加工之后调制处理降低刀具成本和加工效率；半精工通过自然时效充分释放内应力减小变形；精加工通过芯棒定位、浇筑锡泌合金填实内腔控制薄壁变形、弯曲；高精度尺寸通过磨削达到要求。
最后所应说明的是，以上具体实施方式仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照实例对本发明进行了详细说明，本领域的技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。
Claims (10)
1.一种航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其特征在于：所述航空发动机薄壁空心长轴通过以下步骤的方法加工：
步骤S1.通过机床中主轴箱（1）的卡盘（2）夹住待加工工件（5）的第一端部（51），通过机床中的尾座（4）顶紧待加工工件（5）的第二端部（52），通过车床中的中心架（3）支撑待加工工件（5），通过机床粗车待加工工件（5）的外形，并通过超声波检测控制待加工工件（5）内部的缺陷孔直径≤1.2；
步骤S2.将待加工工件通过机床车待加工工件（5）的第一端部（51）基准和第二端部（52）基准，得到工件一；
步骤S3：将工件一通过深孔钻床纵向加工中心孔；
步骤S4.将步骤S3的工件一通过机床粗车第一端部（51）和第二端部（52），得到工件二；
步骤S5.将工件二装炉后淬火，随后回火，得到工件三；
步骤S6.将工件三通过机床进行修第二端部（52）基准，得到工件四；
步骤S7.将工件四依次半精车第一端部（51）和第二端部（52），得到工件五；
步骤S8.将工件五进行自然时效，控制自然时效的时间＞48h以上；
步骤S9.将工件五通过机床进行修第二端部（52）基准，得到工件六；
步骤S10.将工件六依次精车第一端部（51）和第二端部（52），得到工件七；
步骤S11.将工件七的第一端部（51）车外圆，随后磨外圆；
步骤S12.将工件七铣键槽、铣大端花键、插小端花键，得到航空发动机薄壁空心长轴。
2.根据权利要求1所述的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其特征在于：步骤S4中具体为：粗车工件一的第一端部（51），去除多余余量，粗车该端内孔并加工内孔与端面倒角；粗车工件第二端部（52），去除第二端部多余余量，粗车该端内孔并加工内孔与端面倒角。
3.根据权利要求1所述的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其特征在于：步骤S5中淬火的温度为加热至840-860℃，时间为60-80min，淬火后油冷，回火温度为550-570℃，时间为150-180min。
4.根据权利要求1所述的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其特征在于：步骤S6中修第二端部（52）基准具体为：加工第二端部（52）外端面，使得工件四比工件三的长度小0.5-1mm，并从第二端部（52）的外端面开始从右至左依次设置校直部一（521）、校直部二（522）、校直部三（523）和校直部四（524），加工校直部一（521）、校直部二（522）、校直部三（523）和校直部四（524）的外周，使得外径依次增大。
5.根据权利要求1所述的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其特征在于：步骤S7中半精车第一端部（51）和第二端部（52）具体为：半精车工件一的第一端部（51），去除多余余量，半精车该端内孔；半精车工件第二端部（52），去除第二端部（52）多余余量，半精车该端内孔，所述工件五比工件二的第一端部（51）外径小6-7mm，所述工件五比工件二第一端部（51）的内孔的孔径大3.5-4.5；所述工件五比工件二的第二端部（52）外径小6-7mm、工件五比工件二的第二端部（52）内孔的孔径大3.5-4.5。
6.根据权利要求4所述的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其特征在于：步骤S9中修第二端部（52）基准具体为：加工第二端部（52）外端面，使得工件六比工件四的长度小6-7mm，并从第二端部（52）的外端面开始从右至左依次加工校直部一（521）、校直部二（522）、校直部三（523）和校直部四（524）的外周，工件六比工件四的校直部一（521）小6-7mm，工件六比工件四的校直部二（522）小3.5-4.5mm，所述工件六比工件四的校直部三（523）小3.5-4.5mm，所述工件六比工件四的校直部四（524）小8.5-9.5mm。
7.根据权利要求4所述的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其特征在于：步骤S10中精车第一端部（51）和第二端部（52）具体为：精车工件一的第一端部（51），去除多余余量，精车该端内孔；精车工件第二端部（52），去除第二端部（52）多余余量，精车该端内孔，所述工件七比工件五的第一端部（51）外径小2.8-3mm，所述工件七比工件五第一端部（51）的内孔的孔径大2.8-3.2；所述工件七比工件五的第二端部（52）外径小1.9-2.1mm、工件七比工件五的第二端部（52）内孔的孔径大1.9-2.1。
8.根据权利要求4所述的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其特征在于：步骤S11中铣键槽是在靠近第一端部（51）的外周面上设置键槽一（55）和键槽二（56），所述键槽一（51）的宽度为9.1-9.25，槽深为3.8-4；所述键槽二（56）的宽度为9.1-9.25，槽深为4.2-4.35。
9.根据权利要求1所述的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其特征在于：步骤S10中精车时工件六通过夹具固定在机床上，所述夹具包括连接盘（6），所述连接盘（6）一端设置芯棒（7），所述连接盘（6）另一端连接机床主轴，所述芯棒外周套设工件六。
10.根据权利要求9所述的航空发动机薄壁空心长轴加工方法，其特征在于：芯棒（7）包括芯棒一（71）和芯棒二（72），所述芯棒一（72）的一端设置定位件一（8），所述芯棒一（71）和芯棒二（72）之间设置定位件二（9），所述芯棒二（72）远离芯棒一（71）的一端延伸至工件六外，所述芯棒（7）和工件六之间有空隙，通过工件六的第二端部（52）注入锡泌合金至空隙中。
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