способ нарезания резьбы и разжимная цанга

Формула изобретения

1. Способ нарезания резьбы на токарном станке в полом тонкостенном цилиндрическом изделии типа корпуса ракетного двигателя, включающий предварительную расточку внутренней поверхности черновыми и чистовыми проходами с последующим нарезанием резьбы в корпусе ракетного двигателя, отличающийся тем, что после черновой расточки осуществляют термостабилизацию размеров корпуса ракетного двигателя при нормальной температуре в течение не менее 24 часов, затем его закрепляют в зажимном патроне токарного станка с поворотом на угол, равный 120°, и осуществляют чистовую расточку с последующим нарезанием резьбы, при этом перед закреплением корпуса ракетного двигателя в зажимном патроне токарного станка в его полость устанавливают разжимную цангу, выполненную в виде разрезной чаши с конусом в ее полости и отогнутыми вовне лепестками, образующими с обратной стороны лепестка конический участок поверхности, сопряженный с поверхностью конуса, и выполненными на концах с контактными площадками для формирования в зоне сжатия корпуса ракетного двигателя встречного усилия, при этом в центре конуса выполняют сквозное отверстие, в котором размещают винт, ввинчивающийся в выполненное в ножке чаши глухое резьбовое отверстие, а основание ножки чаши выполняют с кольцевым скосом для сопряжения с дном корпуса ракетного двигателя.

2. Разжимная цанга для полого тонкостенного цилиндрического изделия типа корпуса ракетного двигателя, характеризующаяся тем, что она выполнена в виде разрезной чаши, лепестки которой отогнуты вовне с образованием с обратной стороны лепестка конического участка поверхности, сопряженного с поверхностью установленного в полости чаши конуса, а концы лепестков выполнены с контактными площадками для формирования в зоне сжатия корпуса ракетного двигателя встречного усилия, при этом в центре конуса выполнено сквозное отверстие, в котором размещен винт, ввинчивающийся в выполненное в ножке чаши глухое резьбовое отверстие, а основание ножки чаши выполнено с кольцевым скосом для сопряжения с дном корпуса ракетного двигателя.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области нарезания резьбы на токарных станках и может быть использовано для нарезания резьбы в полых тонкостенных цилиндрических изделиях в виде корпуса ракетного двигателя.

Известны способы нарезания резьбы в тонкостенных цилиндрических изделиях на токарных станках (см. В.С. Корсаков, «Основы конструирования приспособлений», учебник для ВУЗов, М., «Машиностроение», 1983, стр.36-38, рис.17-18). Известен способ нарезания резьбы (см. SU 7768088 А1, B23G 1/34, 07.11.1980) - прототип.

Недостатком известного способа является то, что при нарезании резьбы в тонкостенном цилиндрическом изделии в виде ракетного двигателя крепление заготовки в патроне токарного станка вызывает деформации, приводящие к возникновению погрешности формы в поперечном сечении изделия. Величина погрешности формы в поперечном сечении увеличивается после раскрепления изделия из патрона токарного станка после токарной операции за счет упругого восстановления, что увеличивает процент брака до 10%. В большинстве случаев технологическая база, за которую осуществляют крепление в токарном патроне, имеет погрешность в поперечном сечении в виде огранки. При закреплении эта погрешность добавляется на внутренний диаметр тонкостенного изделия, что приводит к образованию конусности и при черновой обработке, особенно при износе резца, может достигать недопустимых значений. Возникающая деформация влечет за собой негодность расточенного внутреннего диаметра, а также искажение последних витков резьбы, которые располагаются непосредственно под технологической базой в зоне сжатия.

В результате этого наблюдаются локальные выходы необходимого диаметрального размера за пределы поля допуска. При такой погрешности оценка резьбы резьбовым калибром признается негодной.

Технической задачей, на которое направлено изобретение, является повышение качества получаемой продукции за счет минимизации величины погрешности формы поперечного сечения.

Решение поставленной технической задачи достигается тем, что в способе нарезания резьбы на токарном станке в полом тонкостенном цилиндрическом изделии типа корпуса ракетного двигателя с предварительной расточкой внутренней поверхности черновыми и чистовыми проходами с последующим нарезанием резьбы в корпусе ракетного двигателя после черновой расточки осуществляют термостабилизацию размеров корпуса ракетного двигателя при нормальной температуре в течение не менее 24 часов, затем его закрепляют в зажимном патроне станка с поворотом на угол, равный 120°, и осуществляют чистовую расточку с последующим нарезанием резьбы, при этом перед закреплением корпуса ракетного двигателя в зажимном патроне станка в его полость устанавливают разжимную цангу, выполненную в виде разрезной чаши с конусом в ее полости и отогнутыми вовне лепестками, образующими с обратной стороны лепестка конический участок поверхности, сопряженный с поверхностью конуса, и выполненными на концах с контактными площадками для формирования в зоне сжатия корпуса ракетного двигателя встречного усилия.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображено закрепленное в патроне токарного станка тонкостенное цилиндрическое изделие типа корпуса ракетного двигателя при совмещенных метках на патроне и изделии, а также эпюра деформации поперечного сечения изделия после черновой расточки, на фиг.2 показано перезакрепленное изделие со смещением его в патроне на 120° и эпюра деформации поперечного сечения после чистовой расточки и нарезания резьбы, на фиг.3 изображено расположение разжимной цанги в полости изделия и направление усилия в зоне сжатия, на фиг.4 изображена разжимная цанга.

Позиции на фиг.1, фиг.2 обозначают:

1 - корпус ракетного двигателя;

2 - патрон токарного станка;

3 - кулачки патрона;

4 - губки;

5 - эпюры деформации.

Позиции на фиг.3 и фиг.4 обозначают:

6 - разрезная чаша разжимной цанги;

7 - лепестки;

8 - контактные площадки;

9 - конус;

10 - сквозное отверстие в центре конуса;

11 - винт;

12 - глухое резьбовое отверстие;

13 - ножка чаши;

14 - кольцевой скос.

Изобретение работает следующим образом.

Черновая и чистовая расточки выполняются как самостоятельные операции. При этом временной интервал между ними должен быть не менее 24 часов, за который в изделии произойдет максимальное упругое восстановление размеров. Используя конструктивные особенности изделия (наличие трех перемычек через 120° и маркировочной метки напротив одной из них), при закреплении его на операции черновой расточки последнее ориентируется перемычкой относительно кулачка токарного патрона с нулевой меткой. Далее, на чистовой расточке изменяется угловая ориентация изделия по следующей перемычке поворотом на 120° относительно той, которая была установлена на черновой расточке. Таким образом, форма поперечного сечения изделия в зоне нарезания резьбы становится близкой к окружности. После этого в корпус ракетного двигателя устанавливают разжимную цангу до упора в дно корпуса 6, центрируя ее в изделии кольцевым скосом 14, при этом лепестки 7 своими контактными площадками 8 оказываются в зоне наибольшей деформации, т.е. в месте технологической базы, за которую производят зажим изделия в патроне 2 токарного станка. Затем, с помощью съемного ключа, вращением по часовой стрелке закручивают винт 11 в резьбовое отверстие 12 в ножке 13 чаши 6, который двигает конус 9. В результате чего конус 9, скользя по коническим поверхностям лепестков 7, разжимает их и они своими контактными площадками 8 создают встречное усилие в зоне сжатия изделия в патроне токарного станка, т.е. в зоне последующего нарезания резьбы. Установив разжимную цангу в патрон 2 токарного станка, приступают к нарезанию резьбы, при этом воздействие сжатия на изделие кулачками патрона токарного станка и силовое воздействие нарезающего резьбу инструмента уравновешивается встречным усилием разжимной цанги. После нарезания резьбы изделие извлекается из патрона токарного станка, затем с помощью ключа, вращением против часовой стрелки, выкручивая винт 11, выдвигается конус 9 в обратном направлении, лепестки 7 сжимаются и цанга свободно извлекается из полости изделия и переставляется в следующее.

Изобретение позволяет минимизировать величину погрешности нарезания резьбы в тонкостенном полом цилиндрическом изделии, каковым является корпус ракетного двигателя.