CN114406032A - 一种航空航天用tc6钛合金扭力管的加工方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种航空航天用TC6钛合金扭力管的加工方法，攻克了TC6钛合金扭力管一体成型的难题。该加工方法包括备料、热模模锻拔长、矫直、去除氧化皮、去应力退火、机加内孔、机加外壁、法兰加工、检测和入库等步骤。与分体成型方法相比，本发明采用的一体成型方法不仅避免了焊接工艺引入残余应力而导致扭力管出现力学性能不均匀的缺陷，从而大大延长扭力管的寿命，而且避免了为满足焊接工艺和控制焊接产生的变形而增加管体厚度，更利于通过等强度设计方法来满足减重要求。并且与分体成型方法相比，一体成型方法省去了焊接工艺，端部法兰与中间管体的同轴同心度得到了保证，扭力管受载时消除了附加弯曲应力，减少了扭力管的疲劳破损。

Description

一种航空航天用TC6钛合金扭力管的加工方法

技术领域

本发明涉及航空航天制造领域，尤其涉及一种航空航天用TC6钛合金扭力管的加工方法。

背景技术

扭力管是传递扭矩的部件，被广泛应用在航空航天领域中。以飞机为例，当驾驶员操作襟翼手柄或电门时，襟翼动力组件开始工作，其扭矩通过输出轴输送给扭力管，扭力管再将扭矩传递给驱动组件以带动襟翼运动。其中，如果扭力管失效，则襟翼驱动组件因动力来源被切断而无法正常工作，严重时甚至会使整个襟翼损伤，影响飞机的飞行安全。近年来，因扭力管失效而导致的飞机延误和停飞事故不断发生，并且随着飞机服役时间延长、飞行小时增加，扭力管故障呈逐年递增的趋势。

为满足扭矩传递需求并尽可能地降低自身重量，扭力管被设计为一种两端具有法兰结构的圆形管件，且管件的中部为薄壁管结构。在现有技术中，扭力管端部的法兰结构和中部的薄壁管结构采用分体制造方法，并通过焊接工艺进行连接。然而，分体制造后再焊接的加工方法具有以下几个不可避免的缺点：

1)法兰结构和薄壁管结构通过焊接的方式相互连接，两者同轴度无法保障，而扭力管在受载时存在一定的附加弯曲应力，同轴度不足的扭力管在循环弯曲应力的作用下容易导致疲劳破损；

2)薄壁管结构在采用焊接工艺连接端部的法兰结构时，其管壁太薄，容易产生管体变形，为保证扭力管的成形质量，设计人员只能通过增加管体壁厚来控制焊接变形，而这又会导致扭力管增重，无法应用等强度设计方法来满足减重要求；

3)法兰结构和薄壁管结构之间的焊接处存在残余应力，经过退火处理后仍然有20％～30％的残余应力，这导致扭力管的力学性能不均匀，严重影响其安全性和实用寿命。

此外，目前扭力管大多采用铝合金或不锈钢材料，极少数采用TC4钛合金材料。其中，铝合金扭力管的强度低，不锈钢扭力管重量较大，难以满足飞机减重要求，而TC4钛合金扭力管难成型且强度提升有限。

发明内容

鉴于此，本发明提供一种航空航天用TC6钛合金扭力管的加工方法，其采用力学性能更优异的TC6钛合金材料，并基于体积成型工艺，通过一体成型的方法生产一种整体式的TC6钛合金扭力管，从而不但可以避免分体制造工艺的缺点，还能使扭力管的强度得到明显提高。

在本发明的一个方面，提供一种航空航天用TC6钛合金扭力管的加工方法，包括以下步骤：

S1，备料，按照预设的要求备料TC6钛合金棒材；

S2，热模模锻拔长，将TC6钛合金棒装入电加热炉中加热，并在900℃±20℃下保温不小于1h，然后采用热模进行模锻拔长形成锻件，终锻温度为850℃；

S3，校直，热模模锻拔长完成后，将所述锻件装入电加热炉继续加热至900℃±20℃保温30min，保温完成后在900℃的高温环境中进行校直；

S4，去除氧化皮，采用砂纸打磨所述锻件表面，去除所述锻件表面的氧化层；

S5，去应力退火，采用真空退火炉对所述锻件进行去应力退火处理，其中去应力退火处理过程中的保温温度为650℃±15℃，保温时间为60min，冷却方式为随炉冷却至100℃以下后取出锻件进行空冷；

S6，机加内孔，使用深孔钻从所述锻件的端部加工扭力管内孔以形成管坯，然后对所述内孔依次进行精加工和珩磨，使所述内孔的尺寸符合目标尺寸要求；

S7，机加外壁，在数控车床上对所述管坯中法兰结构所在区域的外径进行粗加工和精加工，然后对所述管坯中薄壁管结构所在区域的外径进行粗加工和精加工，使所述管坯的整体外部尺寸符合扭力管的目标尺寸要求；

S8，法兰加工，采用五轴机床加工法兰结构；

S9，检测，依据图纸技术要求，检测扭力管尺寸及公差是否符合技术要求；

S10，入库，将检测合格的扭力管统一入库。

优选地，在上述步骤S1中，所述TC6钛合金棒材的直径比所述扭力管的法兰结构的外径多6mm，且公差不大于±2mm，TC6钛合金棒材的长度满足下式要求：

式中，D是TC6钛合金棒材的直径，L1是TC6钛合金棒材的轴向长度，Lj是法兰结构及其加工余量的轴向长度，Ld是薄壁管结构的轴向长度，d是薄壁管结构的直径。

优选地，在上述步骤S2中，采用少量多次的方法进行锻造，每次锻造变形率控制在不超过3％，经模锻拔长的锻件中薄壁管结构所在区域的直径比薄壁管结构的直径多6mm加工余量。

优选地，在上述步骤S1中，TC6钛合金棒材的备料要求包括：

TC6钛合金棒材的化学成分的质量分数为5.5-7.0％的Al、2.0-3.0％的Mo、0.8-2.3％的Cr、0.2-0.7％的Fe、0.15-0.40％的Si、不超过0.4％的杂质、以及余量为Ti；

其中，所述杂质的化学成分的质量分数为不超过0.1％的C、不超过0.05％的N、不超过0.015％的H和不超过0.15％的O。

因此，与现有技术相比，本发明的有益技术效果包括：

本发明基于体积成型工艺，采用一体成型的方法制造了一种整体式TC6钛合金扭力管，攻克了TC6钛合金扭力管一体成型的难题。具体而言，与分体成型方法相比，一体成型方法不仅避免了焊接工艺引入残余应力而导致扭力管出现力学性能不均匀的缺陷，从而大大延长扭力管的寿命，而且避免了为满足焊接工艺和控制焊接产生的变形而增加管体厚度，更利于通过等强度设计方法来满足减重要求。并且与分体成型方法相比，一体成型方法省去了焊接工艺，端部法兰与中间管体的同轴同心度得到了保证，扭力管受载时消除了附加弯曲应力，减少了扭力管的疲劳破损。

此外，与铝合金或TC4钛合金扭力管相比，TC6钛合金扭力管具有更高的强度，克服了因扭力管强度低而限制其在航空领域广泛应用的限制。而与不锈钢扭力管相比，长度为400mm、1000mm和1800mm三种规格的TC6钛合金扭力管的减重分别为265g、617g和1092g，平均减重率在41％以上，减重效果非常明显。

附图说明

附图用来提供对本申请技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本申请的技术方案，但并不构成对本申请技术方案的限制。

图1为本发明提供的航空航天用TC6钛合金扭力管的加工方法流程图；

图2为本发明提供的扭力管的热模模锻拨长过程示意图；

图3为本发明中经过步骤S7机加后扭力管的半成型示意图；

图4为本发明中扭力管的主视图及A-A向结构示意图；

图5为本发明中扭力管的轴测图。

图中，L1为钛合金棒材的轴向长度，L2为锻件的轴向长度，Ld为锻件中薄壁管结构所在区域的轴向长度，D为锻件中薄壁管结构所在区域的直径，d为锻件中法兰结构所在区域的直径，ΔL为热模模锻拔长过程中锻件的伸长量，Li为模锻过度的轴向长度，Lj为法兰结构及其加工余量的轴向长度。

具体实施方式

下面将参照附图来详细描述本发明的各种示例性实施例。对示例性实施例的描述仅仅是说明性的，并不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。本发明可以以许多不同的形式实现，不限于这里所述的实施例。提供这些实施例是为了使本发明透彻且完整，并且向本领域技术人员充分表达本发明的范围。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。

为了克服现有技术中整体式TC6钛合金扭力管一体成型过程中端部法兰难成型的难题，本发明提供了一种整体式TC6钛合金扭力管法兰的成型工艺，克服了分体制造工艺的缺点，以及铝合金扭力管强度低、不锈钢扭力管难以满足减重要求、TC4钛合金扭力管难成型、TC4钛合金扭力管强度提升不明显等难题。

在本发明的一个方面，提供一种航空航天用TC6钛合金扭力管的加工方法，包括以下步骤：

S1，备料，按照预设的要求备料TC6钛合金棒材；

S2，热模模锻拔长，将TC6钛合金棒装入电加热炉中加热，并在900℃±20℃下保温不小于1h，然后采用热模进行模锻拔长形成锻件，终锻温度为850℃；

S3，校直，热模模锻拔长完成后，将所述锻件装入电加热炉继续加热至900℃±20℃保温30min，保温完成后在900℃的高温环境中进行校直，以免由于锻造过程中由于变形量过大影响后续机加；

S4，去除氧化皮，采用砂纸打磨所述锻件表面，去除所述锻件表面的氧化层；

S5，去应力退火，采用真空退火炉对所述锻件进行去应力退火处理，其中去应力退火处理过程中的保温温度为650℃±15℃，保温时间为60min，冷却方式为随炉冷却至100℃以下后取出锻件进行空冷；

S6，机加内孔，使用深孔钻从所述锻件的端部加工扭力管内孔以形成管坯，然后对所述内孔依次进行精加工和珩磨，使所述内孔的尺寸符合目标尺寸要求；

S7，机加外壁，在数控车床上对所述管坯中法兰结构所在区域的外径进行粗加工和精加工，然后对所述管坯中薄壁管结构所在区域的外径进行粗加工和精加工，使所述管坯的整体外部尺寸符合扭力管的目标尺寸要求；

S8，法兰加工，采用五轴机床加工法兰结构；

S9，检测，依据图纸技术要求，检测扭力管尺寸及公差是否符合技术要求；

S10，入库，将检测合格的扭力管统一入库。

在上述步骤S2、S3和S5中，当温度低于规定温度，锻造过程中容易产生微裂纹，而当温度高于规定温度，则会增加成本，增加工艺操作难度，并导致氧化严重。在上述步骤S2、S3和S5中，当加热时间过少，棒材心部温度不能保证，而当加热时间过长，则会增加成本，并使材料氧化严重。

优选地，在上述步骤S1中，所述TC6钛合金棒材的直径比所述扭力管的法兰结构的外径多6mm，且公差不大于±2mm，TC6钛合金棒材的长度满足下式要求：

式中，D是TC6钛合金棒材的直径，L1是TC6钛合金棒材的轴向长度，Lj是法兰结构及其加工余量的轴向长度，Ld是薄壁管结构的轴向长度，d是薄壁管结构的直径。

优选地，在上述步骤S2中，采用少量多次的方法进行锻造，每次锻造变形率控制在不超过3％，经模锻拔长的锻件中薄壁管结构所在区域的直径比薄壁管结构的直径多6mm加工余量。

优选地，在上述步骤S1中，TC6钛合金棒材的备料要求包括：

TC6钛合金棒材的化学成分的质量分数为5.5-7.0％的Al、2.0-3.0％的Mo、0.8-2.3％的Cr、0.2-0.7％的Fe、0.15-0.40％的Si、不超过0.4％的杂质、以及余量为Ti；

其中，所述杂质的化学成分的质量分数为不超过0.1％的C、不超过0.05％的N、不超过0.015％的H和不超过0.15％的O。

进一步地，备料TC6钛合金棒材时可参照《航空用钛及钛合金自由锻件和模锻件规范》(GJB2744A-2019)中的相关规定，对TC6钛合金棒材的室温力学性能、高温力学性能、热稳定性、低倍组织情况等进行检测，并借助超声波检测TC6钛合金棒材的质量情况。在此基础上，依据检测的结果，将合格的TC6钛合金棒材流转至步骤S2中，以确保扭力管的质量符合要求。

因此，与现有技术相比，本发明的有益技术效果包括：本发明基于体积成型工艺，采用一体成型的方法制造了一种整体式TC6钛合金扭力管，攻克了TC6钛合金扭力管一体成型的难题。具体而言，与分体成型方法相比，一体成型方法不仅避免了焊接工艺引入残余应力而导致扭力管出现力学性能不均匀的缺陷，从而大大延长扭力管的寿命，而且避免了为满足焊接工艺和控制焊接产生的变形而增加管体厚度，更利于通过等强度设计方法来满足减重要求。并且与分体成型方法相比，一体成型方法省去了焊接工艺，端部法兰与中间管体的同轴同心度得到了保证，扭力管受载时消除了附加弯曲应力，减少了扭力管的疲劳破损。

此外，与铝合金或TC4钛合金扭力管相比，TC6钛合金扭力管具有更高的强度，克服了因扭力管强度低而限制其在航空领域广泛应用的限制。而与不锈钢扭力管相比，长度为400mm、1000mm和1800mm三种规格的TC6钛合金扭力管的减重分别为265g、617g和1092g，平均减重率在41％以上，减重效果非常明显。

至此，已经通过示例对本发明的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上示例仅是为了进行说明，而不是为了限制本发明的范围。本领域的技术人员应该理解，可在不脱离本发明的范围和精神的情况下，对以上实施例进行修改或者对部分技术特征进行等同替换。本发明的范围由所附权利要求来限定。

Claims (4)

1.一种航空航天用TC6钛合金扭力管的加工方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1，备料，按照预设的要求备料TC6钛合金棒材；

S2，热模模锻拔长，将TC6钛合金棒装入电加热炉中加热，并在900℃±20℃下保温不小于1h，然后采用热模进行模锻拔长形成锻件，终锻温度为850℃；

S3，校直，热模模锻拔长完成后，将所述锻件装入电加热炉继续加热至900℃±20℃保温30min，保温完成后在900℃的高温环境中进行校直；

S4，去除氧化皮，采用砂纸打磨所述锻件表面，去除所述锻件表面的氧化层；

S5，去应力退火，采用真空退火炉对所述锻件进行去应力退火处理，其中去应力退火处理过程中的保温温度为650℃±15℃，保温时间为60min，冷却方式为随炉冷却至100℃以下后取出锻件进行空冷；

S6，机加内孔，使用深孔钻从所述锻件的端部加工扭力管内孔以形成管坯，然后对所述内孔依次进行精加工和珩磨，使所述内孔的尺寸符合目标尺寸要求；

S7，机加外壁，在数控车床上对所述管坯中法兰结构所在区域的外径进行粗加工和精加工，然后对所述管坯中薄壁管结构所在区域的外径进行粗加工和精加工，使所述管坯的整体外部尺寸符合扭力管的目标尺寸要求；

S8，法兰加工，采用五轴机床加工法兰结构；

S9，检测，依据图纸技术要求，检测扭力管尺寸及公差是否符合技术要求；

S10，入库，将检测合格的扭力管统一入库。

2.根据权利要求1所述的加工方法，其特征在于，在上述步骤S1中，所述TC6钛合金棒材的直径比所述扭力管的法兰结构的外径多6mm，且公差为±2mm，TC6钛合金棒材的轴向长度满足下式要求：

式中，D是TC6钛合金棒材的直径，L1是TC6钛合金棒材的轴向长度，Lj是法兰结构及其加工余量的轴向长度，Ld是薄壁管结构的轴向长度，d是薄壁管结构的直径。

3.根据权利要求1所述的加工方法，其特征在于，在上述步骤S2中，采用少量多次的方法进行锻造，每次锻造变形率控制在3％～5％以内，经模锻拔长的锻件中薄壁管结构所在区域的直径比薄壁管结构的直径多6mm加工余量，且公差为±2mm。

4.根据权利要求1所述的加工方法，其特征在于，在上述步骤S1中，TC6钛合金棒材的备料要求包括：

TC6钛合金棒材的化学成分的质量分数为5.5-7.0％的Al、2.0-3.0％的Mo、0.8-2.3％的Cr、0.2-0.7％的Fe、0.15-0.40％的Si、不超过0.4％的杂质、以及余量为Ti；

其中，所述杂质的化学成分的质量分数为不超过0.1％的C、不超过0.05％的N、不超过0.015％的H和不超过0.15％的O。

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