CN111604645A - 飞行器发动机进气管成型方法 - Google Patents

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雷鹍
谢秀民
李波
井超
吕昕宇
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants

Abstract

本发明公开了一种飞行器发动机进气管成型方法，属于航空航天器械加工领域，其技术方案要点是包括以下步骤：准备、下料、坯料加工、止焊剂涂覆、装模、扩散连接、超塑成形以及加工外形等步骤。本发明达到了能够使成型后的飞行器发动机进气管在提升结构强度的前提下减小与气体流动的影响的效果，同时由于采用超塑成形/扩散连接工艺，整体成形，强度大，成形精度高，承载能力强，可以成形形状更为复杂的进气道。

Description

飞行器发动机进气管成型方法
技术领域
本发明涉及航空航天器领域，更具体的说，它涉及一种飞行器发动机进气管成型方法。
背景技术
现有技术中，飞行器的发动机进气管通常采用激光焊的方式，将一块整体的板材焊接，这种方式会在成型后的飞行器发动机进气管上留下多条明显的焊缝，对其结构强度以及气流的流动有很大影响。同时还有另一种加工方法，在激光焊后形成的缝隙上加设另一板材，使得这一加设的板材将激光焊形成的焊缝遮盖，用以提升其结构强度，但是这种形式的加工方法仍会导致飞行器发动机进气管内部侧壁存在会影响气体流动的结构，且此类型薄壁异形截面进气道，现有技术采用半管对焊，外侧筋条使用点焊。结构强度低，点焊后变形大，且不能承载较大风压载荷。
发明内容
针对现有技术存在的不足，本发明的目的在于提供一种飞行器发动机进气管成型方法，其通过消除成型后的飞行器发动机进气管内壁上的焊缝或其他影响气体流动的结构，使得成型后的飞行器发动机进气管的结构强度得到提高的同时还能够避免对气体流动产生影响，同时由于采用超塑成形/扩散连接工艺，整体成形，强度大，成形精度高，承载能力强，可以成形形状更为复杂的进气道。
为实现上述目的，本发明提供了如下技术方案：一种飞行器发动机进气管成型方法，包括以下步骤，
一、准备：准备工艺流程卡以及钛板出库。
二、下料：包括内筒板材、外筒板材、内筒封头以及外筒封头。
三、坯料加工：对待加工的板材进行表面处理，将通过卷筒机将内筒板材以及外筒板材弯折成圆台侧壁状，分别形成内筒和外筒，同时通过激光焊接的方式将内筒与外筒的接缝处焊接；
四、表面处理：对内筒表面和外筒表面进行表面处理。
五、内筒刻线：在内筒的周向侧壁上刻线，形成网格状框线。
六、坯料装配：将内筒封头通过氩弧焊封焊，并接与内筒连通的气管；在网格状框线内部涂覆止焊剂，并将内筒装入外筒内部，然后将外筒封头焊接在外筒两端，并在外筒封头上连接另一气管。
七、装模：将封焊好的坯料表面及模具表面使用丙酮或酒精擦拭干净，均匀涂上一层脱模剂，然后将坯料安放在下模，使用定位销定位。
八、超塑成形/扩散连接：扩散连接与超塑成形同时进行。
九、加工外形：沿止焊剂涂覆区域边缘加工，将多余部分去除。
通过采用上述技术方案，通过消除成型后的飞行器发动机进气管内壁上的焊缝或其他影响气体流动的结构，使得成型后的飞行器发动机进气管的结构强度得到提高的同时还能够避免对气体流动产生影响，同时由于采用超塑成形/扩散连接工艺，整体成形，强度大，成形精度高，承载能力强，可以成形形状更为复杂的进气道。
较佳的：所述步骤八中扩散连接的成形温度为910±10℃，单位压力：1.0MPa~1.5MPa，真空度：小于10-2MPa，保压时间40min~60min。
较佳的：所述步骤八中超塑成形的成形温度：910±10℃，应变速率范围：5×10-4/s~5×10-3/s。
较佳的：所述步骤四中的表面处理包括酸洗至坯料表面没有氧化物和锈蚀的程度。
较佳的：所述步骤七中的脱模剂包括防氧化剂。
较佳的：所述步骤八中，先将模具装入超塑成型机内，在700摄氏度时将模具闭合，在910摄氏度时同时进行超塑成形以及扩散连接。
较佳的：所述步骤八中，外筒内部抽真空，内筒内部通入氩气。
综上所述，本发明相比于现有技术具有以下有益效果：
1.通过消除成型后的飞行器发动机进气管内壁上的焊缝或其他影响气体流动的结构，使得成型后的飞行器发动机进气管的结构强度得到提高的同时还能够避免对气体流动产生影响。
2.由于采用超塑成形/扩散连接工艺，整体成形，强度大，成形精度高，承载能力强，可以成形形状更为复杂的进气道。
附图说明
图1为实施例中为表示成品飞行器发动机进气管结构的示意图；
图2为实施例中为表示内筒上网格状刻线位置和结构的示意图；
图3为实施例中将内筒封入外筒内并将外筒放入模具内的状态示意图。
具体实施方式
实施例一：一种飞行器发动机进气管成型方法，参见图1，包括以下步骤，
一、准备：准备工艺流程卡以及钛板出库。
二、下料：包括内筒板材、外筒板材、内筒封头以及外筒封头。
三、坯料加工：对待加工的板材进行表面处理，将通过卷筒机将内筒板材以及外筒板材弯折成圆台侧壁状，分别形成内筒和外筒，同时通过激光焊接的方式将内筒与外筒的接缝处焊接。
四、表面处理：对内筒表面和外筒表面进行表面处理，酸洗至坯料表面没有氧化物和锈蚀的程度；
五、内筒刻线：在内筒的周向侧壁上刻线，形成网格状框线，参见图2。
六、坯料装配：将内筒封头通过氩弧焊封焊，并接与内筒连通的气管；在网格状框线内部涂覆止焊剂，并将内筒装入外筒内部，然后将外筒封头焊接在外筒两端，并在外筒封头上连接另一气管。
七、装模：将封焊好的坯料表面及模具表面使用丙酮或酒精擦拭干净，均匀涂上一层防氧化剂，然后将坯料安放在下模，使用定位销定位，参见图3。
八、超塑成形/扩散连接：先将模具装入超塑成型机内，外筒内部抽真空，内筒内部通入氩气，在700摄氏度时将模具闭合，在910摄氏度时同时进行超塑成形以及扩散连接，扩散连接与超塑成形同时进行；扩散连接的成形温度为910℃，单位压力：1.0MPa，真空度：小于10-2MPa，保压时间40min~60min。超塑成形的成形温度：910℃，应变速率范围：5×10-4/s。
超塑性通常是指材料在拉伸条件下表现出异常高的延伸率也不产生缩颈与断裂现象。当延伸率大于100％时，即可称为超塑性。扩散连接是把多个固相材料(包括中间层材料)紧压在一起，置于真空或保护气氛中加热至母材熔点以下温度，对其施加压力使连接界面微观凸凹不平处产生微观塑性变形达到紧密接触，再经保温、原子相互扩散而形成牢固的冶金结合的一种连接方法。通常把扩散连接分为3个阶段：第一阶段为塑性变形使连接界面接触。在金属紧密接触后，原子开始相互扩散并交换电子，形成金属键连接，第二阶段为扩散、界面迁移和孔洞消失。连接界面的晶粒生长或再结晶以及晶界迁移，使金属键连接变成牢固的冶金连接。最后阶段为界面和孔洞消失。在这一阶段中主要是体积扩散，速度比较慢，通常需要几十分钟到几十小时才能使晶粒穿过界面生长，原始界面完全消失。
九、加工外形：沿止焊剂涂覆区域边缘加工，将多余部分去除。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种飞行器发动机进气管成型方法，其特征在于：包括以下步骤，
一、准备：准备工艺流程卡以及钛板出库；
二、下料：包括内筒板材、外筒板材、内筒封头以及外筒封头；
三、坯料加工：对待加工的板材进行表面处理，将通过卷筒机将内筒板材以及外筒板材弯折成圆台侧壁状，分别形成内筒和外筒，同时通过激光焊接的方式将内筒与外筒的接缝处焊接；
四、表面处理：对内筒表面和外筒表面进行表面处理；
五、内筒刻线：在内筒的周向侧壁上刻线，形成网格状框线；
六、坯料装配：将内筒封头通过氩弧焊封焊，并接与内筒连通的气管；在网格状框线内部涂覆止焊剂，并将内筒装入外筒内部，然后将外筒封头焊接在外筒两端，并在外筒封头上连接另一气管；
七、装模：将封焊好的坯料表面及模具表面使用丙酮或酒精擦拭干净，均匀涂上一层脱模剂，然后将坯料安放在下模，使用定位销定位；
八、超塑成形/扩散连接：扩散连接与超塑成形同时进行；
九、加工外形：沿止焊剂涂覆区域边缘加工，将多余部分去除。
2.根据权利要求1所述的飞行器发动机进气管成型方法，其特征在于：所述步骤八中扩散连接的成形温度为910±10℃，单位压力：1.0MPa~1.5MPa，真空度：小于10-2MPa，保压时间40min~60min。
3.根据权利要求1所述的飞行器发动机进气管成型方法，其特征在于：所述步骤八中超塑成形的成形温度：910±10℃，应变速率范围：5×10-4/s~5×10-3/s。
4.根据权利要求1所述的飞行器发动机进气管成型方法，其特征在于：所述步骤四中的表面处理包括酸洗至坯料表面没有氧化物和锈蚀的程度。
5.根据权利要求1所述的飞行器发动机进气管成型方法，其特征在于：所述步骤七中的脱模剂包括防氧化剂。
6.根据权利要求1所述的飞行器发动机进气管成型方法，其特征在于：所述步骤八中，先将模具装入超塑成型机内，在700摄氏度时将模具闭合，在910摄氏度时同时进行超塑成形以及扩散连接。
7.根据权利要求6所述的飞行器发动机进气管成型方法，其特征在于：所述步骤八中，外筒内部抽真空，内筒内部通入氩气。
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