CN108161205B - 一种翼舵类零件电子束焊接超塑成形工艺 - Google Patents

一种翼舵类零件电子束焊接超塑成形工艺 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种翼舵类零件电子束焊接超塑成形工艺，涉及超塑成形技术领域。本发明能够实现空心密集芯格翼舵零件电子束焊接超塑复合一体化成形，将芯层用电子束穿透焊接代替扩散连接，解决了芯层的扩散连接质量问题；减少了气路数量，降低了气路堵塞漏气的风险；避免了繁杂的阻焊剂涂覆工作，芯格尺寸精度更高，提高了零件成形质量；相比超塑成形/扩散连接减少了成形的时间，提高了成形效率提高了成形合格率。

Description

一种翼舵类零件电子束焊接超塑成形工艺
技术领域
本发明涉及时频测量技术领域，具体涉及一种翼舵类零件电子束焊接超塑成形工艺。
背景技术
飞行器翼舵零件常采用超塑成形/扩散连接技术进行制造，能够制造中空密集芯格零件，实现翼舵零件轻量化和整体化。其工艺流程为：按照零件合理设计坯料蒙皮和芯板尺寸，并进行精确下料，芯板铣通气槽后进行酸洗处理。根据零件内部结构涂覆阻焊剂，将制备好的四层板料(芯板/蒙皮)进行封焊，装入模具升温加热。温度达到设定的成形温度后，根据设置好的工艺参数运行程序，通过成形气路加载气压。第一路气压缓慢升高，保压一定的时间实现内层两芯板未涂阻焊剂的筋条部位扩散连接在一起，第二路气路向中间层输入氩气实现内层芯板超塑成形，并且与蒙皮、预置接头扩散连接。
随着零件尺寸增大，成形气路增多进排气增多，超塑成形/扩散连接工艺也暴露出不足：(1)气路众多容易发生堵塞、漏气和串气等难敌，中间芯层气路容易通气不畅。(2)芯层扩散连接质量难以保证，芯层也容易发生偏移。(3)超塑成形/扩散连接容易零件表面产生沟槽，影响零件表面质量。(4)整个成形周期比较长，时间大约6-8小时，板性能容易下降。为了避免以上超塑成形扩散连接工艺不足，进行技术改进，需要开发电子束/超塑成形复合成形工艺，减少零件高温成形时间，提高性能，降低成形风险。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明要解决的技术问题是：如何设计一种翼舵类零件超塑成形工艺，以减少零件高温成形时间，提高性能，降低成形风险。
(二)技术方案
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种翼舵类零件电子束焊接超塑成形工艺，包括以下步骤：
步骤1、根据图纸对上芯层2、下芯层3和上蒙皮1、下蒙皮4下料；
步骤2、对上芯层2、下芯层3机加通气槽，并进行酸洗，根据翼舵零件内部芯格尺寸分布，对上芯层2、下芯层3板材进行电子束穿透焊接；
步骤3、手工氩弧焊接上芯层2、下芯层3周边，在所述通气槽位置焊接通气管；
步骤4、将焊接好的上芯层2、下芯层3及上蒙皮1、下蒙皮4进行酸洗，将上蒙皮1与上芯层2进行焊接，下蒙皮4与下芯层3进行焊接；
步骤5、将上下模具7的内腔及翼舵零件内外表面涂覆阻焊剂，将焊接好的坯料装入上下模具7之间的空间，并安装在超塑成形压力机上；
步骤6、对安装在超塑成形压力机上的整体坯料进行反复抽真空、充氩气至少三次后，充入氩气作为保护气体，进行升温；
步骤7、温度达到930℃温度后，按照设定好的气压加载曲线充入氩气；
步骤8、气压加载完成后降温，温度降到300℃后取出零件；
步骤9、根据模型机加翼舵零件外型面。
优选地，所述翼舵零件为TA15钛合金翼舵零件，尺寸为650mm ×400mm，内部为空心芯格结构，芯格尺寸为70mm×50mm。
优选地，所述翼舵零件板料厚度为1.2mm。
优选地，所述翼舵零件的芯层尺寸比上蒙皮1、下蒙皮4尺寸周边均大0.5mm，芯层焊接周边收缩后与上蒙皮1、下蒙皮4尺寸均相同。
优选地，步骤2中，根据翼舵零件内部芯格尺寸分布，对上芯层2 和下芯层3板材进行电子束穿透焊接，具体为：电子束穿透焊接的电子束焊缝5位置与翼舵零件内部筋格分布相同，留有焊缝间隙10作为筋格之间的通气孔，用于在芯层超塑成形中顺利通气，焊缝间隙10 宽度为2-3倍翼舵零件板材壁厚，相邻位置的电子束焊缝5分别分布在两层芯层的两侧，电子束焊缝5宽度为1.5-2倍翼舵零件板材壁厚。
优选地，步骤3中，手工氩弧焊接两芯层，将两芯层焊接为一个密封的口袋，对封焊后的零件进行气密检测，确保焊袋的密封性。
优选地，步骤4中，将上蒙皮1与上芯层2进行焊接，下蒙皮4与下芯层3进行焊接时，在上蒙皮1与上芯层2、下蒙皮4与下芯层3之间分别形成焊袋，并焊接通气管，通气管分别连通上蒙皮1与上芯层2、下蒙皮4与下芯层3之间的焊袋。
优选地，步骤6中，翼舵零件在升温过程中在上蒙皮1与上芯层2、下蒙皮4与下芯层3中间分别加载(0.2-0.5)Mpa氩气。
优选地，步骤7中，气压加载曲线达到2Mpa后，保压一定时间继续增到2.5Mpa。
优选地，步骤8气压加载完成后上芯层2和下芯层3完全分别贴合上蒙皮1和下蒙皮4上，立筋完全成形。
(三)有益效果
本发明能够实现空心密集芯格翼舵零件电子束焊接超塑复合一体化成形，将芯层用电子束穿透焊接代替扩散连接，解决了芯层的扩散连接质量问题；减少了气路数量，降低了气路堵塞漏气的风险；避免了繁杂的阻焊剂涂覆工作，芯格尺寸精度更高，提高了零件成形质量；相比超塑成形/扩散连接减少了成形的时间，提高了成形效率提高了成形合格率。
附图说明
图1为本发明提出的翼舵零件电子束焊接超塑成形工艺示意图；
图2为本发明要成形的密集芯格大尺寸弹翼零件；
图3为电子束接焊缝位置示意图；
图4为芯层超塑成形气压-时间曲线。
其中：上蒙皮1、上芯层2、下芯层3、下蒙皮4、电子束焊缝5、氩弧焊周边6、模具7、成形后蒙皮8、成形后立筋9、焊缝间隙10。
具体实施方式
为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。
参考图1，本发明提出的翼舵类零件采用电子束焊接超塑成形工艺流程如下：
(1)根据图纸对上芯层2、下芯层3和上蒙皮1、下蒙皮4下料；
(2)对上芯层2、下芯层3机加通气槽，并进行酸洗，根据翼舵零件内部芯格尺寸分布，对上芯层2、下芯层3板材进行电子束穿透焊接；
(3)手工氩弧焊接上芯层2、下芯层3周边(即氩弧焊周边6)，在通气槽位置焊接通气管；
(4)将焊接好的上芯层2、下芯层3及上蒙皮1、下蒙皮4进行酸洗，将蒙皮与芯层进行焊接；
(5)将上下模具7的内腔及零件内外表面涂覆阻焊剂，将焊接好的坯料装入模具7，并安装在超塑成形压力机上；
(6)对整体坯料进行反复抽真空、充氩气至少三次后，充入氩气作为保护气体，进行升温；
(7)温度达到930℃温度后，按照设定好的气压加载曲线如图4 充入氩气；
(8)气压加载完成后降温，温度降到300℃后取出零件；
(9)根据模型机加零件外型面。
如图2所示，本发明要成形的TA15钛合金翼舵零件，为零件沿弦平面剖切示意图，零件尺寸约为650mm×400mm，内部为空心芯格结构，芯格尺寸约为70mm×50mm，板料厚度为1.2mm。根据图纸对上芯层2、下芯层3，上蒙皮1和下蒙皮4下料；芯层尺寸比蒙皮尺寸周边大0.5mm，芯层焊接周边收缩后与蒙皮尺寸相同，便于后续焊接蒙皮。
步骤2中，根据翼舵零件内部芯格尺寸分布，对上芯层2和下芯层 3板材进行电子束穿透焊接具体为：如图3所示，电子束焊缝(电子束穿透焊接焊缝)5位置与零件内部筋格分布相同，留有焊缝间隙10作为筋格之间的通气孔，用于在芯层超塑成形中顺利通气，焊缝间隙10 宽度为2-3倍板材壁厚，本实施例中为3mm。零件用专用工装装夹，相邻位置的电子束焊缝5要求分别分布在两层芯层的两侧，有效减少焊接变形，板材厚度为1.2mm，电子束焊缝5宽度为1.5-2倍壁厚，保证在超塑成形过程中不至于开裂，本实施例中电子束焊缝5宽度约为 2mm。
步骤3中，手工氩弧焊接两芯层，将两芯层焊接为一个密封的口袋，并在通气槽位置焊接通气管，对封焊后的零件进行气密检测，确保焊袋的密封性。
步骤4中，将蒙皮与芯层进行焊接，在蒙皮与芯层之间形成焊袋，并焊接通气管，通气管连通蒙皮与芯层之间的焊袋，进行气密检测。
步骤6中，为了保护零件升温过程中不被氧化，对整体坯料进行反复抽真空和充氩气，整个升温过程氩气保护封焊好的零件。且零件在升温过程中在蒙皮与芯层中间加载(0.2-0.5)Mpa氩气，芯层不至于变形。
步骤7中，气压加载曲线适当参考数值模拟结果，按照气压加载曲线如图4缓慢充入氩气，实现芯层超塑成形并且避免电子束焊缝不开裂。在超塑过程中芯层逐渐贴合蒙皮，并再次增大气压，实现蒙皮与芯层之间的扩散连接。本实施例中，加载曲线缓慢达到2Mpa后，保压一定时间继续增到到2.5Mpa，保证扩散连接质量。
步骤8气压加载完成后零件如图1(D)所示，上芯层2和下芯层3 完全分别贴合上蒙皮1和下蒙皮4上，立筋完全成形。

Claims (10)

1.一种翼舵类零件电子束焊接超塑成形工艺，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、根据图纸对上芯层(2)、下芯层(3)和上蒙皮(1)、下蒙皮(4)下料；
步骤2、对上芯层(2)、下芯层(3)机加通气槽，并进行酸洗，根据翼舵零件内部芯格尺寸分布，对上芯层(2)、下芯层(3)板材进行电子束穿透焊接；
步骤3、手工氩弧焊接上芯层(2)、下芯层(3)周边，在所述通气槽位置焊接通气管；
步骤4、将焊接好的上芯层(2)、下芯层(3)及上蒙皮(1)、下蒙皮(4)进行酸洗，将上蒙皮(1)与上芯层(2)进行焊接，下蒙皮(4)与下芯层(3)进行焊接；
步骤5、将上下模具(7)的内腔及翼舵零件内外表面涂覆阻焊剂，将焊接好的坯料装入上下模具(7)之间的空间，并安装在超塑成形压力机上；
步骤6、对安装在超塑成形压力机上的整体坯料进行反复抽真空、充氩气至少三次后，充入氩气作为保护气体，进行升温；
步骤7、温度达到930℃温度后，按照设定好的气压加载曲线充入氩气；
步骤8、气压加载完成后降温，温度降到300℃后取出零件；
步骤9、根据模型机加翼舵零件外型面。
2.如权利要求1所述的翼舵类零件电子束焊接超塑成形工艺，其特征在于，所述翼舵零件为TA15钛合金翼舵零件，尺寸为650mm×400mm，内部为空心芯格结构，芯格尺寸为70mm×50mm。
3.如权利要求2所述的翼舵类零件电子束焊接超塑成形工艺，其特征在于，所述翼舵零件板料厚度为1.2mm。
4.如权利要求3所述的翼舵类零件电子束焊接超塑成形工艺，其特征在于，所述翼舵零件的芯层尺寸比上蒙皮(1)、下蒙皮(4)尺寸周边均大0.5mm，芯层焊接周边收缩后与上蒙皮(1)、下蒙皮(4)尺寸均相同。
5.如权利要求3所述的翼舵类零件电子束焊接超塑成形工艺，其特征在于，步骤2中，根据翼舵零件内部芯格尺寸分布，对上芯层(2)和下芯层(3)板材进行电子束穿透焊接，具体为：电子束穿透焊接的电子束焊缝(5)位置与翼舵零件内部筋格分布相同，留有焊缝间隙(10)作为筋格之间的通气孔，用于在芯层超塑成形中顺利通气，焊缝间隙(10)宽度为2-3倍翼舵零件板材壁厚，相邻位置的电子束焊缝(5)分别分布在两层芯层的两侧，电子束焊缝(5)宽度为1.5-2倍翼舵零件板材壁厚。
6.如权利要求3所述的翼舵类零件电子束焊接超塑成形工艺，其特征在于，步骤3中，手工氩弧焊接两芯层，将两芯层焊接为一个密封的口袋，对封焊后的零件进行气密检测，确保焊袋的密封性。
7.如权利要求1所述的翼舵类零件电子束焊接超塑成形工艺，其特征在于，步骤4中，将上蒙皮(1)与上芯层(2)进行焊接，下蒙皮(4)与下芯层(3)进行焊接时，在上蒙皮(1)与上芯层(2)、下蒙皮(4)与下芯层(3)之间分别形成焊袋，并焊接通气管，通气管分别连通上蒙皮(1)与上芯层(2)、下蒙皮(4)与下芯层(3)之间的焊袋。
8.如权利要求1所述的翼舵类零件电子束焊接超塑成形工艺，其特征在于，步骤6中，翼舵零件在升温过程中在上蒙皮(1)与上芯层(2)、下蒙皮(4)与下芯层(3)中间分别加载0.2-0.5Mpa氩气。
9.如权利要求1所述的翼舵类零件电子束焊接超塑成形工艺，其特征在于，步骤7中，气压加载曲线达到2Mpa后，保压一定时间继续增到2.5Mpa。
10.如权利要求3至9中任一项所述的翼舵类零件电子束焊接超塑成形工艺，其特征在于，步骤8气压加载完成后上芯层(2)和下芯层(3)完全分别贴合上蒙皮(1)和下蒙皮(4)上，立筋完全成形。
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