一種飛機鈦合金框梁類零件制造方法
【專利摘要】本發明公開了一種飛機鈦合金框梁類零件制造方法，包括：對初始鈦合金型材進行電熱拉彎，獲得達到曲率半徑要求的彎曲鈦合金型材；將焊接塊以一定頻率在彎曲鈦合金型材上的預焊接部位做曲線往復摩擦運動，在摩擦運動持續一定時間后，將焊接塊焊接在彎曲鈦合金型材的腹板或/及底板上；銑切彎曲鈦合金型材與焊接塊的焊接飛邊，并根據制造飛機鈦合金框梁類零件的尺寸要求，銑切彎曲鈦合金型材與焊接塊，獲得符合尺寸要求的鈦合金零件。在零件加工時，電熱拉彎和往復摩擦焊接的步驟可以調換順序，這種方法也可實現鈦合金框梁類零件的制造。通過本發明的飛機鈦合金框梁類零件制造方法提高了材料利用率，減低工藝成本同時提高了加工效率。
【專利說明】一種飛機鈦合金框梁類零件制造方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及金屬成形領域，主要涉及一種飛機鈦合金框梁類零件制造方法。
【背景技術】
[0002]近現代飛機機體仍以半硬殼式結構為主，主要由曲面外形的飛機蒙皮(薄蒙皮、變厚度蒙皮、帶筋整體壁板等)、縱橫骨架(長桁和隔框等)組成。而隔框類零件是飛機骨架結構的重要形式，其特征為外形具有曲率特征要求并且局部具有肋、筋等特征結構。這些承力框架構件，其成形質量直接關系到飛機的裝配精度、整機氣動外形、使用壽命，成為影響飛機研制及保證飛機整體服役性能的技術關鍵，也是影響飛機制造周期、成本和效益的主要因素之一。
[0003]近年來，碳纖維增強復材(CarbonFiber Reinforced Polymer/Plastic,CFRP)機身成為先進民用飛機機身結構主要方案之一，如波音787和空客A350XWB采用全復合材料機身。由于鈦合金材料與復合材料具有良好的電勢相容性及鈦合金材料本身優異的耐沖擊性，鈦合金框梁類零件在民機中的應用日益廣泛。鈦合金框梁類零件成為復材機身承力構件的主要結構，用于機身承力框梁長桁、中央翼盒、主起落架齒輪機構支架、以及艙門框。
[0004]鈦合金框類零件的傳統加工制造方法為鈦合金鍛造制坯，然后采用數控機械加工方法獲得局部肋、筋等特征結構。鈦合金鍛件需要依據零件外形單獨進行設計及制造，一般不像鈦合金板材、型材、管材等在市場上供應。鈦合金鍛造或模鍛需要大型專用設備，大型毛坯鍛造或小型模鍛件需要幾千噸壓力液壓機，而大型模鍛件則需要幾萬噸的超大型液壓機。鈦合金鍛造需要經歷嚴格的熱工藝流程以保證綜合力學性能。為保證終零件尺寸精度，往往鍛件預留大幅余量，機械加工后導致材料浪費嚴重。
[0005]綜上所述，現有的鈦合金零件制造中，至少存在以下問題:
[0006]1、由于鍛造后的坯料預留大量余量，材料機械加工去除量大，材料利用率低；
[0007]2、需要鍛造與機械加工兩大主流程工藝，制造周期長；
[0008]3、鍛造工藝能夠獲得良好的機械性能，但機械加工過程中人為的破壞了鍛造工藝形成的織構及流線，進而降低構件服役性能。
【發明內容】
[0009]針對現有技術中鈦合金框梁類零件成本高且工藝周期長等問題，本發明提出將鈦合金型材電熱拉彎成形與線性摩擦焊技術結合的一體化制造技術制造鈦合金框梁類零件。本發明是一種創新性的近凈成形技術(近凈成形技術是指零件成形后，僅需少量加工或不再加工，就可用作機械構件的成形技術)，兩者結合能夠解決飛機框梁類零件采用鍛造機加工藝材料利用率低等問題。
[0010]為達到上述目的，本發明提出了一種飛機鈦合金框梁類零件制造方法，包括:步驟1，對初始鈦合金型材進行電熱拉彎，獲得達到曲率半徑要求的彎曲鈦合金型材；步驟2，將焊接塊以一定頻率在所述彎曲鈦合金型材上的預焊接部位做曲線往復摩擦運動，在摩擦運動持續一定時間后，將所述焊接塊焊接在彎曲鈦合金型材的腹板或/及底板上；步驟3，銑切所述彎曲鈦合金型材與焊接塊的焊接飛邊，并根據制造飛機鈦合金框梁類零件的尺寸要求，銑切所述彎曲鈦合金型材與焊接塊，獲得符合所述尺寸要求的鈦合金零件。
[0011]為達到上述目的，本發明提出了一種飛機鈦合金框梁類零件制造方法，包括:步驟I’，將焊接塊以一定頻率在初始鈦合金型材上的預焊接部位做直線往復摩擦運動，在摩擦運動持續一定時間后，將所述焊接塊焊接在初始鈦合金型材的腹板或/及底板上；步驟2’，銑切所述初始鈦合金型材與焊接塊的焊接飛邊；步驟3’，對焊接了所述焊接塊的初始鈦合金型材進行電熱拉彎，獲得達到曲率半徑要求的焊接了焊接塊的彎曲鈦合金型材；步驟4’，根據制造飛機鈦合金框梁類零件的尺寸要求，銑切所述彎曲鈦合金型材與焊接塊，獲得符合所述尺寸要求的鈦合金零件。
[0012]通過本發明的本發明的飛機鈦合金框梁類零件制造方法提高了材料利用率，減低工藝成本同時提高了加工效率。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0013]此處所說明的附圖用來提供對本發明的進一步理解，構成本申請的一部分，并不構成對本發明的限定。在附圖中:
[0014]圖1為本發明一實施例的飛機鈦合金框梁類零件制造方法流程圖。
[0015]圖2為圖1中步驟I的具體方法流程圖。
[0016]圖3為本發明另一實施例的飛機鈦合金框梁類零件制造方法流程圖。
[0017]圖4為圖3中步驟3’的具體方法流程圖。
[0018]圖5A至圖為本發明一具體實施例的L形鈦合金零件制造的流程示意圖。
[0019]圖6A至圖6E為本發明一具體實施例的U形鈦合金零件制造的流程示意圖。
[0020]圖7為本發明一具體實施例的線性摩擦焊的部分結構示意圖。
[0021]圖8A為本發明一具體實施例對L形鈦合金型材施加頂鍛力的示意圖。
[0022]圖8B為本發明一具體實施例對U形鈦合金型材施加頂鍛力的示意圖。
【具體實施方式】
[0023]以下配合圖式及本發明的實施例，進一步闡述本發明為達成預定發明目的所采取的技術手段。
[0024]圖1為本發明一實施例的鈦合金框梁類零件制造方法流程圖。如圖1所示，該方法包括:
[0025]步驟I，對初始鈦合金型材進行電熱拉彎，獲得達到曲率半徑要求的彎曲鈦合金型材；
[0026]步驟2，將焊接塊以一定頻率在彎曲鈦合金型材上的預焊接部位做曲線往復摩擦運動，在摩擦運動持續一定時間后，將焊接塊焊接在彎曲鈦合金型材的腹板或/及底板上；
[0027]步驟3，銑切彎曲鈦合金型材與焊接塊的焊接飛邊，并根據制造飛機鈦合金框梁類零件的尺寸要求，銑切彎曲鈦合金型材與焊接塊，獲得符合尺寸要求的鈦合金零件。
[0028]在本實施例中，如圖2所示，為圖1中步驟I的詳細步驟流程，包括:
[0029]步驟11，利用數控拉彎機的夾鉗夾住初始鈦合金型材的兩端，設定工作電流，對初始鈦合金型材加熱；
[0030]步驟12，當溫度達到要求后，根據鈦合金零件的曲率半徑要求，利用數控拉彎機的夾鉗對初始鈦合金型材進行拉彎，獲得達到曲率半徑要求的彎曲鈦合金型材。
[0031]在本實施例中，步驟2包括:利用線性摩擦焊裝置，將焊接塊以一定頻率在彎曲鈦合金型材上的預焊接部位做曲線往復摩擦運動,在摩擦運動持續一定時間后,將焊接塊焊接在彎曲鈦合金型材的腹板或/及底板上。
[0032]在本實施例中，步驟3包括:利用數控機床，銑切彎曲鈦合金型材與焊接塊的焊接飛邊，并根據制造飛機鈦合金框梁類零件的尺寸要求，銑切彎曲鈦合金型材與焊接塊，獲得符合尺寸要求的鈦合金零件。
[0033]本實施例的飛機鈦合金框梁類零件制造方法所利用的初始鈦合金型材可為U形、V形或L形鈦合金型材。
[0034]相對于前述步驟的順序，本發明還有另一實施例，在步驟順序上有所不同，但是采用的初始鈦合金型材和所獲得的鈦合金零件是相同的。
[0035]圖3為本發明一實施例的飛機鈦合金框梁類零件制造方法流程圖。如圖3所示，該方法包括:
[0036]步驟I’，將焊接塊以一定頻率在初始鈦合金型材上的預焊接部位做直線往復摩擦運動，在摩擦運動持續一定時間后，將焊接塊焊接在初始鈦合金型材的腹板或/及底板上；
[0037]步驟2’，銑切初始鈦合金型材與焊接塊的焊接飛邊；
[0038]步驟3’，對焊接了焊接塊的初始鈦合金型材進行電熱拉彎，獲得達到曲率半徑要求的焊接了焊接塊的彎曲鈦合金型材；
[0039]步驟4’，根據制造飛機鈦合金框梁類零件的尺寸要求，銑切彎曲鈦合金型材與焊接塊，獲得符合尺寸要求的鈦合金零件。
[0040]在本實施例中，步驟I’包括:利用線性摩擦焊裝置，將焊接塊以一定頻率在初始鈦合金型材上的預焊接部位做直線往復摩擦運動，在摩擦運動持續一定時間后，將焊接塊焊接在初始鈦合金型材的腹板或/及底板上。
[0041]在本實施例中，如圖4所示，為圖3中步驟3’的具體步驟，包括:
[0042]步驟31’，利用數控拉彎機的夾鉗夾住焊接了焊接塊的初始鈦合金型材的兩端，設定工作電流，對焊接了焊接塊的初始鈦合金型材加熱；
[0043]步驟32’，當溫度達到要求后，根據鈦合金零件的曲率半徑要求，利用數控拉彎機的夾鉗對焊接了焊接塊的初始鈦合金型材進行拉彎，獲得達到曲率半徑要求的焊接了焊接塊的彎曲鈦合金型材。
[0044]在本實施例中，步驟2’包括:利用數控機床，銑切彎曲鈦合金型材與焊接塊的焊接飛邊；
[0045]步驟4’包括:利用數控機床，根據制造飛機鈦合金框梁類零件的尺寸要求，銑切彎曲鈦合金型材與焊接塊，獲得符合尺寸要求的鈦合金零件。
[0046]本實施例的飛機鈦合金框梁類零件制造方法所利用的初始鈦合金型材為U形、V形或L形鈦合金型材。
[0047]為了對上述飛機鈦合金框梁類零件制造方法進行更為清楚的解釋，下面結合具體的實施例來進行說明，然而值得注意的是該實施例僅是為了更好地說明本發明，并不構成對本發明不當的限定。
[0048]圖5A至圖為本發明一具體實施例的L形鈦合金零件制造的流程示意圖。如圖5A至圖所示，結合圖1的制造方法，以制造L形鈦合金零件為例:
[0049]首先，結合圖5A所示，采用數控拉彎機，通過夾鉗2夾住L形鈦合金型材I兩端。
[0050]設定電流1000?4000A，脈沖寬度I?1000ms，電流通過夾鉗2對L形鈦合金型材I加熱。
[0051]當溫度達到650?750°C時，夾鉗2對L形鈦合金型材I施加0.5?1.5%的預拉量，然后夾鉗2將L形鈦合金型材I包覆在模具上，接著對L形鈦合金型材I進行1.5?0.5%的補拉量(以2%總拉伸量計，補拉量與預拉量對應)。
[0052]此時，彎曲后的L形鈦合金型材I達到目標零件曲率半徑要求，取下彎曲后的L形鈦合金型材I坯料。
[0053]加工焊接塊3，與目標肋板尺寸相比預留5?20%余量。(焊接塊3經過銑切后得到目標尺寸的肋板。)
[0054]結合圖5B所示，采用線性摩擦焊設備，通過夾具夾住焊接塊3，在工藝參數(振動頻率10?10Hz,摩擦壓力I?1atm,頂鍛力1.1?Ilatm,摩擦時間10?6Os內，振幅I?3mm)下進行焊接，將焊接塊3焊接到彎曲后的L形鈦合金型材I的腹板上，所有焊接塊3焊接完成后，獲得帶有焊接塊3的L形鈦合金型材1，即零件初坯。
[0055]在本步驟中，圖5B中示意出了振動方向6及頂鍛力5的方向。
[0056]最后，結合圖5C及圖所示，利用數控機床，通過數控銑刀8去除多余的飛邊4，并按照目標零件尺寸銑切焊接塊3與彎曲的L形鈦合金型材I，銑切后得到目標尺寸的肋板7,并獲得目標尺寸的鈦合金零件。
[0057]圖6A至圖6E為本發明一具體實施例的U形鈦合金零件制造的流程示意圖。如圖6A至圖6E所示，結合圖3的制造方法，以制造U形鈦合金零件為例:
[0058]首先，加工鈦合金焊接塊3，與目標肋板尺寸相比預留5?20%余量。(焊接塊3經過銑切后得到目標尺寸的肋板。)
[0059]結合圖6A所示，采用線性摩擦焊設備，通過夾具夾住焊接塊3，在工藝參數(振動頻率10?10Hz,摩擦壓力I?1atm,頂鍛力1.1?Ilatm,摩擦時間10?6Os內，振幅I?3mm)下進行焊接，將焊接塊3焊接到U形鈦合金型材9的初始坯料的兩側腹板及底板上，所有焊接塊3焊接完成后，獲得帶有焊接塊3的U形鈦合金型材9，即零件初坯。
[0060]在本步驟中，圖6B中示意出了振動方向6及頂鍛力5的方向。
[0061]結合圖6B所示，利用數控機床將焊接的焊接塊3四周飛邊去除，即得到目標尺寸的肋板7。
[0062]結合圖6C所示，利用數控拉彎機，通過夾鉗2夾住零件初坯的兩端。
[0063]設定電流1000?4000A，脈沖寬度I?1000ms，電流通過夾鉗2對零件初坯加熱。
[0064]當溫度達到650?750°C時，夾鉗2對零件初坯施加0.5?1.5%的預拉量，然后夾鉗2將零件初坯包覆在模具上，接著對零件初坯進行1.5?0.5%的補拉量(以2%總拉伸量計，補拉量與預拉量對應)。
[0065]此時零件初坯達到目標零件曲率半徑要求，將其取下。
[0066]結合圖6D及圖6E所示，利用數控機床，通過數控銑刀8去除零件初坯多余的飛邊4，并按照目標零件尺寸銑切焊接塊3與彎曲的U形鈦合金型材9，獲得目標尺寸的鈦合金零件。
[0067]在本實施例中，圖7為線性摩擦焊裝置的局部結構示意圖；圖8A及圖SB分別為對L形鈦合金型材、U形鈦合金型材施加頂鍛力的示意圖。
[0068]結合圖7、圖8A、圖8B所示，將鈦合金型材10安裝至線性摩擦焊裝置上，同時放入肋板工件11，利用振動工裝13將肋板工件11以一定頻率在鈦合金型材10上的預焊接部位，沿振動方向6做直線往復摩擦運動，在摩擦運動持續一定時間后，在頂鍛力5的作用下，通過肋板工裝12將肋板工件11焊接在鈦合金型材10的腹板或/及底板上。
[0069]在本實施例中，鈦合金型材10可以為L形鈦合金型材1、U形鈦合金型材9或者V形鈦合金型材。
[0070]本發明中采用的線性摩擦焊(Linear Frict1n Welding, LFW)是通過一定的摩擦壓力使夾持工件和目標工件在平面內做線性往復運動而摩擦生熱，在力和溫度的共同作用下界面處發生原子擴散和再結晶，從而達到固相連接的效果。
[0071]線性摩擦焊接為固相焊接技術，焊縫力學性能與微觀組織比熔融焊接形式具有明顯優勢。另外，型材與肋板通常預留余量，因此厚度比一般板材厚，如果采用熔融焊會涉及焊透性、焊縫均勻性等問題，而線性摩擦焊接是通過面接觸摩擦生熱進行焊接，相比熔融焊更具備工藝優勢性。
[0072]本發明中采用的鈦合金型材電熱拉彎成形工藝(Titanium Profile Hot StretchForming, TP-HSF)，是利用鈦合金導熱性能低、電阻系數大的特性，在型材坯料彎曲成形過程中持續通過較大的電流，利用該段型材坯料自身電阻產生的焦耳熱進行加熱，加熱到成形溫度拉彎成形的工藝。可廣泛應用于對零件要求較高的領域，如飛行器上的框、緣條等結構零件的彎曲成形。
[0073]利用本發明的飛機鈦合金框梁類零件制造方法制造出的飛機框類零件，主體大多具有等截面型材特征，只是在構件主體上某些部位出現局部特征結構。
[0074]另外，在實際應用中，與鈦合金鍛件制造不同，本發明采用的鈦合金型材與板材、管材或線材等類似處于市場供應狀態，減少了型材成形之前的熔煉制錠、擠壓工藝設計及生產等諸多環節，成本大幅下降。型材在擠壓過程中承受三向壓應力狀態，材料本征機械性能優異，與線性摩擦焊接結合，獲得主體截面以外的特征尺寸結構，能夠保留其原有的流線及織構特征。結合鈦合金線性摩擦焊接優異的焊接性能，電熱拉彎成形與線性摩擦焊接制造技術能夠保證零件的機械性能。此外，與鍛造相比在材料利用率上具有顯著優勢。
[0075]通過本發明的本發明的飛機鈦合金框梁類零件制造方法提高了材料利用率，減低工藝成本同時提高了加工效率。
[0076]以上所述的具體實施例，對本發明的目的、技術方案和有益效果進行了進一步詳細說明，所應理解的是，以上所述僅為本發明的具體實施例而已，并不用于限定本發明的保護范圍，凡在本發明的精神和原則之內，所做的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的保護范圍之內。
【權利要求】
1.一種飛機鈦合金框梁類零件制造方法，其特征在于，包括: 步驟1，對初始鈦合金型材進行電熱拉彎，獲得達到曲率半徑要求的彎曲鈦合金型材；步驟2，將焊接塊以一定頻率在所述彎曲鈦合金型材上的預焊接部位做曲線往復摩擦運動，在摩擦運動持續一定時間后，將所述焊接塊焊接在彎曲鈦合金型材的腹板或/及底板上； 步驟3，銑切所述彎曲鈦合金型材與焊接塊的焊接飛邊，并根據制造飛機鈦合金框梁類零件的尺寸要求，銑切所述彎曲鈦合金型材與焊接塊，獲得符合所述尺寸要求的鈦合金零件。
2.根據權利要求1所述的飛機鈦合金框梁類零件制造方法，其特征在于，所述步驟I包括: 步驟11，利用數控拉彎機的夾鉗夾住所述初始鈦合金型材的兩端，設定工作電流，對所述初始鈦合金型材加熱； 步驟12，當溫度達到要求后，根據鈦合金零件的曲率半徑要求，利用所述數控拉彎機的夾鉗對所述初始鈦合金型材進行拉彎，獲得達到曲率半徑要求的彎曲鈦合金型材。
3.根據權利要求1所述的飛機鈦合金框梁類零件制造方法，其特征在于，所述步驟2包括: 利用線性摩擦焊裝置，將焊接塊以一定頻率在所述彎曲鈦合金型材上的預焊接部位做曲線往復摩擦運動，在摩擦運動持續一定時間后，將所述焊接塊焊接在彎曲鈦合金型材的腹板或/及底板上。
4.根據權利要求1所述的飛機鈦合金框梁類零件制造方法，其特征在于，所述步驟3包括:利用數控機床，銑切所述彎曲鈦合金型材與焊接塊的焊接飛邊，并根據制造飛機鈦合金框梁類零件的尺寸要求，銑切所述彎曲鈦合金型材與焊接塊，獲得符合所述尺寸要求的鈦合金零件。
5.根據權利要求1所述的飛機鈦合金框梁類零件制造方法，其特征在于，所述初始鈦合金型材為U形、V形或L形鈦合金型材。
6.一種飛機鈦合金框梁類零件制造方法，其特征在于，包括: 步驟I’，將焊接塊以一定頻率在初始鈦合金型材上的預焊接部位做直線往復摩擦運動，在摩擦運動持續一定時間后，將所述焊接塊焊接在初始鈦合金型材的腹板或/及底板上； 步驟2’，銑切所述初始鈦合金型材與焊接塊的焊接飛邊； 步驟3’，對焊接了所述焊接塊的初始鈦合金型材進行電熱拉彎，獲得達到曲率半徑要求的焊接了焊接塊的彎曲鈦合金型材； 步驟4’，根據制造飛機鈦合金框梁類零件的尺寸要求，銑切所述彎曲鈦合金型材與焊接塊，獲得符合所述尺寸要求的鈦合金零件。
7.根據權利要求6所述的飛機鈦合金框梁類零件制造方法，其特征在于，所述步驟I’包括: 利用線性摩擦焊裝置，將焊接塊以一定頻率在初始鈦合金型材上的預焊接部位做直線往復摩擦運動，在摩擦運動持續一定時間后，將所述焊接塊焊接在初始鈦合金型材的腹板或/及底板上。
8.根據權利要求6所述的飛機鈦合金框梁類零件制造方法，其特征在于，所述步驟3’包括: 步驟31’，利用數控拉彎機的夾鉗夾住焊接了焊接塊的初始鈦合金型材的兩端，設定工作電流，對所述焊接了焊接塊的初始鈦合金型材加熱； 步驟32’，當溫度達到要求后，根據鈦合金零件的曲率半徑要求，利用所述數控拉彎機的夾鉗對所述焊接了焊接塊的初始鈦合金型材進行拉彎，獲得達到曲率半徑要求的焊接了焊接塊的彎曲鈦合金型材。
9.根據權利要求6所述的飛機鈦合金框梁類零件制造方法，其特征在于，所述步驟2’包括:利用數控機床，銑切所述彎曲鈦合金型材與焊接塊的焊接飛邊； 所述步驟4’包括:利用數控機床，根據制造飛機鈦合金框梁類零件的尺寸要求，銑切所述彎曲鈦合金型材與焊接塊，獲得符合所述尺寸要求的鈦合金零件。
10.根據權利要求6所述的飛機鈦合金框梁類零件制造方法，其特征在于，所述初始鈦合金型材為U形、V形或L形鈦合金型材。
【文檔編號】B64F5/00GK104443426SQ201410524921
【公開日】2015年3月25日 申請日期:2014年10月8日 優先權日:2014年10月8日
【發明者】李志強, 劉寶勝, 吳為, 張田倉 申請人:中國航空工業集團公司北京航空制造工程研究所