飞机发动机叶片安装体加工工艺设计

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1、目录1绪论11.1飞机发动机叶片安装体加工工艺设计的目的和意义11.2国内外研究发展状况21.2.1国内外涡轮盘材料发展应用状况21.2.2国内涡轮盘加工情况31.3小结42工艺规程设计52.1生产纲领与生产类型52.1.1生产纲领52.1.2生产类型52.2零件的材料及结构分析52.2.1零件材料分析52.2.2零件结构分析62.3毛坯的选择72.4工艺规程设计72.4.1定位基准的选择72.4.2加工经济度与加工方法的选择92.4.3加工路线的选择102.4.4工序顺序的安排132.4.5确定机械加工余

2、量及毛坯尺寸162.5工序设计182.5.1机床的选择182.5.2夹具的选择192.5.3刀具的选择192.6切削用量的选择202.6.1切削速度的选定202.6.2进给量的选定212.6.3切削速度的选定21第Ⅱ页共Ⅱ页2.7切削高温合金时的切削用量212.7.1切削用量的选择原则212.7.2高温合金的加工222.8时间定额的计算242.8.1技术时间定额的组成242.8.2单件时间和单件工时定额计算公式252.9编制工艺卡片253旋风铣刀的设计523.1刀片的选择533.1.1刀片材料的选择533.

3、1.2刀片尺寸及外形543.2铣刀刀体的确定553.3附属零件的选用564切槽用成型车刀的设计574.1成型车刀的用途和类型574.2成型车刀前角和后角的选择及合理数值574.2.1成型车刀前角选择原则574.2．2成型车刀后角选择原则584.2.3前角和后角的合理数值584.2.4主偏角和副偏角的选择原则604.3刀具角度计算614.4成型车刀材料及尺寸的选择624.4.1刀片材料及尺寸的选择624.4.2刀体材料及尺寸的选择634.5机夹方式634.6成型车刀样板645结论65参考文献66致谢68第Ⅱ页

4、共Ⅱ页1.绪论1.1飞机发动机叶片安装体加工工艺设计的目的和意义我毕业设计的题目是飞机发动机叶片安装体加工工艺规程设计，这在飞机发动机制造方面具有很高的应用价值。众所周知，现代国民的生活和安全保障均离不开航空航天工程。航空发动机的发展与高温合金的发展是齐头并进、密不可分的，前者是后者的主要动力，后者是前者的重要保证。发动机是一架飞机的“心脏”，而叶片是发动机的动力来源[1]。叶片必须固定在涡轮盘（叶片安装体）上,不能发生周向转动和轴向移动，并用套类零件将每个叶片隔开。涡轮盘（也叫飞机叶片安装体）是发动机重要

5、的热端部件之一。它在极为苛刻的条件下工作，飞行时承受着启动-停车循环中的机械应力和温差引起的热应力的共同作用，因而要求材料具有足够的力学性能和理化性能，特别是在使用温度范围内要有尽可能高的低周循环疲劳和热疲劳性能，这是确定涡轮盘工作寿命的关键因素[2]。图1.1飞机发动机飞机发动机叶片安装体的结构工艺性很差,它没有退刀槽，槽两壁深度不同，径向槽内有轴向槽。同时，材料强度高、韧性大、难断屑、导热系数低，切削温度高，刀具磨损严重，刀具耐用度很低，因而切削加工性很差。特别是生产效率很低。目前，采用进口的硬质合金刀

6、具材料，在很低的切削速度下（≤12m/min）加工,其成本和质量都成为制约企业的难题。为了赶上或超过先进国家的制造水平，必须改进工艺、革新刀具和采用先进制造技术，提高叶片安装体的生产效率，以适应国内航空军事的快速发展和未来可能的战事需要。第Ⅱ页共Ⅱ页1.2国内外研究发展状况1.2.1国内外涡轮盘材料发展应用状况适合制造涡轮盘的材料很多，但应用最多的是高温合金。下面列举一些适合做涡轮盘的高温合金材料及其特性[3]：固溶强化型高温合金GH1040，在900-1000℃下短时使用可达足够高的瞬时强度，热加工塑性好

7、，用于700℃以下的涡轮盘、轴和紧固件。时效硬化型铁基合金高温合金GH2036，合金成分简单，组织稳定，在600-650℃有较好的物理和力学性能，并有良好的切削加工性能，合金的膨胀系数大，用于650℃的涡轮盘、环形件和紧固件。时效硬化型铁基合金高温合金GH2135，有较好的热强性、热加工塑性良好，但疲劳性能差，切削加工性较差，表面渗铝后可提高抗氧化性，用于700-750℃的涡轮盘、工作叶片及其他高温部件。时效硬化型铁基合金高温合金GH2136，在700℃以下使用有良好的综合性能，长期使用组织稳定，有较好的抗

8、氧化性，并且线胀系数较小，易于焊接成形，用于650-700℃下的涡轮盘材料。时效硬化型镍基合金高温合金GH4033，在750℃有满意的高温强度，在900℃以下有良好的抗氧化性能，并有良好的热加工和械加工性能，易于锻轧成材,用于工作温度为700℃的涡轮叶片和750℃的涡轮盘等材料。综合考虑工作温度以及机械加工性能，高温合金GH4033更适合做涡轮盘的材料。目前，国外某些发达国家采用粉末冶金的方法来制造涡轮盘。俄罗斯