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低压一级内环车削的工艺改进【摘要】: 本文针对低压一级内环精加工工序工艺改进过程进行分析和论证,通过改制夹具, 改进加工路线和切削用量,使零件加工达到了零件图纸要求。【关键词】: 高温合金、薄壁件、易变形、工艺路线前言低压一级内环是航空发动机上一重要零件。该零件材料为 GH1140 ,是铁镍基高温合金,毛坯是锻坯,最大旋转直径为 346mm, 最长为 22mm, 最薄处为 , 该零件属于典型薄壁旋转件, 具体见图一。由于其材料和形状的特殊性, 在前几批加工中许多尺寸和技术要求超差,严重影响了零件的交付。在工艺部门的指导下,根据前几批加工情况,以及零件特性和变形情况,重新改制了夹具,改进了原来的加工路线和切削用量,使以后所加工零件都达到了零件图纸要求。本文针对低压一级内环精加工工序工艺改进过程进行分析和论证。图一一、工艺流程及出现的问题 1、原工艺流程简介 0 工序毛坯----10-30 工序粗车----40 工序稳定处理----45-50 工序半精车----55 工序磨工----60-70 工序精车----75 工序磨工----80 工序拉工----90 工序钳工----100 工序标印 s ----110 工序检验。 图二所示粗实线为 60 工序所加工的尺寸。 A 为支靠面, B 为定位面, C 为压紧面。 改进前本精加工工序加工完后出现如下问题;因为没有专用夹具,使零件在自由状态下产生较为严重变形,如:尺寸 ± 的支靠面上变形量最大的有 ,Φ ?锥面上的椭圆最大的达到 - 。 60 工序加工内容: 图二 图三所示粗实线为 70 工序所加工的尺寸 B 面为支靠面。 C 面为定位面。 D 面为压紧面。二、加工中出现的问题 1、夹具装夹时引起零件的变形。 2、壁厚尺寸 ?的局部超差 3、长度尺寸 ± , ± ,外圆尺寸Φ 006 .0346 ?的局部超差,同轴度达不到工艺要求。 70 工序加工内容图三三、工艺分析 1、零件材料的分析该零件材料为 GH1140 , 为铁镍基高温合金, 高温合金又称耐热合金, 或热强合金,能在 600 ℃~ 850 ℃的高温氧化及燃气腐蚀条件下工作,具有优良的热强性能、热稳定性能。其热强性取决于组织稳定性及原子间的结合力,这是由于在铁镍基中加入了高熔点的 Cr、W、 Mo、 Ti、 Nb 等元素, 原子间结合力大。另外, 高温合金是航空、航天工业的重要结构材料。 1 高温合金的可切削性机理 成分、金相组织对可切削性的影响高温合金的基体是高熔点的合金元素, 如铁、镍、铬、钴等, 根据其中一种金属占优势, 而具有铁基高温合金、铁镍基高温合金、镍基高温合金、钴基高温合金等名称。组成高温合金的合金元素还有很多种, 包括金属和非金属合金元素, 这些合金元素在高温合金中可形成硬度高的化合物, 有的是碳化物, 如碳化钛(TiC)、碳化钒(VC) 、碳化铌(NbC)、碳化钨( WC) 等, 碳化物的显微硬度达 2400~3200HV 。有的是氮化物, 如氮化钛(Ti N), 氮化钒(v N), 氮化铌(Nb N) 等, 氮化物的显微硬度更高, 莫氏硬度达 8~9 。有的是相间化合物, 如铬化铁(FeCr)、铬化钴(Co Cr)、钼铬化铁(FeCrMo) 等, 相间化合物的硬度也很高, 显微硬度达 1000~1300HV 。此外, 还有 Al2和si()2 等相间硬质点。有的合金元素又熔人固溶体中使基体得到强化, 例如铝、钛在镍基奥氏体中形、而弥散分布的金属间化合物 7,即NbAl,Ti 强化基体。钨、钼, 铌、钽等元素则进入这些化台组织复杂化, 又析出它们的碳化物, 硼、锆等元永 1J!lJ 强化晶界。所有这些作用都使合金的高温强提高。由于高温合金的成分和组织特性, 可切削性很差, 以45 号钢的可切削性为 100 %, 高m 合金的相属材料中可切削性极差的一种。高温合金的抗热性愈高, 其可切削性愈謦。合金的抗热性与合金中的强化相的百分含量成直线关系, 合金中强化相愈多其分散程度愈商合金的抗热性就愈高。因此, 强化相含量较高的合会就具有较低的可切削性, 如 GH3 4— GH3 6— GH1 32— GH1 35—乙 H140— GH3 0— GH3 3— GH3 7— GH4 9 部分高温合金的可切削性由易到难的 JlIj『l 序, 随抗热性的提高可切削性下降。高温合金可切削性差的原因又可归纳为以 F几个方面: 其切削加工性能表现在以下几个方面: 切削力大。在切削加工过程中, 由于其材料强度高,尤其是热强性高,抗塑变能力强,