一種航空發動機高溫合金組件釬焊方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種航空發動機高溫合金組件釬焊方法，屬于釬焊技術領域。
【背景技術】
[0002]航空發動機高、低壓渦輪部分零組件的結構采用的是多個扇形段形式組合成渦輪外環組件，每個扇形段為蜂窩芯、外環、連接片以釬焊形式連接，這類零件一般采用同時釬焊的形式，使蜂窩芯與外環、外環與連接片釬焊在一起，存在釬焊變形大、蜂窩釬著率不易保證、定位困難等問題。
【發明內容】
[0003]為解決上述技術問題，本發明提供了一種航空發動機高溫合金組件釬焊方法，該航空發動機高溫合金組件釬焊方法通過采用二次釬焊的工藝，保證了高、低壓渦輪外環扇形段組件釬焊要求，使釬焊變形小且便于零件機加工、零件釬焊較好、零件裝配定位方便，保障了發動機零件釬焊質量。
[0004]本發明通過以下技術方案得以實現。
[0005]本發明提供的一種航空發動機高溫合金組件釬焊方法，包括如下步驟:
[0006]①清洗:對蜂窩環和外環進行超聲波清洗，然后烘干；
[0007]②裝填釬料:將釬料放置于蜂窩環的芯格內；
[0008]③一次釬焊:將蜂窩環和外環裝配工裝，放置于真空爐內進行釬焊，釬焊溫度1175?1185°C，保溫5?lOmin，隨后沖氬冷卻，小于100°C后出爐；
[0009]④機加工:切斷一次釬焊后的蜂窩環和外環，并加工成扇形段；
[0010]⑤二次釬焊:分段將連接片點焊在外環上，并將外環、連接片裝配工裝，放置于真空爐內進行釬焊，釬焊溫度1165?1175°C，保溫5?lOmin，隨后沖氬冷卻，小于100°C后出爐；
[0011]⑥完成加工:對釬焊完成的零件進行外觀目視釬焊質量檢查。
[0012]在所述步驟③之前，先將蜂窩環采用儲能點焊在外環上，并檢查點焊及間隙情況。
[0013]所述步驟③和步驟⑤中，沖氬冷卻均為1000°C沖氬冷卻。
[0014]在所述步驟④之前，對一次釬焊完成的蜂窩環進行外觀和內部釬焊質量的檢查。
[0015]所述步驟③和步驟⑤中，釬焊采用高溫N1-Co基釬料。
[0016]本發明的有益效果在于:通過采用二次釬焊的工藝，保證了高、低壓渦輪外環扇形段組件釬焊要求，使釬焊變形小且便于零件機加工、零件釬焊較好、零件裝配定位方便，保障了發動機零件釬焊質量。
【附圖說明】
[0017]圖1是本發明的結構示意圖；
圖2是圖1的安裝示意圖。
[0018]圖中:卜蜂窩環，2-外環，3-連接片。
【具體實施方式】
[0019]下面進一步描述本發明的技術方案，但要求保護的范圍并不局限于所述。
[0020]如圖1、圖2所示的一種航空發動機高溫合金組件釬焊方法，包括如下步驟:
[0021 ]①清洗:對蜂窩環1和外環2進行超聲波清洗，然后烘干；
[0022]②裝填釬料:將釬料放置于蜂窩環1的芯格內；
[0023]③裝配定位:將蜂窩環1采用儲能點焊在外環2上，并檢查點焊及間隙情況；
[0024]④一次釬焊:將蜂窩環1和外環2裝配工裝，放置于真空爐內進行釬焊，釬焊溫度1175?1185°C，保溫5?lOmin，隨后1000°C沖氬冷卻，小于100°C后出爐；
[0025]⑤檢查:對一次釬焊完成的蜂窩環1進行外觀和內部釬焊質量的檢查；
[0026]⑥機加工:切斷一次釬焊后的蜂窩環1和外環2，并加工成扇形段；
[0027]⑦二次釬焊:分段將連接片3點焊在外環2上，并將外環2、連接片3裝配工裝，放置于真空爐內進行釬焊，釬焊溫度1165?1175°C，保溫5?lOmin，隨后1000°C沖氬冷卻，小于100°C后出爐；
[0028]⑧完成加工:對釬焊完成的零件進行外觀目視釬焊質量檢查。
[0029]具體而言，所述步驟③和步驟⑤中，釬焊采用高溫N1-Co基釬料。
【主權項】
1.一種航空發動機高溫合金組件釬焊方法，其特征在于:包括如下步驟: ①清洗:對蜂窩環(1)和外環(2)進行超聲波清洗，然后烘干； ②裝填釬料:將釬料放置于蜂窩環(1)的芯格內； ③一次釬焊:將蜂窩環(1)和外環(2)裝配工裝，放置于真空爐內進行釬焊，釬焊溫度1175?1185°C，保溫5?lOmin，隨后沖氬冷卻，小于100°C后出爐； ④機加工:切斷一次釬焊后的蜂窩環(1)和外環(2)，并加工成扇形段； ⑤二次釬焊:分段將連接片(3)點焊在外環(2)上，并將外環(2)、連接片(3)裝配工裝，放置于真空爐內進行釬焊，釬焊溫度1165?1175°C，保溫5?lOmin，隨后沖氬冷卻，小于1001后出爐； ⑥完成加工:對釬焊完成的零件進行外觀目視釬焊質量檢查。2.如權利要求1所述的航空發動機高溫合金組件釬焊方法，其特征在于:在所述步驟③之前，先將蜂窩環(1)采用儲能點焊在外環(2)上，并檢查點焊及間隙情況。3.如權利要求1所述的航空發動機高溫合金組件釬焊方法，其特征在于:所述步驟③和步驟⑤中，沖氬冷卻均為1000°C沖氬冷卻。4.如權利要求1所述的航空發動機高溫合金組件釬焊方法，其特征在于:在所述步驟④之前，對一次釬焊完成的蜂窩環(1)進行外觀和內部釬焊質量的檢查。5.如權利要求1所述的航空發動機高溫合金組件釬焊方法，其特征在于:所述步驟③和步驟⑤中，釬焊采用高溫N1-Co基釬料。
【專利摘要】本發明提供了一種航空發動機高溫合金組件釬焊方法，包括如下步驟：①清洗；②裝填釬料；③一次釬焊；④機加工；⑤二次釬焊；⑥完成加工。本發明通過采用二次釬焊的工藝，保證了高、低壓渦輪外環扇形段組件釬焊要求，使釬焊變形小且便于零件機加工、零件釬焊較好、零件裝配定位方便，保障了發動機零件釬焊質量。
【IPC分類】B23K1/00, B23K1/20
【公開號】CN105478945
【申請號】CN201510894349
【發明人】敖斌, 王悅欣, 羅運芬, 史洽, 李昌, 萬隆
【申請人】貴州黎陽航空動力有限公司
【公開日】2016年4月13日
【申請日】2015年12月7日