CN106636600A - 用于航空发动机大型零部件修复补焊后局部热处理的方法 - Google Patents

用于航空发动机大型零部件修复补焊后局部热处理的方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种用于航空发动机大型零部件修复补焊后局部热处理的方法，所采取的技术措施包括，将待热处理零部件安置在真空炉内的载物台上，将真空炉内压力抽真空至6.65×10‑2Pa以下，并维持该真空度，用加电热带对待热处理零部件局部修复补焊区域加热至620～720℃，保持120～480分钟后随炉冷却至室温，即完成待处理零部件局部修复补焊的热处理，在加热处理过程中，使用与记录仪连接的控温电偶、记录负载电偶、监控热电偶分别对修复补焊区的温度进行控制、以及记录加热负载和对外加热区域温度进行监控，使用与超温报警仪连接的超温报警电偶进行超温报警，使用分别与记录仪和控制仪连接的控温热电偶对修复补焊区的温度进行控制。

Description

用于航空发动机大型零部件修复补焊后局部热处理的方法
技术领域
本发明涉及航空发动机大型零部件局部缺陷修复补救技术，更为具体地说，是涉及一种用于对航空发动机大型零部件局部缺陷修复补焊区域进行热处理的方法。
背景技术
航空发动机的大型零部件的材质都为钛合金，由铸造坯件经机加工完成。在航空发动机的生产实践中不时会出现这样的情况，即大型零部件在机加工过程中，经精加工到设计图尺寸的零件表面，零件表面出现了局部铸造缺陷，如果将整个零件报废，会带来以万计的经济损失，为了挽救损失，通常的做法是对缺陷部位进行补焊修复，但对零件缺陷部位进行补焊修复，会在补焊部位区域产生热应力，而热应力在以后的时效过程中会导致零件变形。这在航空发动机运行中是不允许的。因此，在对零件缺陷部位进行补焊修复后，需要对补焊部位区域进行热处理。传统的做法是对精加工到设计尺寸的零件进行整体热处理，但存在变形大的问题，会导致零件变形过大而使零件尺寸超差，以及能源耗用大的问题。
为了克服传统整体加热处理存在的问题，减小零件的热变形，现有技术主要采取对零部件进行局部热处理。通常采取将热电阻丝套在陶瓷垫片上，贴合在零件局部表面在大气环境下直接进行加热。申请人在生产实践中发现，采用现有技术在对零件局部进行热处理的过程中，零件表面会出现氧化，严重时会出现氧化皮。航空发动机零部件，由于其材质主要使用钛合金，在采用现有技术的方法进行局部热处理时，除了零件表面出现氧化外，还会产生表面污染，生成很厚的富氧层(α层)，使零件存在脆性开裂的潜在风险。
发明内容
针对航空发动机大型零部件局部缺陷补焊修复后热处理的技术现状与不足，本发明的目的旨在提供一种新的用于航空发动机大型零部件局部修复补焊热处理方法，以解决航空发动机大型零部件局部缺陷补焊修复后的热处理问题。
本发明提供的用于航空发动机大型零部件局部修复补焊热处理的方法，所采取的技术措施包括，将待热处理零部件安置在真空炉内的载物台上，将真空炉内压力抽真空至6.65×10-2Pa以下，并维持该真空度，用加电热带(2)对待热处理零部件局部修复补焊区域加热至620～720℃，保持120～480分钟后随炉冷却至室温，即完成待处理零部件局部修复补焊的热处理，在加热处理过程中，使用与记录仪连接的控温电偶、记录负载电偶、监控热电偶分别对修复补焊区的温度进行控制、以及记录加热负载和对外加热区域温度进行监控，使用与超温报警器连接的超温报警电偶进行超温报警，使用分别与记录仪和控制仪连接的控温热电偶对修复补焊区的温度进行控制。
在本发明提供的上述的热处理方法中，最好将加热区域(11)控制为由补焊区域(9)向外延伸补焊区域宽度3～4倍的范围。
在本发明提供的上述的热处理方法中，对待热处理零部件局部修复补焊区域加热过程中，区域温度分布均匀性，最好控制为不大于±14℃。
在本发明提供的上述的热处理方法中，待热处理零部件局部修复补焊区域加热温度最好控制在700～740℃范围。
采用本发明提供的热处理方法对航空发动机大型零部件局部缺陷修复补焊后进行热处理，由于只对零件局部缺陷修复补焊区域进行热处理，且热处理过程是在真空下和在控温电偶、超温报警电偶、记录负载电偶以及监控热电偶的控制下进行的，因此，保证了在待处理零部件局部缺陷补焊区域热应力得到了消除的同时，避免了现有技术在大气下对钛合金材质的大型零部件进行局部热处理存在的零件表面氧化，严重时会出现氧化皮，表面产生污染，生成很厚的富氧层(α层)等问题，也避免了对精加工到图纸尺寸的零件进行整体热处理存在的变形过大，导致零件变形尺寸超差。
附图说明
附图1是本发明提供的热处理设备整体结构示意图。
附图2是热处理设备中的加热控制部分的结构示意图。
在上述附图中各图示标号标识的对象分别为：1-真空炉；2-排气接管；3-真空泵；4-载物台；5-加热带；6-氩气输入接管；7-控制柜；8-待热处理零部件；9-补焊区域；10-加热区域；11-外加热区域；12-超温报警电偶；13-控温电偶；14-监控电偶；15-负载电偶；16-控制仪；17-记录仪；18-超温报警仪。
具体实施方式
下面结合附图给出本发明的实施例，并通过实施例对本发明进行进一步的具体描述。有必要在此指出的是，实施例只用于对本发明作进一步说明，不能理解为对本发明保护范围的限制，该领域的技术熟练人员可以根据上述本发明的内容做出一些非本质的改进和调整进行实施，但这样的实施应仍属于本发明的保护范围。
实施例1
本实施例提供的用于航空发动机大型零部件局部修复补焊热处理的方法，其所使用的加热设备如附图1和附图2所示，由真空炉1、通过管道与真空炉连接的真空泵3和控制柜7构成，所述真空炉的壳体上设置有与氩气源连接的氩气输入接管6和排气接管2，真空炉内设置有用于安置待热处理零部件8的载物台4。待处理的零部件8为叶轮盘。处理方法为：将待热处理零部件安置在真空炉内的载物台上，将真空炉内压力抽真空至6.65×10-2Pa以下，并维持该真空度，用加电热带2对待热处理零部件局部修复补焊区域加热至704℃，将加热区域(11)控制为由补焊区域(9)向外延伸补焊区域宽度4倍的范围，并保证加热区域温度分布不均匀性控制在不大于±14℃，在该温度下保持120～130分钟后随炉冷却至室温，即完成待处理零部件局部修复补焊的热处理，在加热处理过程中，使用与记录仪17连接的控温电偶13、负载电偶15、监控电偶14分别对修复补焊区的温度进行控制、以及记录加热负载和对外加热区域温度进行监控，使用与超温报警仪18连接的超温报警电偶12进行超温报警，使用分别与记录仪17和控制仪16连接的控温热电偶13对修复补焊区的温度进行控制。

Claims (4)

1.一种用于航空发动机大型零部件修复补焊后局部热处理的方法，其特征在于，将待热处理零部件(8)安置在真空炉(1)内的载物台(4)上，将真空炉内压力抽真空至6.65×10- 2Pa以下，并维持该真空度，用加电热带(5)对待热处理零部件局部修复补焊区域加热至620～720℃，保持120～480分钟后随炉冷却至室温，即完成待处理零部件局部修复补焊的热处理，在加热处理过程中，使用与记录仪(17)连接的控温电偶(13)、记录负载电偶(15)、监控热电偶(14)分别对修复补焊区的温度进行控制、以及记录加热负载和对外加热区域(11)温度进行监控，使用与超温报警仪(18)连接的超温报警电偶(12)进行超温报警，使用分别与记录仪(17)和控制仪(16)连接的控温热电偶(13)对修复补焊区的温度进行控制。
2.根据权利要求1所述的用于航空发动机大型零部件修复补焊后局部热处理的方法，其特征在于，将加热区域(11)控制为由补焊区域(9)向外延伸补焊区域宽度3～4倍的范围。
3.根据权利要求2所述的用于航空发动机大型零部件修复补焊后局部热处理的方法，其特征在于，在对待热处理零部件局部修复补焊区域加热过程中，加热区域温度分布的均匀性控制为不大于±14℃。
4.根据权利要求1或2或3所述的用于航空发动机大型零部件修复补焊后局部热处理的方法，其特征在于，待热处理零部件局部修复补焊区域加热温度为700～740℃。
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