CN109483183A - 一种航空发动机复材风扇叶片金属加强边的制造方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空发动机复材风扇叶片金属加强边的制造方法，主要包括通过密封结构对预制件进行扩散连接得到中空结构，最后切边分离出金属加强边的制造过程。并在扩散连接过程中采用了芯模对腔体进行支撑，保证了金属加强边内腔表面的成形精度和质量。与现有技术相比，本发明解决了金属加强边整体切削加工导致材料利用率低、加工困难、生产周期长的问题，以及超塑成形/扩散连接方法导致的厚度分布不均、内腔小圆角成形精度不高的不足。

Description

一种航空发动机复材风扇叶片金属加强边的制造方法

技术领域

本发明涉及一种薄壁深腔加强边的制造方法，尤其是涉及一种航空发动机复材风扇叶片金属加强边的制造方法。

背景技术

风扇叶片是现代商用飞机发动机最重要的部件之一，质量约占发动机总质量的30％～35％。降低风扇段的质量是降低发动机质量和提高发动机效率的关键手段，采用复合材料风扇叶片是实现发动机更高涵道比和减重的唯一途径。与钛合金空心叶片相比，复材风扇叶片具有重量轻、高效率、低噪声的优势，并且复材叶片数量更少，具有更优异的抗颤震性能和损伤容限能力，抗鸟撞性能也能满足适航需求。然而，复合材料的抗冲击、抗压以及抗雷击等性能比金属差，尤其在叶片前缘部分，因此采用钛合金包边是普遍采用的方法。

复材风扇叶片前缘加强边具有复杂狭窄深腔异型薄壁的特点，采用全切削的长周期加工方法，材料利用率很低。由于腔体结构壁薄、狭窄且深，对切削刀具有很高的要求，刀具容易失稳，加工周期长，容易出现废品，加工成本高，不适合商业推广应用，因此采用扩散连接与切削加工组合的制造方法，将是发展的必然趋势。

经过对现有技术的检索发现，中国专利申请号200510053532.2，公开日2005.7.27，公开了一种用于风机叶片的前边或后边的增强部件制造方法，涉及到采用超塑成形/扩散连接方法加工非中空部件，采用两块厚板切削、扩散连接、超塑成形和切割多道工序来加工，该工艺用超塑成形工艺成形内腔，然而在成形过程中厚度会明显减薄，厚度分布不均匀，超塑成形的小圆角精度也无法达到设计要求。

发明内容

本发明的目的就是为了解决航空发动机复材叶片前缘加强边制造过程中遇到的问题，提供一种航空发动机复材风扇叶片金属加强边的制造方法，采用包括切削、热塑性成形和扩散连接的复合制造方法加工复杂狭窄深腔异型薄壁结构，可大幅度提高材料利用率，并保证加强边内腔的成形精度和质量，显著缩短加工周期。

本发明的目的可以通过以下技术方案来实现：

一种航空发动机复材风扇叶片金属加强边的制造方法，所述的金属加强边为带有狭窄深腔的异型金属薄壁结构，所述的制造方法包括以下流程：

制造包含芯模的中空结构，所述的中空结构的内腔由芯模支撑，芯模周向被金属材料环绕；

对中空结构进行切边，使芯模露出，取出芯模，然后对金属材料进行边缘切边，得到金属加强边。

所述的包含芯模的中空结构的制造过程包括以下流程：

制造第一毛坯件和第二毛坯件；

对第一毛坯件和第二毛坯件进行热塑性成形和切削，形成第一预制件和第二预制件，将第一预制件与第二预制件焊合，二者之间具有内腔；

将芯模放入内腔中，将芯模、第一预制件与第二预制件形成的整体密封并抽真空，放入高温保压装置中进行扩散连接，形成中空结构。

扩散连接前，所述的内腔与芯模之间留有间隙。

扩散连接前，所述的芯模表面涂阻焊剂。

所述的将第一预制件与第二预制件形成的整体密封并抽真空的过程包括以下流程：

将第一预制件与第二预制件相连接部分焊接密封；

将芯模端部与第一预制件、第二预制件连接处，分别用两个密封件进行密封焊接，形成密封结构，所述的密封件上配有通气管，用于对密封结构内部抽真空。

第一预制件和第二预制件的长度大于芯模的长度，通过将第一预制件和第二预制件两端弯折得到所述的密封件。

所述的扩散连接包括以下流程：

将密封结构放置于高温保压装置中，通过通气管对密封结构内部抽真空，并通过通气管向高温保压装置通入高压惰性气体进行施压并保压，对密封结构的需连接部位进行扩散连接。

与现有技术相比，本发明具有以下优点：

(1)无需加工深腔结构，切削工艺简单高效，材料利用率高；无需采用超塑钛合金材料，只需普通的钛合金节约成本，避免了超塑成形过程中内腔的氧化，保证了厚度分布的均匀性以及内腔圆角的成形精度。

(2)芯模的使用，保证了在扩散连接过程中内腔的成形精度，还具有整形的效果；

(3)内腔的加工过程简单高效，只需简单的切削和氩弧焊接；

(4)扩散连接前，内腔与芯模之间留有间隙保证芯模的放置和取出；

(5)扩散连接前，芯模表面涂阻焊剂，避免芯模与内腔的粘接，便于芯模的取出；

(6)第一预制件与第二预制件形成的整体密封并抽真空的过程中，先焊接密封，再采用密封件密封焊接，密封件上配有通气管，用于对密封结构内部抽真空，保证了扩散连接表面处于真空状态，避免内腔的氧化；

(7)密封件利用预制件与芯模的长度差获得，便于中空结构边缘的焊接密封；

(8)扩散连接过程中，采用气体施压压力分布均匀，便于提高扩散连接质量。

附图说明

图1为本实例的航空发动机复材风扇叶片结构示意图；

图2为本实施例金属加强边的复杂狭窄深腔异型薄壁结构图；

图3为本实施例密封结构示意图；

图4为本实施例密封结构在高温保压装置中的扩散连接过程示意图；

图5为本实施例芯模形状示意图；

图6为本实施例密封件形状示意图；

图7为本实施例毛坯件形状示意图；

图8为本实施例预制件形状示意图；

图9为本实施例中空结构示意图；

图10为本实施例金属加强边形状示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。本实施例以本发明技术方案为前提进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。

实施例

为保证其空气动力学性能，航空发动机复材风扇叶片4一般具有复杂的流线形状。金属加强边1也必然具有复杂的空间几何形状，多为狭窄深腔异型薄壁结构。加强边内腔与复合材料叶身3通过胶接等方式进行紧密连接。在本发明中，金属加强边1将采用分片切削、热塑性成形、扩散连接和切边多工序实现高效加工制造。首先加工出相应的第一毛坯件13和第二毛坯件14，然后对第一毛坯件13和第二毛坯件14进行热塑性成形，切削出腔体内腔，得到第一预制件15、第二预制件16；然后通过密封结构10对第一预制件15、第二预制件16进行扩散连接，得到中空结构5；最后切边分离出金属加强边1。下面详细描述本发明中金属加强边1的制造过程。

第一步，确定金属加强边1的几何形状。可由复合材料叶身3的轮廓设计模型得到，可使用但不限于计算机辅助设计CAD等模型。

第二步，第一毛坯件13和第二毛坯件14的加工。根据已确定的金属加强边1的形状，反向设计出第一毛坯件13和第二毛坯件14的厚度分布，同样可采用但不限于计算机辅助设计CAD等工具。如图7所示，第一毛坯件13和第二毛坯件14的边缘需留有一定宽度的余量，为后续的焊接封边。第一毛坯件13和第二毛坯件14可采用切削加工，可选用适合叶片加强边并可进行扩散连接的金属材料，本实例中采用钛合金。

第三步，第一预制件15、第二预制件16的加工。首先对第一毛坯件13和第二毛坯件14进行热塑性成形，使其轮廓型面与叶片4相匹配；然后通过切削加工形成腔体内腔，形状与芯模9以及复合材料叶身3包边部位相匹配，需留出一定余量，以方便放置芯模9，如图8所示。

第四步，密封结构10的加工。为保证中空结构5的内表面与复合材料叶身3的紧密贴合，并保证扩散连接质量，防止中空结构5内部表面被氧化，制作芯模9对中空结构5进行支撑，并对腔体内部抽取高真空，因此需要加工密封结构10。首先在进行加工之前，用砂纸或化学抛光等方式对第一预制件15、第二预制件16的内表面进行打磨抛光，在芯模9表面涂阻焊剂，防止芯模9与中空结构5之间连接；然后通过氩弧焊等方式将第一预制件15、第二预制件16四周边缘进行焊接，并保证其气密性；最后利用第一密封件6、第二密封件7(密封件7配有通气管8)对中空结构5的两端进行密封，同样可通过氩弧焊等合适的方式，最终形成密封结构10。密封结构10两端的密封也可以通过增长第一预制件15、第二预制件16的长度，氩弧焊等方式直接焊接密封的方式获得，本实例中不作具体说明。需要注意的是，密封结构10的气密性极为重要，加工后需对其进行气密性测试，其结构如图3所示。

第五步，密封结构10的扩散连接过程。如图4所示，首先将密封结构10放置于高温保压装置12中，通过通气管8对密封结构10内部抽真空，并通过通气管11向高温保压装置12通入高压惰性气体(如氩气)进行施压并保压，对密封结构5的需连接部位进行扩散连接，芯模9对中空结构5的腔体起支撑作用，保证其内腔的精度和质量。在本实例中，真空度低于10^-2Pa，气压为2MPa至6MPa，保压时间为0.5小时至2小时，温度为900℃至950℃，上述参数的设定可根据所选择材料的性能进行一定的调整。

第六步，切边分离出金属加强边1。扩散连接结束后，取出密封结构10，切除密封件及多余的边缘，并取出芯模9，最终得到金属加强边1。可通过本领域人员已知的任何技术进行切除，推荐使用激光切割或高压水刀切割。同样，为保证金属加强边1的尺寸精度和表面质量，在将其包覆在复合材料叶身3上之前，可对其外表面进行打磨抛光处理。

图7到图10展示了金属加强边1的成形过程，图7为第一毛坯件13和第二毛坯件14；

图8为对第一毛坯件13和第二毛坯件14进行热塑性成形后形成叶片流线，然后通过切削方式获得深腔内腔的第一预制件15、第二预制件16；

图9为第一预制件15、第二预制件16在高温保压装置12中扩散连接后形成的中空结构5；

图10展示了对中空结构5切边并取出芯模9的金属加强边1的正面视图。

以上所述仅为本发明的实例之一，并不限制本发明，对其做任何修改、等同替换和改进，均应在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种航空发动机复材风扇叶片金属加强边的制造方法，所述的金属加强边为带有狭窄深腔的异型金属薄壁结构，其特征在于，所述的制造方法包括以下流程：

制造包含芯模(9)的中空结构(5)，所述的中空结构(5)的内腔由芯模(9)支撑，芯模(9)周向被金属材料环绕；

对中空结构(5)进行切边，使芯模(9)露出，取出芯模(9)，然后对金属材料进行边缘切边，得到金属加强边。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机复材风扇叶片金属加强边的制造方法，其特征在于，所述的包含芯模(9)的中空结构(5)的制造过程包括以下流程：

制造第一毛坯件(13)和第二毛坯件(14)；

对第一毛坯件(13)和第二毛坯件(14)进行热塑性成形和切削，形成第一预制件(15)和第二预制件(16)，将第一预制件(15)与第二预制件(16)焊合，二者之间具有内腔；

将芯模(9)放入内腔中，将芯模(9)、第一预制件(15)与第二预制件(16)形成的整体密封并抽真空，放入高温保压装置(12)中进行扩散连接，形成中空结构(5)。

3.根据权利要求2所述的一种航空发动机复材风扇叶片金属加强边的制造方法，其特征在于，扩散连接前，所述的内腔与芯模(9)之间留有间隙。

4.根据权利要求2所述的一种航空发动机复材风扇叶片金属加强边的制造方法，其特征在于，扩散连接前，所述的芯模(9)表面涂阻焊剂。

5.根据权利要求1所述的一种航空发动机复材风扇叶片金属加强边的制造方法，其特征在于，所述的将第一预制件(15)与第二预制件(16)形成的整体密封并抽真空的过程包括以下流程：

将第一预制件(15)与第二预制件(16)相连接部分焊接密封；

将芯模(9)端部与第一预制件(15)、第二预制件(16)连接处，分别用两个密封件进行密封焊接，形成密封结构(10)，所述的密封件上配有通气管(8)，用于对密封结构(10)内部抽真空。

6.根据权利要求5所述的一种航空发动机复材风扇叶片金属加强边的制造方法，其特征在于，第一预制件(15)和第二预制件(16)的长度大于芯模(9)的长度，通过将第一预制件(15)和第二预制件(16)两端弯折得到所述的密封件。

7.根据权利要求5所述的一种航空发动机复材风扇叶片金属加强边的制造方法，其特征在于，所述的扩散连接包括以下流程：

将密封结构(10)放置于高温保压装置(12)中，通过通气管(8)对密封结构(10)内部抽真空，并通过通气管(11)向高温保压装置(12)通入高压惰性气体进行施压并保压，对密封结构(10)的需连接部位进行扩散连接。