CN110756983A - 一种采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于飞机制造技术领域，特别涉及一种采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法。包括：步骤一：获取待制造的飞机部段以及所述飞机部段的特性参数，并根据所述特性参数获取所述飞机部段的承力构件以及所述承力构件的材料；步骤二：根据所述承力构件之间无机械连接的整体结构构型，设计所述飞机部段的三维立体结构；步骤三：根据线性摩擦焊设备的性能以及所述承力构件的锻件尺寸，确定线性摩擦焊焊缝的位置，进行焊接。本申请的采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法，可有效减轻结构重量，同时整体结构尺寸变化均匀，可以减少结构刚度突变，可提高结构寿命，有效提高材料的利用率，而且焊后无需热处理，可显著降低零件制造成本。

Description

一种采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法

技术领域

本申请属于飞机制造技术领域，特别涉及一种采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法。

背景技术

新型战斗机对机体结构的减重及可靠性提出了更高要求，飞机结构的整体化、轻量化及可靠性已经成为设计重点考核的方向。随着对战机速度与性能要求的不断提高，高性能钛合金在飞机结构上已获得大量应用，但是复杂空间纵、横承力结构的连接问题也凸显出来，主要表现在受空间限制，而且结构增重、疲劳寿命较低等。

传统军用飞机的横向构件和纵向构件是由角盒、型材等通过紧固件机械连接组合而成的。这种结构构型零件数量多、紧固件孔等薄弱环节多、工装模具多，导致结构重量较大、连接部位刚度突变、疲劳寿命较短，而且制造成本较高。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法，包括：

步骤一：获取待制造的飞机部段以及所述飞机部段的特性参数，并根据所述特性参数获取所述飞机部段的承力构件以及所述承力构件的材料；

步骤二：根据所述承力构件之间无机械连接的整体结构构型，设计所述飞机部段的三维立体结构；

步骤三：根据线性摩擦焊设备的性能以及所述承力构件的锻件尺寸，确定线性摩擦焊焊缝的位置，进行焊接。

可选地，步骤一中，所述特性参数包括所述飞机部段的承载、刚度以及环境参数。

可选地，步骤一中，所述环境参数包括环境温度和湿度。

可选地，步骤一中，所述承力构件包括纵向承力构件和横向承力构件。

可选地，步骤一中，所述飞机部段为飞机的平尾作动筒支撑结构，所述飞机部段的承力构件包括尾梁外侧纵向梁、第一横向隔框以及第二横向隔框。

可选地，所述尾梁外侧纵向梁设置有平尾作动筒接头。

可选地，所述尾梁外侧纵向梁、所述第一横向隔框以及所述第二横向隔框为钛合金制件。

可选地，步骤三包括：

根据所述尾梁外侧纵向梁以及所述第一横向隔框的厚度确定第一线性摩擦焊焊缝的第一焊接面积；

根据所述尾梁外侧纵向梁以及所述第二横向隔框的厚度确定第二线性摩擦焊焊缝的第二焊接面积；

确定所述第一线性摩擦焊焊缝以及所述第二线性摩擦焊焊缝的位置，使得所述第一焊接面积和所述第二焊接面积不超过所述线性摩擦焊设备焊接截面的能力限制；

根据所述第一线性摩擦焊焊缝以及所述第二线性摩擦焊焊缝的位置进行焊接。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法，节省了纵向承力构件、横向承力构件连接所需的角盒、角材、紧固件等连接件，可有效减轻结构重量，同时整体结构尺寸变化均匀，可以减少结构刚度突变；由于减少或者取消了紧固件孔等结构的疲劳薄弱环节，可提高结构寿命50％以上；采用线性摩擦焊，可以以小拼大设计成三维立体结构，使结构设计不受锻件尺寸约束，相对于大型整体锻件，有效提高材料的利用率，而且焊后无需热处理，可显著降低零件制造成本。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的采用线性摩擦焊进行三维立体结构示意图；

图2是本申请另一个实施方式的采用线性摩擦焊进行三维立体结构示意图。

其中：

1-飞机主承力骨架；10-横向构件；11-第一纵向构件；12-第二纵向构件；13-第三纵向构件；14-第四纵向构件；2-平尾作动筒支撑结构；20-尾梁外侧纵向梁；201-平尾作动筒接头；21-第一横向隔框；22-第二横向隔框。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，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。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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申请和简化描述，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申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。

本申请的采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法，包括：

步骤一：获取待制造的飞机部段以及飞机部段的特性参数，并根据特性参数获取飞机部段的承力构件以及承力构件的材料；

步骤二：根据承力构件之间无机械连接的整体结构构型，设计飞机部段的三维立体结构；

步骤三：根据线性摩擦焊设备的性能以及承力构件的锻件尺寸，确定线性摩擦焊焊缝的位置，进行焊接。

在本申请的一个实施方式中，如图1所示。首先，确定待制造的飞机部段，本实施例中待制造的飞机部段为飞机主承力骨架1，根据飞机主承力骨架1的承载、刚度参数以及环境要求，例如环境温度和湿度，布置飞机主承力骨架1的纵向承力构件和横向承力构件，本实施例中，承力构件包括横向构件10、第一纵向构件11、第二纵向构件12、第三纵向构件13以及第四纵向构件14，上述纵向承力构件和横向承力构件均为钛合金制件。其次，按照纵向承力构件与横向承力构件之间无机械连接的整体结构构型，设计该部段的三维立体结构，确定其结构参数，外廓尺寸不受现有锻造能力的约束，本实施例中，第一纵向构件11、第二纵向构件12、第三纵向构件13以及第四纵向构件14的端部均与横向构件10连接。最后，根据现有线性摩擦焊设备的性能，主要考虑焊接面为平面以及焊缝的截面面积大小，综合纵向构件和横向构件的锻件尺寸，确定线性摩擦焊焊缝的位置，保证各个纵向构件、横向构件的锻件尺寸不会超过现有锻造设备能力要求，第一纵向构件11、第二纵向构件12、第三纵向构件13以及第四纵向构件14的端部与横向构件10的各个线性摩擦焊焊缝的焊接面积不超过所选线性摩擦焊设备焊接能力的限制，通过线性摩擦焊实现飞机主承力骨架1三维立体结构的制造。

在本申请的另一个实施方式中，如图2所示。首先，确定待制造的飞机部段，本实施例中待制造的飞机部段为飞机的平尾作动筒支撑结构2，根据平尾作动筒支撑结构2的承载、刚度参数以及环境要求，例如环境温度和湿度，布置平尾作动筒支撑结构2的纵向承力构件和横向承力构件，本实施例中，平尾作动筒支撑结构2的的承力构件包括设置有平尾作动筒接头201的尾梁外侧纵向梁20、第一横向隔框21以及第二横向隔框22，尾梁外侧纵向梁20、第一横向隔框21以及第二横向隔框22均为钛合金制件。其次，按照尾梁外侧纵向梁20与第一横向隔框21以及第二横向隔框22无机械连接的整体结构构型，设计平尾作动筒支撑结构2的三维立体结构，外廓尺寸为600×450×400mm。最后，根据尾梁外侧纵向梁20以及第一横向隔框21的厚度确定第一线性摩擦焊焊缝的第一焊接面积；根据尾梁外侧纵向梁20以及第二横向隔框22的厚度确定第二线性摩擦焊焊缝的第二焊接面积；确定第一线性摩擦焊焊缝以及第二线性摩擦焊焊缝的位置，使得第一焊接面积和第二焊接面积不超过线性摩擦焊设备焊接截面的能力限制；根据第一线性摩擦焊焊缝以及第二线性摩擦焊焊缝的位置进行焊接。本实施例中，尾梁外侧纵向梁20的厚度约为200mm，第一横向隔框21以及第二横向隔框22的厚度约50mm，第一焊接面积和第二焊接面积约520mm²，线性摩擦焊设备焊接截面的能力限制为10000mm²。

本申请采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法，通过线性摩擦焊的固相焊接工艺，可获得致密锻造组织的高性能优质焊缝，可根据结构设计的要求实现同种及异种材料的连接，焊接接头质量可靠，可实现大型、复杂飞机结构连接及结构件的修复。通过这种技术替代传统的机械连接结构或者材料利用率极低的整体锻造结构，能够大幅减少原材料浪费，提高贵重金属材料的利用率，缩短生产周期，有效降低构件制造成本，同时可降低构件重量，提高飞机的寿命和可靠性。

本申请采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法，设计满足承载和刚度要求的纵向承力构件和横向承力构件的整体结构，结合线性摩擦焊技术的特点，选取适合的分离面，将纵向承力构件和横向承力构件分别制造后，采用线性摩擦焊技术焊接成整体结构，从而实现无机械连接的三维立体结构。本申请与传统结构相比，零件由3至多件减至1件，紧固件孔等薄弱环节减少70％以上，装配工艺与工装大幅度简化，实现结构减重10％以上，疲劳寿命提高50％以上。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法，其特征在于，包括：

步骤一：获取待制造的飞机部段以及所述飞机部段的特性参数，并根据所述特性参数获取所述飞机部段的承力构件以及所述承力构件的材料；

步骤二：根据所述承力构件之间无机械连接的整体结构构型，设计所述飞机部段的三维立体结构；

步骤三：根据线性摩擦焊设备的性能以及所述承力构件的锻件尺寸，确定线性摩擦焊焊缝的位置，进行焊接。

2.根据权利要求1所述的采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法，其特征在于，步骤一中，所述特性参数包括所述飞机部段的承载、刚度以及环境参数。

3.根据权利要求2所述的采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法，其特征在于，步骤一中，所述环境参数包括环境温度和湿度。

4.根据权利要求1所述的采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法，其特征在于，步骤一中，所述承力构件包括纵向承力构件和横向承力构件。

5.根据权利要求4所述的采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法，其特征在于，步骤一中，所述飞机部段为飞机的平尾作动筒支撑结构，所述飞机部段的承力构件包括尾梁外侧纵向梁、第一横向隔框以及第二横向隔框。

6.根据权利要求5所述的采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法，其特征在于，所述尾梁外侧纵向梁设置有平尾作动筒接头。

7.根据权利要求5所述的采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法，其特征在于，所述尾梁外侧纵向梁、所述第一横向隔框以及所述第二横向隔框为钛合金制件。

8.根据权利要求7所述的采用线性摩擦焊进行三维立体结构制造的方法，其特征在于，步骤三包括：

根据所述尾梁外侧纵向梁以及所述第一横向隔框的厚度确定第一线性摩擦焊焊缝的第一焊接面积；

根据所述尾梁外侧纵向梁以及所述第二横向隔框的厚度确定第二线性摩擦焊焊缝的第二焊接面积；

确定所述第一线性摩擦焊焊缝以及所述第二线性摩擦焊焊缝的位置，使得所述第一焊接面积和所述第二焊接面积不超过所述线性摩擦焊设备焊接截面的能力限制；

根据所述第一线性摩擦焊焊缝以及所述第二线性摩擦焊焊缝的位置进行焊接。

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