面向锥孔分段加工的刀具设计方法

技术领域

本发明涉及刀具设计技术领域，尤其涉及用于锥孔机械加工中的刀具设计技术领域，具体为一种面向深长型小直径小锥度锥孔分段加工的刀具设计方法

背景技术

深长型小直径小锥度锥孔是航空航天零件加工中的常见特征结构，一般深径比>5、锥度<15°，该类型锥孔的加工当前面临以下加工难点：

产品用于航空航天发动机等恶劣工作环境下，产品本身往往采用马氏体不锈钢、高温合金等难加工材料；并且要加工的深长型小直径小锥度锥孔，往往都是产品设计中起关键作用的结构，加工质量要求很高，如表面粗糙度要求小于Ra1.6。因此，利用铰刀通过常规径向分层加工的方法进行数控加工时，锥孔的侧壁与铰刀的切削面会全面接触造成自锁，导致加工过程切削力较大，加工过程容易震刀甚至断刀；而且由于锥孔孔径小，采用铰刀进行径向分层加工时，铰刀的容屑槽容屑量较小，切屑堆积容易划伤工件，也会导致锥孔表面质量不达标。而由于产品自身价值很高，往往一件产品价值就在上百万元，一个小小的锥孔加工不合格，就会导致整个产品报废，经济损失巨大；所以，虽然有相关文献公开介绍采用数控加工方式进行锥孔加工，但公开文献中的方法并不能解决上述加工过程切削力较大，易震刀甚至断刀，以及切屑堆积容易划伤工件的问题。而且实际调研也发现，国内主要航空航天发动机加工生产单位目前并没有对该类深长型小直径小锥度锥孔实现全数控加工，仍然是由工人操作摇臂钻配合结构复杂的导向钻具，通过工人感知加工过程的切削力动态调整进刀量，以确保不出现震刀和切削划伤等问题。但这种加工方式耗时很长，而该类锥孔结构在产品中数量多，就导致又出现了加工效率低、加工成本高、产品一致性差等问题。

针对该问题，申请人另辟蹊径，采用轴向分段加工的方式降低加工过程切削力，避免加工断刀和自锁。但在采用轴向分段加工过程中，不同加工段存在接刀痕，使得仅采用锥孔分段方法难以使锥孔达到要求的加工精度。

发明内容

为解决深长型小直径小锥度锥孔轴向分段加工时存在接刀痕，导致锥孔表面质量不达标的问题，本发明从刀具设计角度出发，提出一种面向锥孔分段加工的刀具设计方法，通过使用该方法设计得到的锥度铰刀，解决了锥孔轴向分段加工中的接刀痕及锥度加工问题，实现了深长型小直径小锥度锥孔的全数控加工，并且能够确保不出现震刀和切削划伤等问题。

本发明的技术方案为：

所述面向锥孔分段加工的刀具设计方法，根据锥孔轴向分段加工的分段数，确定需要设计的刀具把数；

每把刀具的刀刃部分设计分为刀具过渡段和刀具切削段；所述刀具切削段的锥度与锥孔要求锥度保持一致；所述刀具过渡段分为未切削过渡段和已切削过渡段，未切削过渡段锥度大于锥孔要求锥度，已切削过渡段锥度小于锥孔要求锥度；

第一把加工刀具的刀具切削段位于刀刃部分后部，刀具切削段前方为未切削过渡段；最后一把加工刀具的刀具切削段位于刀刃部分前部，刀具切削段后方为已切削过渡段；其余刀具的刀具切削段位于刀刃部分中部，刀具切削段前方为未切削过渡段，刀具切削段后方为已切削过渡段；

依次相邻加工的两把刀具的刀具切削段在轴向位置上具有重叠带。

进一步的，所述重叠带设置为1-5mm。

进一步的，所述刀具的刀刃部分轴向长度相同。

进一步的，所述刀具中未切削过渡段锥度大于锥孔要求锥度3°-5°，已切削过渡段锥度小于锥孔要求锥度3°-5°。

进一步的，所述刀具的侧刃设计为不大于0.2°的圆锥刃带；所述刀具的刀具后角设计成8°-12°圆弧铲背后角。

进一步的，所述刀具为4刃刀具。

进一步的，所述刀具的刀具刃口不做钝化处理，切削刃覆盖不超过3um的物理涂层。

有益效果

本发明提出的刀具设计方法，通过刀具锥度设计、重叠带设计，以及进一步的刃口设计以及前后角设计，可以有效解决深长型小直径小锥度锥孔分段加工过程接刀痕问题和容屑量不足等问题，实现表面精度

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1：实施例中深长型小直径小锥度锥孔(发动机喷嘴环12°锥孔)结构图；

图2：实施例中深长型小直径小锥度锥孔加工1号锥度铰刀设计图；

图3：实施例中深长型小直径小锥度锥孔加工2号锥度铰刀设计图；

图4：实施例中深长型小直径小锥度锥孔加工3号锥度铰刀设计图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

某型航天发动机喷嘴环主体材料为马氏体不锈钢，属于难加工材料，其中喷嘴环斜锥孔是其中的关键结构特征，如图1所示，包括

申请人针对难加工材料上的深长型小直径小锥度锥孔，采用轴向分段数控加工的方式降低加工过程切削力，避免加工断刀和自锁，但在采用轴向分段加工过程中，不同加工段存在接刀痕，使得仅采用锥孔分段方法难以使锥孔达到要求的加工精度。为此，本实施例中提出的刀具设计方法，通过刀具设计实现了该类锥孔的分段加工，解决了分段加工中的接刀痕问题、提高了锥孔的加工质量。

针对前述某型航天发动机喷嘴环斜锥孔中的12°锥孔，根据刀具Z向标定结果，将该锥孔分为三段精加工，因此根据所提方法设计了3把锥度铰刀进行锥孔的精加工，每段精加工采用不同的锥度铰刀实现。根据锥孔的尺寸要求以及分段加工的接刀痕问题，采用刀具过渡段设计、重叠带设计、刀具侧刃圆锥刃带设计以及圆弧铲背后角设计实现锥度铰刀的设计。

每把锥度铰刀的刀刃部分分为刀具过渡段和刀具切削段；所述刀具切削段的锥度与锥孔要求锥度保持一致；所述刀具过渡段分为未切削过渡段和已切削过渡段，为了有效地实现锥孔分段加工不同段的有效接刀，在刀具未加工过渡段和已加工过渡段的分别设计避让角度，实现接刀，其中未切削过渡段锥度大于锥孔要求锥度3°-5°，已切削过渡段锥度小于锥孔要求锥度3°-5°，保障分段加工的顺利过渡；第一把加工的锥度铰刀的刀具切削段位于刀刃部分后部，刀具切削段前方为未切削过渡段；最后一把加工的锥度铰刀的刀具切削段位于刀刃部分前部，刀具切削段后方为已切削过渡段；其余锥度铰刀的刀具切削段位于刀刃部分中部，刀具切削段前方为未切削过渡段，刀具切削段后方为已切削过渡段。

为了实现接刀痕的有效处理，依次相邻加工的两把锥度铰刀的刀具切削段在轴向位置上具有1-5mm重叠带，实现接刀痕的处理。

为了保障锥孔的锥度，刀具的侧刃上设计不大于0.2°的圆锥刃带，将刀具后角设计成8°-12°圆弧铲背后角。并且根据锥孔加工的排屑需求，将锥度铰刀设计为4刃铰刀，以获取较大的容屑槽，利于加工排屑，避免排屑不畅划伤锥孔表面。

下面给出3把锥度铰刀的具体设计参数：

如图2所示，1号锥度铰刀总长200mm，刃部长52.15mm，刀具切削段在刃后部，长度18.5mm，刀具切削段锥度设计为12°，锥孔大端计算Z＝53.54mm，刀具前角为0°、后角为12°圆弧铲背后角，未加工过渡段锥度为16°，刃口上，设计了0.05°的圆锥刃带，以保障被加工锥孔的锥度，且刃口不做钝化处理，刃口覆盖3um的PVD物理涂层。

如图3所示，2号锥度铰刀总长198.59mm，刃部长52.15mm，刀具切削段在刃中部，长度18.5mm，并与1号锥度铰刀刀具切削段设计有1mm的重叠带，刀具切削段锥度设计为12°，锥孔大端计算Z＝51.87mm，刀具前角为0°、后角为12°圆弧铲背后角，未加工过渡段锥度为16°、已加工过渡段锥度为8°，刃口上，设计了0.05°的圆锥刃带，以保障被加工锥孔的锥度，且刃口不做钝化处理，刃口覆盖3um的PVD物理涂层。

如图4所示，3号锥度铰刀总长200mm，刃部长52.15mm，刀具切削段在刃前部，长度18.5mm，并与2号锥度铰刀刀具切削段设计有2.35mm的重叠带，刀具切削段锥度设计为12°，锥孔大端计算Z＝53.43mm，刀具前角为0°、后角为12°圆弧铲背后角，已加工过渡段锥度为8°，刃口上，设计了0.05°的圆锥刃带，以保障被加工锥孔的锥度，且刃口不做钝化处理，刃口覆盖3um的PVD物理涂层。

通过上述3把锥度铰刀，解决了深长型小直径小锥度锥孔分段加工接刀痕问题，从而提高锥孔的加工质量，避免因接刀痕导致的零件报废带来的成本问题。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。