CN112743237A - 一种飞机发动机管状支架整体连接工艺 - Google Patents

一种飞机发动机管状支架整体连接工艺 Download PDF

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Abstract

本发明公开的属于飞机零部件加工技术领域，具体为一种飞机发动机管状支架整体连接工艺，步骤1：对支架管与支架接头进行表面处理，清除表面的水、油污、氧化物、毛刺与杂物；步骤2：对步骤1中的支架管与支架接头连接处的表面进行打磨，使得支架管的表面光滑，将打磨完成后的支架管插入支架接头的插接孔中，本发明采用了氩弧焊的方式对支架管与支架接头进行点焊，对焊接的位置进行初步定位后采用了激光焊接的方式进行二次焊接，提高了焊接的牢固性，焊接的强度高，相比较与普通的焊接方式，激光焊接更为美观，不存在焊接点，且相比较普通的焊接更加牢固，操作更加精细，能够使得支架管与支架接头之间连接更加可靠。

Description

一种飞机发动机管状支架整体连接工艺
技术领域
本发明涉及飞机零部件加工技术领域，具体为一种飞机发动机管状支架整体连接工艺。
背景技术
在飞机生产中对发动机支架的强度要求非常高，目前，现有飞机发动机支架生产加工工艺都是将若干根支架直接焊接而成，存在一定的焊接盲区，且现有的飞机发动机支架的焊接工艺大都是采用氩弧焊的焊接方式进行焊接，焊接的不够牢固。
发明内容
本发明的目的在于提供一种飞机发动机管状支架整体连接工艺，以解决上述背景技术中提出的存在一定的焊接盲区，采用氩弧焊的焊接方式进行焊接，焊接的不够牢固的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种飞机发动机管状支架整体连接工艺，包括以下步骤：
步骤1：对支架管与支架接头进行表面处理，清除表面的水、油污、氧化物、毛刺与杂物；
步骤2：对步骤1中的支架管与支架接头连接处的表面进行打磨，使得支架管的表面光滑，将打磨完成后的支架管插入支架接头的插接孔中，并调整支架管与支架接头的轴向角度偏差，使支架管与插接孔的间隙小于0.3mm；
步骤3：对步骤2中的支架管与支架接头进行预热，预热温度为300-400℃，选用直径为2.4mm的钨极电极，并对钨极电极表面的毛刺杂物进行清理，调节电流的造应范围至150A-250A；
步骤4：根据步骤3中钨极电极的直径选择箱匹配的喷嘴，根据喷嘴的内径选择相对应的气体流量，气体流量为喷嘴内径的0.8-1.2倍；
步骤5：通过氩弧焊的方式在支架管与支架接头的插接处进行点焊，并对点焊完成的支架管与支架接头表面进行清洁；
步骤6：对步骤5中支架管与支架接头的表面进行吹砂处理，对吹砂完成后的支架管与支架接头的插接处在保护气体下，采用激光焊接的方式进行焊接；
步骤7：将步骤6中焊接完成的飞机发动机管状支架整体冷却至室温，并清除焊件表面的杂物，防止表面被腐蚀产生铜锈。
优选的，所述步骤6中激光焊接激光的脉冲宽度为6ms，激光焊接的功率为3-4kw。
优选的，所述步骤6中激光焊接包括多个激光发射器，激光焊接的速度为2.1mm/s。
优选的，所述步骤1中采用细纱布擦去支架管与支架接头的氧化物，并使用毛巾擦干。
优选的，所述步骤6中的保护气体为氦气、氖气、氩气中的一种或多种。
优选的，所述步骤4中的喷嘴内径为钨极电极直径的2.5-3.5倍。
优选的，所述步骤6中保护气体的流量为10-15L/min，在进行激光焊接的过程中，激光焊嘴与焊缝的距离为8mm。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
1)本发明采用了氩弧焊的方式对支架管与支架接头进行点焊，对焊接的位置进行初步定位后采用了激光焊接的方式进行二次焊接，提高了焊接的牢固性，焊接的强度高。
2)本发明相比较与普通的焊接方式，激光焊接更为美观，不存在焊接点，且相比较普通的焊接更加牢固，操作更加精细，能够使得支架管与支架接头之间连接更加可靠。
附图说明
图1为本发明流程图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“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发明和简化描述，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发明的限制。
请参阅图1，本发明提供一种技术方案：
实施例1：
一种飞机发动机管状支架整体连接工艺，包括以下步骤：
步骤1：对支架管与支架接头进行表面处理，清除表面的水、油污、氧化物、毛刺与杂物；
步骤2：对步骤1中的支架管与支架接头连接处的表面进行打磨，使得支架管的表面光滑，将打磨完成后的支架管插入支架接头的插接孔中，并调整支架管与支架接头的轴向角度偏差，使支架管与插接孔的间隙小于0.3mm；
步骤3：对步骤2中的支架管与支架接头进行预热，预热温度为400℃，选用直径为2.4mm的钨极电极，并对钨极电极表面的毛刺杂物进行清理，调节电流的造应范围至150A；
步骤4：根据步骤3中钨极电极的直径选择箱匹配的喷嘴，根据喷嘴的内径选择相对应的气体流量，气体流量为喷嘴内径的0.8倍；
步骤5：通过氩弧焊的方式在支架管与支架接头的插接处进行点焊，并对点焊完成的支架管与支架接头表面进行清洁；
步骤6：对步骤5中支架管与支架接头的表面进行吹砂处理，对吹砂完成后的支架管与支架接头的插接处在保护气体下，采用激光焊接的方式进行焊接；
步骤7：将步骤6中焊接完成的飞机发动机管状支架整体冷却至室温，并清除焊件表面的杂物，防止表面被腐蚀产生铜锈。
所述步骤6中激光焊接激光的脉冲宽度为6ms，激光焊接的功率为3kw。
所述步骤6中激光焊接包括多个激光发射器，激光焊接的速度为2.1mm/s。
所述步骤1中采用细纱布擦去支架管与支架接头的氧化物，并使用毛巾擦干。
所述步骤6中的保护气体为氦气、氖气、氩气中的一种或多种。
所述步骤4中的喷嘴内径为钨极电极直径的2.5倍。
所述步骤6中保护气体的流量为10L/min，在进行激光焊接的过程中，激光焊嘴与焊缝的距离为8mm。
实施例2：
一种飞机发动机管状支架整体连接工艺，包括以下步骤：
步骤1：对支架管与支架接头进行表面处理，清除表面的水、油污、氧化物、毛刺与杂物；
步骤2：对步骤1中的支架管与支架接头连接处的表面进行打磨，使得支架管的表面光滑，将打磨完成后的支架管插入支架接头的插接孔中，并调整支架管与支架接头的轴向角度偏差，使支架管与插接孔的间隙小于0.3mm；
步骤3：对步骤2中的支架管与支架接头进行预热，预热温度为400℃，选用直径为2.4mm的钨极电极，并对钨极电极表面的毛刺杂物进行清理，调节电流的造应范围至200A；
步骤4：根据步骤3中钨极电极的直径选择箱匹配的喷嘴，根据喷嘴的内径选择相对应的气体流量，气体流量为喷嘴内径的1倍；
步骤5：通过氩弧焊的方式在支架管与支架接头的插接处进行点焊，并对点焊完成的支架管与支架接头表面进行清洁；
步骤6：对步骤5中支架管与支架接头的表面进行吹砂处理，对吹砂完成后的支架管与支架接头的插接处在保护气体下，采用激光焊接的方式进行焊接；
步骤7：将步骤6中焊接完成的飞机发动机管状支架整体冷却至室温，并清除焊件表面的杂物，防止表面被腐蚀产生铜锈。
所述步骤6中激光焊接激光的脉冲宽度为6ms，激光焊接的功率为4kw。
所述步骤6中激光焊接包括多个激光发射器，激光焊接的速度为2.1mm/s。
所述步骤1中采用细纱布擦去支架管与支架接头的氧化物，并使用毛巾擦干。
所述步骤6中的保护气体为氦气、氖气、氩气中的一种或多种。
所述步骤4中的喷嘴内径为钨极电极直径的3倍。
所述步骤6中保护气体的流量为15L/min，在进行激光焊接的过程中，激光焊嘴与焊缝的距离为8mm。
实施例3：
一种飞机发动机管状支架整体连接工艺，包括以下步骤：
步骤1：对支架管与支架接头进行表面处理，清除表面的水、油污、氧化物、毛刺与杂物；
步骤2：对步骤1中的支架管与支架接头连接处的表面进行打磨，使得支架管的表面光滑，将打磨完成后的支架管插入支架接头的插接孔中，并调整支架管与支架接头的轴向角度偏差，使支架管与插接孔的间隙小于0.3mm；
步骤3：对步骤2中的支架管与支架接头进行预热，预热温度为400℃，选用直径为2.4mm的钨极电极，并对钨极电极表面的毛刺杂物进行清理，调节电流的造应范围至250A；
步骤4：根据步骤3中钨极电极的直径选择箱匹配的喷嘴，根据喷嘴的内径选择相对应的气体流量，气体流量为喷嘴内径的1.2倍；
步骤5：通过氩弧焊的方式在支架管与支架接头的插接处进行点焊，并对点焊完成的支架管与支架接头表面进行清洁；
步骤6：对步骤5中支架管与支架接头的表面进行吹砂处理，对吹砂完成后的支架管与支架接头的插接处在保护气体下，采用激光焊接的方式进行焊接；
步骤7：将步骤6中焊接完成的飞机发动机管状支架整体冷却至室温，并清除焊件表面的杂物，防止表面被腐蚀产生铜锈。
所述步骤6中激光焊接激光的脉冲宽度为6ms，激光焊接的功率为4kw。
所述步骤6中激光焊接包括多个激光发射器，激光焊接的速度为2.1mm/s。
所述步骤1中采用细纱布擦去支架管与支架接头的氧化物，并使用毛巾擦干。
所述步骤6中的保护气体为氦气、氖气、氩气中的一种或多种。
所述步骤4中的喷嘴内径为钨极电极直径的3.5倍。
所述步骤6中保护气体的流量为15L/min，在进行激光焊接的过程中，激光焊嘴与焊缝的距离为8mm。
采用本发明所述的连接工艺不会产生焊接盲区，采用了激光焊接的方式进行二次焊接，提高了焊接的牢固性，焊接的强度高，激光焊接更为美观，不存在焊接点，且相比较普通的焊接更加牢固，操作更加精细，能够使得支架管与支架接头之间连接更加可靠，且在进行焊接的过程中，对支架管与支架接头表面进行反复的清洁，从而避免了表面杂质对焊接牢固性能产生影响。
以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点,对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明；因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内，不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

Claims (7)

1.一种飞机发动机管状支架整体连接工艺，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：对支架管与支架接头进行表面处理，清除表面的水、油污、氧化物、毛刺与杂物。
步骤2：对步骤1中的支架管与支架接头连接处的表面进行打磨，使得支架管的表面光滑，将打磨完成后的支架管插入支架接头的插接孔中，并调整支架管与支架接头的轴向角度偏差，使支架管与插接孔的间隙小于0.3mm；
步骤3：对步骤2中的支架管与支架接头进行预热，预热温度为300-400℃，选用直径为2.4mm的钨极电极，并对钨极电极表面的毛刺杂物进行清理，调节电流的造应范围至150A-250A；
步骤4：根据步骤3中钨极电极的直径选择箱匹配的喷嘴，根据喷嘴的内径选择相对应的气体流量，气体流量为喷嘴内径的0.8-1.2倍；
步骤5：通过氩弧焊的方式在支架管与支架接头的插接处进行点焊，并对点焊完成的支架管与支架接头表面进行清洁；
步骤6：对步骤5中支架管与支架接头的表面进行吹砂处理，对吹砂完成后的支架管与支架接头的插接处在保护气体下，采用激光焊接的方式进行焊接；
步骤7：将步骤6中焊接完成的飞机发动机管状支架整体冷却至室温，并清除焊件表面的杂物，防止表面被腐蚀产生铜锈。
2.根据权利要求1所述的一种飞机发动机管状支架整体连接工艺，其特征在于：所述步骤6中激光焊接激光的脉冲宽度为6ms，激光焊接的功率为3-4kw。
3.根据权利要求1所述的一种飞机发动机管状支架整体连接工艺，其特征在于：所述步骤6中激光焊接包括多个激光发射器，激光焊接的速度为2.1mm/s。
4.根据权利要求1所述的一种飞机发动机管状支架整体连接工艺，其特征在于：所述步骤1中采用细纱布擦去支架管与支架接头的氧化物，并使用毛巾擦干。
5.根据权利要求1所述的一种飞机发动机管状支架整体连接工艺，其特征在于：所述步骤6中的保护气体为氦气、氖气、氩气中的一种或多种。
6.根据权利要求1所述的一种飞机发动机管状支架整体连接工艺，其特征在于：所述步骤4中的喷嘴内径为钨极电极直径的2.5-3.5倍。
7.根据权利要求1所述的一种飞机发动机管状支架整体连接工艺，其特征在于：所述步骤6中保护气体的流量为10-15L/min，在进行激光焊接的过程中，激光焊嘴与焊缝的距离为8mm。
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