一種柔性薄壁膜盤組件真空電子束焊接方法
【技術領域】
[0001] 本發明屬于航空發動機附件加工方法，涉及針對柔性薄壁膜盤組件真空電子束焊 接方法。
【背景技術】
[0002] 在航空制造業中，由于電子束焊接技術的應用，大大提高了飛機的制造水平，使飛 機制造過程中的許多減重設計及異種材料的焊接成為現實，大大提高了飛機的性能和制造 水平，同時為許多整體加工難以實現的零件制造提供了一種加工途徑，隨著現代新型飛機 研制的需要，電子束焊接在航空制造領域的應用日益廣泛，并顯示出很大的優越性。
[0003] 在發動機附件機匣與飛機附件機匣之間需要由傳動軸進行連接，傳動軸要實現傳 遞功率的作用，被稱為功率分出軸。國內應用較多的是DFZ-3功率分出軸、DFZ-I波紋管型 功率分出軸。為了滿足飛機性能的要求，同時功率分出軸具有位置補償能力。傳動軸的位 置補償能力是通過柔性薄壁膜盤組件（以下簡稱膜盤組件）來實現的。
[0004] DFZ-3功率分出軸的膜盤是柔性薄壁件，焊縫壁厚為4. 5mm，膜盤型面部分壁厚只 有0.4mm，兩者相差11倍。焊縫要保證焊透、成型良好必須采用大的線能量。采用傳統的真 空電子束焊接方法，焊接式產生的的熱量很容易傳輸到膜盤型面處，將導致型面變形，甚至 失效。
[0005] 膜盤組件是柔性薄壁膜盤通過真空電子束焊接連接而成的。膜盤組件原材料為 TC4鈦合金，因線膨脹系數小、導熱性差等性能特點導致焊縫成型困難、焊接變形難以控制。 同時焊縫質量必須滿足GJB1718A《電子束焊接》中I級焊縫要求。膜盤組件真空電子束焊 接因焊縫質量要求高、柔性薄壁件變形難以控制、零件不易于散熱等難點，在國內行業內尚 無工程實踐的成功案例。
【發明內容】
[0006] 本發明要解決的技術問題：本發明提供了一種柔性薄壁膜盤組件真空電子束焊接 方法，該方法解決了柔性薄壁件在焊接過程中變形過大的問題。
[0007] 本發明采用的方法是：
[0008] 在焊接前對所述柔性薄壁膜盤組件進行清潔和酸洗；
[0009] 將柔性薄壁膜盤組件用緊固件、夾具以及散熱塊夾緊；
[0010] 對柔性薄壁膜盤組件進行施焊，調整焊接參數，先進行點焊定位，然后對焊縫進行 焊接，每道焊縫分開焊接；
[0011] 焊后采用真空熱處理，以防止熱處理過程中焊縫被氧化，確保焊縫質量；
[0012] 對每道焊縫進行無損探傷。
[0013] 本柔性薄壁膜盤組件真空電子束焊接方法的一種實施方式將柔性薄壁膜盤組件 用夾具以及散熱塊夾緊的步驟時，將與膜盤型面相配合焊接夾具的散熱塊的型面加工成與 膜盤型面弧度相匹配的形狀。。
[0014] 本柔性薄壁膜盤組件真空電子束焊接方法的一種實施方式在柔性薄壁膜盤組件 用夾具夾緊的步驟中將蝶形彈簧置于夾具與緊固件之間，控制裝配應力。
[0015] 本柔性薄壁膜盤組件真空電子束焊接方法的一種實施方式是優化焊接件的參 數，焊接時選取的電壓的范圍是48-52kv，聚焦電流的范圍是1910-1950mA，焊接電流為 55_80mA，速度為5000mm/min。試驗證明在這樣的條件下焊接的效果較好。
【附圖說明】
[0016] 圖1為薄壁膜盤焊接時裝配狀態的示意圖
[0017] 圖2為膜盤型面與散熱塊的型面結合部位的局部放大圖
【具體實施方式】
[0018] 表1柔性薄壁膜盤組件焊接參數
[0019]
【主權項】
1. 一種柔性薄壁膜盤組件真空電子束焊接方法，其特征在于，包括如下步驟： 在焊接前對所述柔性薄壁膜盤組件進行清潔和酸洗； 將柔性薄壁膜盤組件用緊固件、夾具以及散熱塊夾緊； 對柔性薄壁膜盤組件進行施焊，調整焊接參數，先進行點焊定位，然后對焊縫進行焊 接，每道焊縫分開焊接； 焊后采用真空熱處理，以防止熱處理過程中焊縫被氧化，確保焊縫質量； 對每道焊縫進行無損探傷。
2. 如權利要求1所述的柔性薄壁膜盤組件真空電子束焊接方法，其特征在于，在所述 將柔性薄壁膜盤組件用夾具以及散熱塊夾緊的步驟時，將與膜盤型面相配合焊接夾具的散 熱塊的型面加工成與膜盤型面弧度相匹配的形狀。
3. 如權利要求1所述的柔性薄壁膜盤組件真空電子束焊接方法，其特征在于，在所述 柔性薄壁膜盤組件用夾具夾緊的步驟中將蝶形彈簧置于夾具與緊固件之間。
4. 如權利要求1-4所述的柔性薄壁膜盤組件真空電子束焊接方法，其特征在于，在所 述對柔性薄壁膜盤組件施焊的步驟中，選取的電壓的范圍是48-52kv，聚焦電流的范圍是 1910-1950mA，焊接電流為 55-80mA，速度為 5000mm/min。
【專利摘要】在發動機附件機匣與飛機附件機匣之間需要由傳動軸進行連接，傳動軸要實現傳遞功率的作用，被稱為功率分出軸。功率分出軸的膜盤是柔性薄壁件，焊縫很薄。本發明要解決的技術問題：本發明提供了一種柔性薄壁膜盤組件真空電子束焊接方法，該方法解決了柔性薄壁件在焊接過程中變形過大的問題。
【IPC分類】B23K15-06
【公開號】CN104668764
【申請號】CN201310632332
【發明人】龔榮清, 楊錫龍, 俞虎澄, 姜城劼, 季曉德, 張云龍
【申請人】中國航空工業集團公司航空動力控制系統研究所
【公開日】2015年6月3日
【申請日】2013年11月28日