CN215824521U - 航空发动机涡轮盘轴惯性摩擦焊接装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种航空发动机涡轮盘轴惯性摩擦焊接装置，包括惯性摩擦焊机主体结构和焊接工装夹具，惯性摩擦焊机主体结构包括主轴箱体组件和尾座箱体组件，焊接工装夹具包括鼓筒轴工装夹具、涡轮盘工装夹具、涡轮后轴工装夹具和组合体工装夹具。相比于现有技术，本实用新型公开的焊接装置保障了航空发动机涡轮盘轴焊接过程中的稳定性、尺寸精度及接头性能，提高了航空发动机涡轮盘轴组件的生产速率并降低了生产成本。

Description

航空发动机涡轮盘轴惯性摩擦焊接装置

技术领域

本实用新型涉及惯性摩擦焊接技术领域，特别是涉及一种航空发动机涡轮盘轴惯性摩擦焊接装置。

背景技术

惯性摩擦焊作为固相焊接工艺中较为典型的一种焊接方法，焊接过程首先通过旋转的飞轮储存机械动能，带动其中一个部件做高速旋转运动，在轴向摩擦压力作用下与另一端静止部件摩擦产生热量，在顶锻焊接压力作用下摩擦界面材料发生塑性变形与流动，进而实现两个部件的焊接。惯性摩擦焊接过程中，由于摩擦界面温度未达到材料熔点，且焊接速度快、时间短，界面材料处于高温塑性状态，焊接顶锻后界面上的部分高温金属材料被挤出焊缝而形成焊接飞边，飞边挤出过程中可排除试件端面存在的油污及氧化物夹渣，具有自清理作用，可避免夹渣缺陷的存在，同时焊缝在焊接过程中处于封闭状态，防止了空气的进入，完全避免了熔化焊接头中常出现的气孔、夹渣、裂纹及未熔合等缺陷，尤其适用于力学性能差别较大的同质/异质材料的轴对称零部件的焊接，并可获得高质量的焊接接头。

随着高性能航空发动机的不断更新换代，新型高温合金材料在航空发动机涡轮盘轴组件上的应用也越来越多，特别是粉末冶金高温合金(如U720Li、Rene'88DT、RR1000等)具有晶粒细密、组织均匀、无宏观偏析、屈服强度高、疲劳性能好等突出优点，已成为航空发动机涡轮盘轴采用的最佳材料。而对于以粉末冶金高温合金为代表的异种高温合金材料的焊接，电子束焊接工艺已经难以获得高质量的焊接接头，主要是由于作为一种高能量密度的熔焊工艺，在高温合金焊接过程中高体积百分比的γ'强化相成分复杂，导致焊接过程中易形成结晶裂纹、热影响区液化裂纹和应变时效裂纹；另外，由于组织、熔点、热导率、热膨胀系数等参数的差异，异种高温合金材料在焊接过程中易造成组织偏析，并产生较大热应力、造成裂纹等缺陷。特别在高温合金熔化焊过程中由于晶界液化而产生的微裂纹很难避免，但又难以通过无损检测方法有效检测出来。因此，电子束等熔化焊接工艺已不适合同质及异质粉末高温合金材料的焊接。而作为固相焊接工艺的惯性摩擦焊接技术将很好地避免熔化焊过程中产生的裂纹问题和质量检测问题。

目前国内航空发动机涡轮盘轴转动部件更多采用的依然是螺栓连接或电子束焊接工艺，很大程度上限制了高性能同质/异质新型粉末高温合金材料在航空发动机涡轮盘轴转动部件上的应用，同时也限制了航空发动机整体性能的提高。

实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种航空发动机涡轮盘轴惯性摩擦焊接装置，用于保证航空发动机涡轮盘轴转动部件的高质量及高精度的连接要求。

为实现上述目的，本实用新型提供了如下方案：

本实用新型公开了一种航空发动机涡轮盘轴惯性摩擦焊接装置，包括：

惯性摩擦焊机主体结构，所述惯性摩擦焊机主体结构包括主轴箱体组件和尾座箱体组件；

焊接工装夹具，所述焊接工装夹具包括鼓筒轴工装夹具、涡轮盘工装夹具、涡轮后轴工装夹具和组合体工装夹具，所述鼓筒轴工装夹具用于将鼓筒轴安装于所述主轴箱体组件上，所述涡轮盘工装夹具用于将涡轮盘安装于所述尾座箱体组件上，所述涡轮后轴工装夹具用于将涡轮后轴安装于所述主轴箱体组件上，所述组合体工装夹具用于将鼓筒轴与涡轮盘的第一次焊接组合体安装于所述尾座箱体组件上。

优选地，所述主轴箱体组件包括主轴箱体、主轴箱体侧主轴、主轴箱体侧芯轴和主轴弹簧夹头，所述主轴弹簧夹头通过螺栓固定在所述主轴箱体侧主轴和所述主轴箱体上。

优选地，所述尾座箱体组件包括尾座箱体、尾座箱体侧内缸体、尾座箱体侧芯轴和尾座弹簧夹头，所述尾座弹簧夹头与所述尾座箱体侧内缸体通过螺纹连接，所述尾座箱体弹簧夹头通过螺栓固定在所述尾座箱体上。

优选地，所述鼓筒轴工装夹具包括第一焊接工装和第一弹簧圈，所述第一焊接工装通过螺栓固定在所述主轴箱体侧芯轴上，所述第一弹簧圈位于所述主轴弹簧夹头与鼓筒轴之间。

优选地，所述涡轮盘工装夹具包括第二焊接工装、第三焊接工装和第二弹簧圈，通过螺栓将所述第二焊接工装与所述尾座箱体侧芯轴一起固定在所述尾座箱体侧内缸体上，所述第三焊接工装通过螺栓固定在所述第二焊接工装上，所述第二弹簧圈位于所述尾座弹簧夹头与涡轮盘之间。

优选地，所述涡轮后轴工装夹具包括第一焊接工装和第三弹簧圈，所述第一焊接工装通过螺栓固定在所述主轴箱体侧芯轴上，所述第三弹簧圈位于所述主轴弹簧夹头与涡轮后轴之间。

优选地，所述组合体工装夹具包括第四焊接工装和第三弹簧圈，所述第四焊接工装套在所述尾座箱体侧芯轴上，所述第三弹簧圈位于所述尾座弹簧夹头与涡轮盘之间。

本实用新型相对于现有技术取得了以下技术效果：

本实用新型公开的焊接装置保障了航空发动机涡轮盘轴焊接过程中的稳定性、尺寸精度及接头性能，提高了航空发动机涡轮盘轴组件的生产速率并降低了生产成本，实现了航空发动机用同质及异质高温合金与粉末高温合金材料的涡轮盘轴转动部件的高质量、高精度焊接制造。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本实施例的主轴箱体组件和尾座箱体组件主视图；

图2为本实施例的第一焊接工装结构主视图；

图3为本实施例的第二焊接工装结构主视图；

图4为本实施例的第三焊接工装结构主视图；

图5为本实施例的第四焊接工装结构主视图；

图6为本实施例的第一弹簧圈结构主视图；

图7为本实施例的第二弹簧圈结构主视图；

图8为本实施例的第三弹簧圈结构主视图；

图9为本实施例的第一螺栓结构主视图；

图10为本实施例的第二螺栓结构主视图；

图11为本实施例的第三螺栓结构主视图；

图12为本实施例的第四螺栓结构主视图；

图13为本实施例的鼓筒轴的主视图；

图14为本实施例的涡轮盘的主视图；

图15为本实施例的涡轮后轴的主视图；

图16为本实施例的鼓筒轴工装夹具、涡轮盘工装夹具装配图；

图17为本实施例的鼓筒轴与涡轮盘焊接装配图；

图18为本实施例的第一次焊接组合体主视图；

图19为本实施例的涡轮后轴工装夹具和组合体工装夹具装配图；

图20为为本实施例的涡轮后轴与第一次焊接组合体焊接装配图；

图21为涡轮后轴与第一次焊接组合体焊接形成的涡轮盘轴焊接组件；

附图标记说明：1-主轴箱体；2-尾座箱体；3-主轴箱体侧主轴；4-尾座箱体侧内缸体；5-外螺纹段；6-主轴箱体侧芯轴；7-尾座箱体侧芯轴；8-主轴弹簧夹头；9-尾座弹簧夹头；10-第一焊接工装；11-第二焊接工装；12-第三焊接工装；13-第四焊接工装；14-第一弹簧圈；15-第三弹簧圈；16-第二弹簧圈；17-第一螺栓；18-第二螺栓；19-第三螺栓；20-第四螺栓；a-鼓筒轴；b-涡轮盘；c-涡轮后轴；d-第一次焊接组合体；e-第二次焊接组合体。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型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实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。

本实用新型的目的是提供一种航空发动机涡轮盘轴惯性摩擦焊接装置，用于保证航空发动机涡轮盘轴转动部件的高质量及高精度的连接要求。

为使本实用新型的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本实用新型作进一步详细的说明。

如图1-21所示，本实施例提供一种航空发动机涡轮盘轴惯性摩擦焊接装置，包括惯性摩擦焊机主体结构和焊接工装夹具。

其中，惯性摩擦焊机主体结构包括主轴箱体组件和尾座箱体组件，焊接工装夹具包括鼓筒轴工装夹具、涡轮盘工装夹具、涡轮后轴工装夹具和组合体工装夹具。鼓筒轴工装夹具用于将鼓筒轴a安装于主轴箱体组件上，涡轮盘工装夹具用于将涡轮盘b安装于尾座箱体组件上，涡轮后轴工装夹具用于将涡轮后轴c安装于主轴箱体组件上，组合体工装夹具用于将鼓筒轴a与涡轮盘b的第一次焊接组合体d安装于尾座箱体组件上。

本实施例的航空发动机涡轮盘b的惯性摩擦焊接装置在使用时，通过鼓筒轴工装夹具将鼓筒轴a安装于主轴箱体组件上，通过涡轮盘工装夹具将涡轮盘b安装于尾座箱体组件上，将鼓筒轴a和涡轮盘b进行第一次惯性摩擦焊接，形成第一次焊接组合体d；之后通过涡轮后轴工装夹具将涡轮后轴c安装于主轴箱体1上，通过组合体工装夹具将第一次焊接组合体d安装于尾座箱体组件上，将涡轮后轴c与第一次焊接组合体d进行第二次惯性摩擦焊接，形成第二次焊接组合体e。

具体的，主轴箱体组件包括主轴箱体1、主轴箱体侧主轴3、主轴箱体侧芯轴6和主轴弹簧夹头8，主轴弹簧夹头8通过第一螺栓17和第三螺栓19固定在主轴箱体侧主轴3和主轴箱体1上，主轴弹簧夹头8用于对内侧的零件施加径向夹持力，主轴箱体侧主轴3与主轴箱体侧芯轴6固定连接，即两者同步旋转。

尾座箱体组件包括尾座箱体2、尾座箱体侧内缸体4、尾座箱体侧芯轴7和尾座弹簧夹头9，尾座箱体侧内缸体4具有外螺纹段5，尾座弹簧夹头9与尾座箱体侧内缸体4螺纹连接，尾座箱体2弹簧夹头通过第二螺栓18固定在尾座箱体2上，尾座弹簧夹头9用于对内侧的零件施加径向夹持力。

鼓筒轴工装夹具包括第一焊接工装10和第一弹簧圈14，第一焊接工装10通过第三螺栓19固定在主轴箱体侧芯轴6上，第一弹簧圈14位于主轴弹簧夹头8与鼓筒轴a之间。第一焊接工装10用于对鼓筒轴a进行轴向定位，第一弹簧圈14用于传递主轴弹簧夹头8施加的夹紧力，对鼓筒轴a进行径向定位。

涡轮盘工装夹具包括第二焊接工装11、第三焊接工装12和第二弹簧圈16，通过第四螺栓20将第二焊接工装11与尾座箱体侧芯轴7一起固定在尾座箱体侧内缸体4上，第三焊接工装12通过第三螺栓19固定在第二焊接工装11上，第二弹簧圈16位于尾座弹簧夹头9与涡轮盘b之间。第二焊接工装11和第三焊接工装12沿轴向依次设置且同轴，用于对涡轮盘b进行轴向定位，第二弹簧圈16用于传递尾座弹簧夹头9施加的夹紧力，对涡轮盘b进行径向定位。

涡轮后轴工装夹具包括第一焊接工装10和第三弹簧圈15，第一焊接工装10通过第三螺栓19固定在主轴箱体侧芯轴6上，第三弹簧圈15位于主轴弹簧夹头8与涡轮后轴c之间。第一焊接工装10用于对涡轮后轴c进行轴向定位，第三弹簧圈15用于传递主轴弹簧夹头8施加的夹紧力，对涡轮后轴c进行径向定位。

组合体工装夹具包括第四焊接工装13和第三弹簧圈15，第四焊接工装13套在尾座箱体侧芯轴7上，第三弹簧圈15位于尾座弹簧夹头9与涡轮盘b之间。第四焊接工装13用于对第一次焊接组合体d进行轴向定位，第三弹簧圈15用于传递尾座弹簧夹头9施加的夹紧力，对第一次焊接组合体d中的涡轮盘b进行径向定位。

本实施例还提供一种航空发动机涡轮盘b轴惯性摩擦焊接方法，使用上述的航空发动机涡轮盘b轴惯性摩擦焊接装置，包括如下步骤：

S1、在主轴箱体组件上安装鼓筒轴工装夹具，在尾座箱体组件上安装涡轮盘工装夹具；

S2、将鼓筒轴a安放于已经安装好鼓筒轴工装夹具的主轴箱体组件上，鼓筒轴a位于第一弹簧圈14内部，并使鼓筒轴a的端面F与第一焊接工装10的端面B接触，主轴弹簧夹头8通过径向压力夹紧第一弹簧圈14和鼓筒轴a；

S3、将涡轮盘b安放于已经安装好涡轮盘工装夹具的尾座箱体组件上，涡轮盘b位于第二弹簧圈16内侧，涡轮盘b的端面J与第三焊接工装12的端面D接触，涡轮盘b的端面I与第三焊接工装12的端面C接触，尾座弹簧夹头9通过径向压力夹紧第二弹簧圈16和涡轮盘b；

S4、采用无尘布蘸取酒精或丙酮溶液分别擦拭鼓筒轴a的焊接端面G和涡轮盘b的焊接端面H，去除鼓筒轴a和涡轮盘b的焊接端面上的油污杂质；

S5、尾座箱体组件在轴向力作用下向主轴箱体组件移动，使鼓筒轴a的端面G与涡轮盘b的端面H紧密接触并保持静止不动，主轴弹簧夹头8、尾座弹簧夹头9撤去径向压力，之后再次施加径向压力，尾座箱体组件在轴向力作用下向主轴箱体组件相反方向移动一段距离后固定不动；

S6、向惯性摩擦焊机控制系统输入鼓筒轴a与涡轮盘b的焊接工艺参数，包括初始转速、焊接转速、摩擦压力、焊接压力；

S7、开始第一次焊接，启动惯性摩擦焊机主轴电机，使鼓筒轴a转动速度达到初始转速后停止对惯性摩擦焊机主轴电机供电，尾座箱体组件在轴向摩擦压力作用下向主轴箱体组件移动一段距离，使鼓筒轴a的端面G与涡轮盘b的端面H紧密接触而摩擦产热，轴向摩擦压力保持不变；当鼓筒轴a的转动速度降低到焊接转速时，轴向摩擦压力转变为焊接压力并保持不变，直至鼓筒轴a停止转动后，轴向焊接压力保持一段时间后撤去轴向焊接压力；

S8、主轴弹簧夹头8撤去径向压力，尾座箱体组件在轴向力下向主轴箱体组件相反方向移动一段距离后固定不动，尾座弹簧夹头9撤去径向压力，卸下鼓筒轴a与涡轮盘b的第一次焊接组合体d；

S9、拆卸鼓筒轴工装夹具、涡轮盘工装夹具；

S10、在主轴箱体组件上安装涡轮后轴工装夹具，在尾座箱体组件上安装组合体工装夹具；

S11、将涡轮后轴c安放于第三弹簧圈15内部，涡轮后轴c的端面L与第一焊接工装10的端面B接触，主轴弹簧夹头8通过径向压力夹紧第三弹簧圈15和涡轮后轴c；

S12、将第一次焊接组合体d安放于尾座箱体组件上，第一次焊接组合体d放于第二弹簧圈16内部，第一次焊接组合体d上鼓筒轴a的端面F与尾座箱体侧芯轴7的端面A接触，第一次焊接组合体d上涡轮盘b的端面K与第四焊接工装13的端面E接触，尾座弹簧夹头9通过径向压力夹紧第二弹簧圈16和第一次焊接组合体d上的涡轮盘b；

S13、采用无尘布蘸取酒精或丙酮溶液分别擦拭涡轮后轴c的端面M和第一次焊接组合体d上涡轮盘b的端面J，去除涡轮后轴c的端面M和焊接组合体上涡轮盘b的端面J上油污杂质；

S14、尾座箱体组件在轴向力作用下向主轴箱体组件移动一段距离，使涡轮后轴c的端面M与第一次焊接组合体d上涡轮盘b的端面J紧密接触并保持静止不动，主轴弹簧夹头8、尾座弹簧夹头9撤去径向压力，之后再次施加径向压力，尾座箱体组件在轴向力作用下向主轴箱体组件相反方向移动一段距离后固定不动；

S15、向惯性摩擦焊机控制系统输入涡轮后轴c与第一次焊接组合体d上涡轮盘b的焊接工艺参数，包括初始转速、焊接转速、摩擦压力、焊接压力；

S16、开始第二次焊接，启动惯性摩擦焊机主轴电机，使涡轮后轴c转动速度达到初始转速后停止对惯性摩擦焊机主轴电机供电，尾座箱体组件在轴向摩擦压力作用下向主轴箱体组件移动一段距离，使涡轮后轴c的端面M与第一次焊接组合体d上涡轮盘b的端面J紧密接触而摩擦产热，当涡轮后轴c的转动速度降低到焊接转速时，摩擦压力转变为焊接压力，直至涡轮后轴c停止转动后，轴向焊接压力保持一段时间后撤去轴向焊接压力；

S17、主轴弹簧夹头8撤去径向压力，尾座箱体组件在轴向力作用下向主轴箱体组件相反方向移动一段距离后固定不动，尾座侧弹簧夹头撤去径向压力，卸下涡轮后轴c与第一次焊接组合体d焊接而成的第二次焊接组合体e；

S18、拆卸涡轮后轴工装夹具和组合体工装夹具，关闭惯性摩擦焊机控制系统，全部焊接过程结束。

本说明书中应用了具体个例对本实用新型的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本实用新型的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本实用新型的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本实用新型的限制。

Claims (7)

1.一种航空发动机涡轮盘轴惯性摩擦焊接装置，其特征在于，包括：

惯性摩擦焊机主体结构，所述惯性摩擦焊机主体结构包括主轴箱体组件和尾座箱体组件；

焊接工装夹具，所述焊接工装夹具包括鼓筒轴工装夹具、涡轮盘工装夹具、涡轮后轴工装夹具和组合体工装夹具，所述鼓筒轴工装夹具用于将鼓筒轴安装于所述主轴箱体组件上，所述涡轮盘工装夹具用于将涡轮盘安装于所述尾座箱体组件上，所述涡轮后轴工装夹具用于将涡轮后轴安装于所述主轴箱体组件上，所述组合体工装夹具用于将鼓筒轴与涡轮盘的第一次焊接组合体安装于所述尾座箱体组件上。

2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮盘轴惯性摩擦焊接装置，其特征在于，所述主轴箱体组件包括主轴箱体、主轴箱体侧主轴、主轴箱体侧芯轴和主轴弹簧夹头，所述主轴弹簧夹头通过螺栓固定在所述主轴箱体侧主轴和所述主轴箱体上。

3.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮盘轴惯性摩擦焊接装置，其特征在于，所述尾座箱体组件包括尾座箱体、尾座箱体内缸体、尾座箱体侧芯轴和尾座弹簧夹头，所述尾座弹簧夹头与所述尾座箱体内缸体通过螺纹连接，所述尾座箱体弹簧夹头通过螺栓固定在所述尾座箱体上。

4.根据权利要求2所述的航空发动机涡轮盘轴惯性摩擦焊接装置，其特征在于，所述鼓筒轴工装夹具包括第一焊接工装和第一弹簧圈，所述第一焊接工装通过螺栓固定在所述主轴箱体侧芯轴上，所述第一弹簧圈位于所述主轴弹簧夹头与鼓筒轴之间。

5.根据权利要求3所述的航空发动机涡轮盘轴惯性摩擦焊接装置，其特征在于，所述涡轮盘工装夹具包括第二焊接工装、第三焊接工装和第二弹簧圈，通过螺栓将所述第二焊接工装与所述尾座箱体侧芯轴一起固定在所述尾座箱体内缸体上，所述第三焊接工装通过螺栓固定在所述第二焊接工装上，所述第二弹簧圈位于所述尾座弹簧夹头与涡轮盘之间。

6.根据权利要求2所述的航空发动机涡轮盘轴惯性摩擦焊接装置，其特征在于，所述涡轮后轴工装夹具包括第一焊接工装和第三弹簧圈，所述第一焊接工装通过螺栓固定在所述主轴箱体侧芯轴上，所述第三弹簧圈位于所述主轴弹簧夹头与涡轮后轴之间。

7.根据权利要求3所述的航空发动机涡轮盘轴惯性摩擦焊接装置，其特征在于，所述组合体工装夹具包括第四焊接工装和第三弹簧圈，所述第四焊接工装套在所述尾座箱体侧芯轴上，所述第三弹簧圈位于所述尾座弹簧夹头与涡轮盘之间。

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