一种航空发动机高温合金组件钎焊方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种航空发动机高温合金组件钎焊方法，属于钎焊技术领域。
【背景技术】
[0002]航空发动机高、低压涡轮部分零组件的结构采用的是多个扇形段形式组合成涡轮外环组件，每个扇形段为蜂窝芯、外环、连接片以钎焊形式连接，这类零件一般采用同时钎焊的形式，使蜂窝芯与外环、外环与连接片钎焊在一起，存在钎焊变形大、蜂窝钎着率不易保证、定位困难等问题。
【发明内容】
[0003]为解决上述技术问题，本发明提供了一种航空发动机高温合金组件钎焊方法，该航空发动机高温合金组件钎焊方法通过采用二次钎焊的工艺，保证了高、低压涡轮外环扇形段组件钎焊要求，使钎焊变形小且便于零件机加工、零件钎焊较好、零件装配定位方便，保障了发动机零件钎焊质量。
[0004]本发明通过以下技术方案得以实现。
[0005]本发明提供的一种航空发动机高温合金组件钎焊方法，包括如下步骤:
[0006]①清洗:对蜂窝环和外环进行超声波清洗，然后烘干；
[0007]②装填钎料:将钎料放置于蜂窝环的芯格内；
[0008]③一次钎焊:将蜂窝环和外环装配工装，放置于真空炉内进行钎焊，钎焊温度1175?1185°C，保温5?lOmin，随后冲氩冷却，小于100°C后出炉；
[0009]④机加工:切断一次钎焊后的蜂窝环和外环，并加工成扇形段；
[0010]⑤二次钎焊:分段将连接片点焊在外环上，并将外环、连接片装配工装，放置于真空炉内进行钎焊，钎焊温度1165?1175°C，保温5?lOmin，随后冲氩冷却，小于100°C后出炉；
[0011]⑥完成加工:对钎焊完成的零件进行外观目视钎焊质量检查。
[0012]在所述步骤③之前，先将蜂窝环采用储能点焊在外环上，并检查点焊及间隙情况。
[0013]所述步骤③和步骤⑤中，冲氩冷却均为1000°C冲氩冷却。
[0014]在所述步骤④之前，对一次钎焊完成的蜂窝环进行外观和内部钎焊质量的检查。
[0015]所述步骤③和步骤⑤中，钎焊采用高温N1-Co基钎料。
[0016]本发明的有益效果在于:通过采用二次钎焊的工艺，保证了高、低压涡轮外环扇形段组件钎焊要求，使钎焊变形小且便于零件机加工、零件钎焊较好、零件装配定位方便，保障了发动机零件钎焊质量。
【附图说明】
[0017]图1是本发明的结构示意图；
图2是图1的安装示意图。
[0018]图中:卜蜂窝环，2-外环，3-连接片。
【具体实施方式】
[0019]下面进一步描述本发明的技术方案，但要求保护的范围并不局限于所述。
[0020]如图1、图2所示的一种航空发动机高温合金组件钎焊方法，包括如下步骤:
[0021 ]①清洗:对蜂窝环1和外环2进行超声波清洗，然后烘干；
[0022]②装填钎料:将钎料放置于蜂窝环1的芯格内；
[0023]③装配定位:将蜂窝环1采用储能点焊在外环2上，并检查点焊及间隙情况；
[0024]④一次钎焊:将蜂窝环1和外环2装配工装，放置于真空炉内进行钎焊，钎焊温度1175?1185°C，保温5?lOmin，随后1000°C冲氩冷却，小于100°C后出炉；
[0025]⑤检查:对一次钎焊完成的蜂窝环1进行外观和内部钎焊质量的检查；
[0026]⑥机加工:切断一次钎焊后的蜂窝环1和外环2，并加工成扇形段；
[0027]⑦二次钎焊:分段将连接片3点焊在外环2上，并将外环2、连接片3装配工装，放置于真空炉内进行钎焊，钎焊温度1165?1175°C，保温5?lOmin，随后1000°C冲氩冷却，小于100°C后出炉；
[0028]⑧完成加工:对钎焊完成的零件进行外观目视钎焊质量检查。
[0029]具体而言，所述步骤③和步骤⑤中，钎焊采用高温N1-Co基钎料。
【主权项】
1.一种航空发动机高温合金组件钎焊方法，其特征在于:包括如下步骤: ①清洗:对蜂窝环(1)和外环(2)进行超声波清洗，然后烘干； ②装填钎料:将钎料放置于蜂窝环(1)的芯格内； ③一次钎焊:将蜂窝环(1)和外环(2)装配工装，放置于真空炉内进行钎焊，钎焊温度1175?1185°C，保温5?lOmin，随后冲氩冷却，小于100°C后出炉； ④机加工:切断一次钎焊后的蜂窝环(1)和外环(2)，并加工成扇形段； ⑤二次钎焊:分段将连接片(3)点焊在外环(2)上，并将外环(2)、连接片(3)装配工装，放置于真空炉内进行钎焊，钎焊温度1165?1175°C，保温5?lOmin，随后冲氩冷却，小于1001后出炉； ⑥完成加工:对钎焊完成的零件进行外观目视钎焊质量检查。2.如权利要求1所述的航空发动机高温合金组件钎焊方法，其特征在于:在所述步骤③之前，先将蜂窝环(1)采用储能点焊在外环(2)上，并检查点焊及间隙情况。3.如权利要求1所述的航空发动机高温合金组件钎焊方法，其特征在于:所述步骤③和步骤⑤中，冲氩冷却均为1000°C冲氩冷却。4.如权利要求1所述的航空发动机高温合金组件钎焊方法，其特征在于:在所述步骤④之前，对一次钎焊完成的蜂窝环(1)进行外观和内部钎焊质量的检查。5.如权利要求1所述的航空发动机高温合金组件钎焊方法，其特征在于:所述步骤③和步骤⑤中，钎焊采用高温N1-Co基钎料。
【专利摘要】本发明提供了一种航空发动机高温合金组件钎焊方法，包括如下步骤：①清洗；②装填钎料；③一次钎焊；④机加工；⑤二次钎焊；⑥完成加工。本发明通过采用二次钎焊的工艺，保证了高、低压涡轮外环扇形段组件钎焊要求，使钎焊变形小且便于零件机加工、零件钎焊较好、零件装配定位方便，保障了发动机零件钎焊质量。
【IPC分类】B23K1/00, B23K1/20
【公开号】CN105478945
【申请号】CN201510894349
【发明人】敖斌, 王悦欣, 罗运芬, 史洽, 李昌, 万隆
【申请人】贵州黎阳航空动力有限公司
【公开日】2016年4月13日
【申请日】2015年12月7日