专利汇可以提供一种超薄壁航空发动机火焰筒型面加工方法专利检索,专利查询,专利分析的服务。并且本 发明 公开了一种超薄壁航空 发动机 火焰筒型面加工方法,包括型面的加工和型面上深窄槽的加工,按照下述流程加工:火焰筒毛坯→粗车型面→去应 力 热处理 →半精车内、外型面,留余量→去 应力 热处理→车基准→精车外型面→车深窄槽→最后精车内型面,其中粗车型面时采用数控编程 车削 ,车深窄槽时利用宏程序循环车削,及时排屑。本发明能有效的解决火焰筒型面加工中容易出现的型面 变形 严重、壁厚尺寸不均匀以及刀具和 工件 表面因切削参数的不合理造成的烧伤,提高了加工 质量 和加工效率。,下面是一种超薄壁航空发动机火焰筒型面加工方法专利的具体信息内容。
1.一种超薄壁航空发动机火焰筒型面加工方法,包括型面的加工和型面上深窄槽的加工,其特征在于,按照下述流程加工:火焰筒毛坯→粗车型面→去应力热处理→半精车内、外型面,留余量→去应力热处理→车基准→精车外型面→车深窄槽→最后精车内型面。
2.根据权利要求1所述的超薄壁航空发动机火焰筒型面加工方法,其特征在于:所述粗车型面时采用数控车床加工,并按照预设的走刀路径车削外型面。
3.根据权利要求2所述的超薄壁航空发动机火焰筒型面加工方法,其特征在于:所述走刀路径包含多条折线段,相邻折线段之间通过圆弧连接。
4.根据权利要求1所述的超薄壁航空发动机火焰筒型面加工方法,其特征在于:车削外型面时采用通用型合金车刀;
半精车内、外型面时采用球形合金车刀;
精车内、外型面时采用球形合金车刀。
5.根据权利要求1所述的超薄壁航空发动机火焰筒型面加工方法,其特征在于:所述车深窄槽时,在数控车床上按照刀具每进刀一次后退刀一次进行车削,且退刀量小于进刀量,当累计进刀量达到设定值时刀具退出深窄槽排屑。
6.根据权利要求5所述的超薄壁航空发动机火焰筒型面加工方法,其特征在于:所述刀具每次的进刀量相等,退刀量也相等。
7.根据权利要求5所述的超薄壁航空发动机火焰筒型面加工方法,其特征在于:所述累计进刀量小于深窄槽的槽深。
8.根据权利要求5所述的超薄壁航空发动机火焰筒型面加工方法,其特征在于:所述累计进刀量等于深窄槽的槽深。
9.根据权利要求5所述的超薄壁航空发动机火焰筒型面加工方法,其特征在于:所述数控车床加工时采用宏程序编程,编程时包括设置以下变量,
起刀点X轴坐标#1;
起刀点Z轴坐标#2;
槽与轴向夹角#3;
初始进刀深度#4;
退刀距离#5;
切削总深度#6;
进刀终点X轴坐标#11;
进刀终点Z轴坐标#12;
退刀终点X轴坐标#21;
退刀终点Z轴坐标#22;
且上述变量#1、#2、#3、#4、#5、#11、#12、#21、#22之间满足下述关系:
#11=#1-2*#4*SIN[#3];
#12=#2-#4*COS[#3];
#21=#11+2*#5*SIN[#3];
#22=#12+#5*COS[#3]。
10.根据权利要求5所述的超薄壁航空发动机火焰筒型面加工方法,其特征在于:还包括设置循环和判断,每次进刀时,变量初始进刀深度#4累加一个定值作为进刀量,并比较该变量的最终值与变量切削总深度#6的值,当变量初始进刀深度#4累加后的最终值小于变量切削总深度#6的值时,刀具继续按照变量#11、#12、#21、#22进刀和退刀,当变量初始进刀深度#4累加后的最终值大于等于变量切削总深度#6的值时,刀具退出深窄槽。
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