CN117245351A - 钛合金隔板段加工方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种钛合金隔板段加工方法，包括依次进行的扇形毛料下料→去毛刺→滚圆→焊接→热处理→翻边→热胀形→切割→酸洗→焊接→切割，最终获得钛合金隔板段的准确外形。本发明将不适合整体胀形的钛合金隔板段沿轴向拆分为了两个部分，通过内切圆台和内接圆台模拟其展开形状，然后焊接成型，将复杂的外型面划分为相对容易成型的两个部分，实现最难成型的球形部分的高质量成型，避免成型褶皱，本发明胀形时通过翻边结构进行固定，切割时采用钛合金隔板段上的圆柱面作为基准和支撑，最终加工出的钛合金隔板段质量高，尺寸精确，加工效率高。

Description

钛合金隔板段加工方法

技术领域

本发明属于航空发动机加工技术领域，尤其涉及一种航空发动机钛合金隔板段加工方法。

背景技术

航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，作为飞机的心脏，不仅是飞机飞行的动力，也是促进航空事业发展的重要推动力，人类航空史上的每一次重要变革都与航空发动机的技术进步密不可分。

如图1所示，为航空发动机上的一种钛合金隔板段，采用TA12A板材制造，零件形状类似无底的酒坛，零件线轮廓度不大于1，允许有2条轴向焊缝和1条周向焊缝，零件为鼓肚酒坛形状。受零件形状限制，不能采用整体胀形方式成型，并且零件上带球形部分(图1中H2位置)加工极易产生皱褶，零件外观质量难以满足设计装配要求，因此，需要提出一种航空发动机钛合金隔板段加工方法，以满足零件形状、尺寸精度的质量要求。

发明内容

本发明旨在提供一种钛合金隔板段加工方法，采用合理分型，分段胀形结构后精确成形尺寸，控制焊接配合尺寸及焊接变形，达到满足钛合金隔板段尺寸和形状精度的质量要求。

为了实现上述目标，本发明采用了以下技术方案：

钛合金隔板段加工方法，包括，

步骤一：下料，将钛合金板料切割为两块扇形毛料，且两块扇形毛料的大圆弧端均带有锯齿结构；

步骤二：去毛刺，去除扇形毛料边缘的毛刺；

步骤三：滚圆，分别对两块扇形毛料滚圆处理，使得扇形毛料的两条径向侧边合拢形成锥形筒体；

步骤四：焊接，对锥形筒体对应扇形毛料两条径向边合拢位置进行焊接；

步骤五：热处理，去除步骤四中的焊接应力；

步骤六：翻边，将锥形筒体上对应扇形毛料大圆弧端的锯齿结构折弯，折弯方向为向锥形筒体外侧；

步骤七：热成形，对两个锥形筒体采用热胀形的方式获得钛合金隔板段的型面轮廓和尺寸；

步骤八：切割，去除两个锥形筒体热胀形后的锯齿结构；

步骤九：酸洗，去除两个锥形筒体表面的氧化层；

步骤十：焊接，将两个锥形筒体的大外径端面对接并焊接，获得钛合金隔板段；

步骤十一：切割，切割步骤十中焊接得到的钛合金隔板段多余外形，获得最终钛合金隔板段的外形尺寸。

作为一种选择，所述步骤一中，以钛合金隔板段零件图中径向截面外径最大处为分割面，将钛合金隔板段沿轴向分割为两个部分，再分别以两个部分的同轴内切圆台和同轴内接圆台作为近似结构展开，获得两块扇形毛料的展开尺寸。

作为一种选择，所述同轴内切圆台和同轴内接圆台展开时，沿其母线方向分别向两端各延伸一段距离。

作为一种选择，所述步骤四中，焊接前需对扇形毛料两条径向边进行抛光处理，然后通过氩弧焊进行定位焊，再通过填丝法进行自动氩弧焊，焊接完成后修磨焊缝并进行焊缝渗漏检测。

作为一种选择，所述步骤五中，采用真空热处理去焊接应力，在500～540℃保温90～120min，然后降温至400℃以下充氩气快速冷却。

作为一种选择，所述步骤六中，加热锯齿结构的根部，然后向外弯折翻边，直到锯齿结构与锥形筒体轴线垂直。

作为一种选择，所述步骤七中，热胀形温度为750～780℃，采用压边圈压紧锥形筒体上翻边后的锯齿结构，然后再从锥形筒体内部进行热胀形。

作为一种选择，所述步骤八中，采用五轴激光切割机配合样板切除锥形筒体上的翻边锯齿结构，确保切割后的端面外形和尺寸符合要求。

作为一种选择，所述步骤九和步骤十之间的间隔时间不超过8小时，步骤十焊接后进行渗透检测。

作为一种选择，所述步骤十一中，以热胀形后带有圆柱面的锥形筒体的圆柱面作为定位基准和支撑面找正，再进行外形切割。

本发明的加工方法具备以下特点：

(1)将不适合整体胀形的钛合金隔板段沿轴向拆分为了两个部分，通过内切圆台和内接圆台模拟其展开形状，然后焊接成型，将复杂的外型面划分为相对容易成型的两个部分，实现最难成型的球形部分的高质量成型，避免成型褶皱；

(2)增加锯齿结构，通过翻边工艺形成胀形时的固定位置，防止胀形过程中发生轴向的窜动；

(3)第二次切割时利用钛合金隔板段自身的圆柱面直壁段作为基准和支撑，确保了整个钛合金隔板段同轴度和跳动值符合要求。

与现有成型方法相比，本发明提出的航空发动机钛合金隔板段加工方法通过合理划分毛坯结构和科学确定分型位置，采用优化工艺路线，配合简单的热胀形模具实现了零件形状的精确成型，保证了零件外形及尺寸精度，大幅提高了加工效率和零件质量。目前加工方法已在现场使用，达到了本发明的目的和要求。

附图说明

图1是钛合金隔板段主视图；

图2是扇形毛坯展开视图；

图3是锥形筒体翻边主视图；

图4是锥形筒体翻边俯视图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的说明，但不应就此理解为本发明所述主题的范围仅限于以下的实施例，在不脱离本发明上述技术思想情况下，凡根据本领域普通技术知识和惯用手段做出的各种修改、替换和变更，均包括在本发明的范围内。

如图1～图4所示，为本发明设计的航空发动机钛合金隔板段加工方法，包括以下步骤：

步骤1：下料，将钛合金板料切割成两块扇形毛料，其下料思路是将钛合金隔板段沿图1中最大直径处(H2)切开分为前后两个部分(对应图1中A和B两处)，两个部分分别按最小胀形量原则进行毛坯设计，毛坯采用带锯齿翻边的锥筒结构，锥筒沿轴向两端分别留15～20mm余量，大端在前述余量基础上再增加15～20mm的翻边余量进行展开；

步骤2：去毛刺，去除扇形毛料边缘的毛刺；

步骤3：滚圆，将每一块扇形毛料滚成锥形筒体；

步骤4：焊接，将锥形筒体沿对接边焊接；

步骤5：热处理，去除焊接应力；

步骤6：翻边，采用喷灯加热锯齿状的根部从而折弯边缘；

步骤7：热成形，热胀形保证零件形状及尺寸精度；

步骤8：切割，切割锥形筒体大端端面上的锯齿翻边，保证对接端面间隙错牙不大于0.16mm；

步骤9：酸洗，去除锥形筒体表面氧化层；

步骤10：焊接，将两个锥形筒体的大外径端拼接后焊接；

步骤11：切割：切割外形，得到钛合金隔板段的最终轮廓尺寸。

步骤1中切分的两个部分，分别对应图1中H2截面处左边和右边，左边的部分是以H1线(即内切圆台的母线)绕钛合金隔板段的轴线旋转，与两侧端面相交形成的内切圆台，内切圆台沿小外径端延伸15～20mm，沿大外径端延伸25～30mm。

内切圆台的大外径端为带翻边结构，翻边为锯齿结构的手工翻边。

内切圆台由旋转母线H1确定，在钛合金隔板段中心截面上(图1)，母线H1低于钛合金隔板段母线且与钛合金隔板段的母线相切(切点为图1中的R2)，母线H1与钛合金隔板段左端端面和H2处端面相交，高度差分别为h1、h2，且h1≈h2。

内接圆台的是以H3线绕钛合金隔板段的轴线旋转，与H2处端面以及右端端面相交形成的内接圆台，内接圆台沿小外径端延伸15～20mm，沿大外径端延伸25～30mm。旋转母线H3在钛合金隔板段中心截面上(图1)，母线H3为H2处端面、右端端面与中心截面的交点的连接线，并向钛合金隔板段轴线偏移1mm。

如图2，两块扇形毛料的大圆弧端为均布的锯齿结构，锯齿端面宽度尺寸为10～12，槽宽1±0.2，沿扇形圆心等圆心角均分，在扇形毛料大圆弧端，向下偏移10～20mm。

步骤2中，采用锉刀去除扇形毛料周边的毛刺。

步骤3中采用三轴滚床将扇形毛料滚弯成一锥形筒体。

步骤4焊接前，对待焊处对接焊的端面，在待焊处两面宽度不小于15mm范围内行抛光。焊接前，采用氩弧焊机对零件进行定位焊，对接处焊接间隙不大于0.1，错牙不大于0.1，然后通过自动氩弧焊机进行自动氩弧焊，采用填丝法进行自动氩弧焊接，保证锥形筒体母线处对接焊缝焊透无缺陷。

步骤4自动氩弧焊后，需要对焊缝进行修磨，保证焊缝高出基体不大于0.25mm，并用煤油渗透法对焊缝进行检查，保证5min没有渗漏。

步骤5中的热处理为真空热处理，真空炉压强小于等于1.33×10^-1Pa，升温保温，保温温度为500～540℃，保温时间为90～120min，降温至400℃以下充氩气快速冷却去除焊接应力，其中从焊接完成到热处理完时间不超过20天。

步骤6中翻边为手工翻边，采用喷灯加热大外径端的槽口根部，沿槽口根部向外翻边，翻边面与锥形筒体轴线垂直。

步骤7中，热胀形采用设备为热成型设备，设备加热到750～780℃。热胀形时采用带压边圈的模具结构，设备下行，模具压住锥形筒体的翻边，设备继续向下行驶，压到底后保温3～5min，分别胀形出两个锥形筒体对应的外形，与样板比较，间隙不大于0.3mm；热胀形时的模具阴阳模与图1中钛合金隔板段的型面形状一致，采用1Cr18Ni9Ti作为阴阳模材料，按热膨胀系数0.99695相应缩小阴阳模。

步骤8中切割设备为五轴激光切割机，采用样板划线，切割两个锥形筒体的大外径端面的翻边，切割后，在限位状态下对接两个锥形筒体的大外径端面，要求间隙和错牙不大于0.16mm。

步骤9中酸洗去除两个锥形筒体表面的氧化层。

步骤10中焊接距离酸洗结束时间不超过8h，焊接对接间隙不大于0.16mm，错牙不大于0.16mm，焊接前清理表面，不允许存在污渍，锥形筒体内外侧两面通氩气3～5min，将两个锥形筒体沿H2面焊接成1个零件，焊后零件与样板间隙不大于1mm；焊接后对焊缝处进行煤油渗透检查，5min不允许有渗透；对焊缝进行X光检查，按相应焊接技术标准及焊缝等级检查，不允许出现标准所不允许存在的缺陷；

步骤11中切割采用直壁(图1中H2左边部分对应的圆柱面)为基准定位支撑基准，找正直壁圆跳不大于0.1，切割直径ΦD2,保证相对于直壁的同轴度Φ0.4，切割直壁端，保证L±0.3。

本发明的说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。尽管上面对本发明说明性的具体实施方式进行了描述，以便于本技术领的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。

Claims (10)

1.钛合金隔板段加工方法，其特征在于：包括，

步骤一：下料，将钛合金板料切割为两块扇形毛料，且两块扇形毛料的大圆弧端均带有锯齿结构；

步骤二：去毛刺，去除扇形毛料边缘的毛刺；

步骤三：滚圆，分别对两块扇形毛料滚圆处理，使得扇形毛料的两条径向侧边合拢形成锥形筒体；

步骤四：焊接，对锥形筒体对应扇形毛料两条径向边合拢位置进行焊接；

步骤五：热处理，去除步骤四中的焊接应力；

步骤六：翻边，将锥形筒体上对应扇形毛料大圆弧端的锯齿结构折弯，折弯方向为向锥形筒体外侧；

步骤七：热成形，对两个锥形筒体采用热胀形的方式获得钛合金隔板段的型面轮廓和尺寸；

步骤八：切割，去除两个锥形筒体热胀形后的锯齿结构；

步骤九：酸洗，去除两个锥形筒体表面的氧化层；

步骤十：焊接，将两个锥形筒体的大外径端面对接并焊接，获得钛合金隔板段；

步骤十一：切割，切割步骤十中焊接得到的钛合金隔板段多余外形，获得最终钛合金隔板段的外形尺寸。

2.根据权利要求1所述的钛合金隔板段加工方法，其特征在于：所述步骤一中，以钛合金隔板段零件图中径向截面外径最大处为分割面，将钛合金隔板段沿轴向分割为两个部分，再分别以两个部分的同轴内切圆台和同轴内接圆台作为近似结构展开，获得两块扇形毛料的展开尺寸。

3.根据权利要求2所述的钛合金隔板段加工方法，其特征在于：所述同轴内切圆台和同轴内接圆台展开时，沿其母线方向分别向两端各延伸一段距离。

4.根据权利要求1所述的钛合金隔板段加工方法，其特征在于：所述步骤四中，焊接前需对扇形毛料两条径向边进行抛光处理，然后通过氩弧焊进行定位焊，再通过填丝法进行自动氩弧焊，焊接完成后修磨焊缝并进行焊缝渗漏检测。

5.根据权利要求1所述的钛合金隔板段加工方法，其特征在于：所述步骤五中，采用真空热处理去焊接应力，在500～540℃保温90～120min，然后降温至400℃以下充氩气快速冷却。

6.根据权利要求1所述的钛合金隔板段加工方法，其特征在于：所述步骤六中，加热锯齿结构的根部，然后向外弯折翻边，直到锯齿结构与锥形筒体轴线垂直。

7.根据权利要求1所述的钛合金隔板段加工方法，其特征在于：所述步骤七中，热胀形温度为750～780℃，采用压边圈压紧锥形筒体上翻边后的锯齿结构，然后再从锥形筒体内部进行热胀形。

8.根据权利要求1所述的钛合金隔板段加工方法，其特征在于：所述步骤八中，采用五轴激光切割机配合样板切除锥形筒体上的翻边锯齿结构，确保切割后的端面外形和尺寸符合要求。

9.根据权利要求1所述的钛合金隔板段加工方法，其特征在于：所述步骤九和步骤十之间的间隔时间不超过8小时，步骤十焊接后进行渗透检测。

10.根据权利要求1所述的钛合金隔板段加工方法，其特征在于：所述步骤十一中，以热胀形后带有圆柱面的锥形筒体的圆柱面作为定位基准和支撑面找正，再进行外形切割。