[發明專利]用于航空發動機支撐前封嚴組件基體內環的校形方法

有效

• 申請號: 201310594775.1
• 申請日: 2013-11-21
• 公開（公告）號: CN103643014A
• 公開（公告）日: 2014-03-19
• 發明（設計）人: 劉建;何恒;薛衛;周云峰
• 申請（專利權）人: 成都發動機（集團）有限公司
• 主分類號: C21D8/00
• 分類號: C21D8/00
• 代理公司: 成都科海專利事務有限責任公司 51202
• 代理人: 呂建平

技術領域

本發明涉及航空發動機支撐前封嚴組件加工技術領域，更為具體地說，是涉及一種用于航空發動機支撐前封嚴組件基體內環的變形校形方法。

背景技術

航空發動機支撐前封嚴組件是用于密閉封嚴發動機前支撐的組件，其結構如圖1所示，在其基體的環形槽內外環形壁面設計有一層蜂窩結構。所述蜂窩結構層通常是采用真空釬焊的方式焊接在環形槽壁面上。封嚴組件基體環形槽的槽壁很薄，特別是內環槽壁更薄，因此槽壁的強度很低，將蜂窩結構層焊接在環形槽壁面上，由于釬焊溫度高，高達1000℃以上，以及釬焊過程中封嚴組件受熱不均勻，在封嚴組件基體環形槽內外環形槽壁上焊接蜂窩結構層后，封嚴組件基體環形槽的內環壁通常會發生很大的變形，且殘余較大的應力。殘余應力在以后的釋放過程中會進一步使基體的環形薄壁發生更大的變形，零件的形狀精度將會進一步降低。

針對上述問題，封嚴組件在環形槽壁面上焊接蜂窩結構層后都要對其進行后處理。傳統的蜂窩結構層釬焊后的后處理，包括變形校形和消除殘余應力，其中變形校形是采用冷擠和敲打環形薄壁，使封嚴組件基體內環壁的變形得到校形，采用高溫退火的方式使釬焊產生的殘余應力得到消除。現有技術的變形校形方式，其所存在的問題，一是會造成環形薄壁表面損壞，二是變形校形不精準，不能從根本上解決尺寸變形問題，三是校形非常費工費時，加工成本高。即現有技術的蜂窩結構層釬焊后的后處理方法，不但處理工序繁多，費工費時，加工成本高，而且變形校形處理效果差。鑒于此，封嚴組件的生產實踐急需開發一種新的蜂窩結構層釬焊后的后處理方法。

發明內容

針對現有技術的蜂窩結構層釬焊后的后處理方法存在的不足，本發明的目的旨在提供一種新的蜂窩結構層釬焊后的后處理方法，以實現在消除釬焊焊接殘余應力的同時實現對封嚴組件基體內環的變形進行精確校形，簡化蜂窩結構層釬焊后的后處理工序。

本發明所述用于航空發動機支撐前封嚴組件基體內環的校形方法：設計制作一個與封嚴組件基體內環相匹配的用于熱脹校形封嚴組件基體內環的工裝件，所述工裝件的材料線熱膨脹系數大于封嚴組件基體的材料線熱膨脹系數，將工裝件安置在封嚴組件基體內環中一并置入退火設備內，于封嚴組件退火熱處理過程中由工裝件熱膨脹實現對封嚴組件基體內環變形的校形，退火熱處理結束后從退火設備取出封嚴組件，冷卻后從封嚴組件基體內環退出工裝件，即完成對封嚴組件基體內環變形的校形。

在本發明的上述方法中，工裝件的直徑可通過下述公式確定：

R₁=R₂*α₁/α₂

其中R₁為工裝件的半徑，R₂為封嚴組件基體內環設計半徑，α₁為工裝件在熱處理溫度下的線熱膨脹系數，α₂為封嚴組件基體在熱處理溫度下的材料線熱膨脹系數。

在本發明的上述方法，退火熱處理溫度一般為400℃～700℃。

與現有技術相比，本發明方法具有以下有益的技術效果：

1、本發明的方法采用與封嚴組件基體內環相匹配的、且在熱處理溫度下材料線熱膨脹系數大于封嚴組件基體材料線熱膨脹系數的工裝件，于退火熱處理過程中由工裝件熱膨脹實現對封嚴組件基體內環變形的校形，從而避免了傳統冷擠和敲打校形方式對封嚴組件基體內環薄壁的損壞和校形不準確，提升了校形的準確性。

2、本發明的方法對封嚴組件基體內環變形的校形是在退火工序消除釬焊帶來的殘余應力的同時進行，將兩道工序簡化為一道工序，提高了加工效率，降低了加工成本。

3、本發明方法操作簡單，適用性強，工裝結構簡單，容易推廣。

附圖說明

圖1為槽形蜂窩零件及校形工裝示意圖

圖中1—外蜂窩，2—內蜂窩，3—封嚴組件基體，4—工裝件。

具體實施方式

下面通過實施例對本發明進行具體描述，有必要在此指出的是，實施例只用于對本發明進行進一步說明，不能理解為對本發明保護范圍的限制，該領域的技術熟練人員可以根據上述發明的內容對本發明作出一些非本質的改進和調整，但這樣的改進和調整仍屬于本發明的保護范圍。

實施例1