飞机加温系统发动机引气导管焊接方法
【技术领域】
[0001]本发明属于焊接技术，涉及对飞机加温系统发动机引气导管焊接方法的改进。
【背景技术】
[0002]飞机加温系统的工作原理是:利用发动机引气为驾驶舱和座舱加温，发动机上设计有引气接口，需要利用引气导管将发动机引气口与加温管路连接。由于发动机工作时会产生振动，发动机在安装时都有减振设计，如果用硬管连接，发动机的振动就会通过硬管传到飞机结构上，时间长了就会损坏飞机，危及飞机安全。目前的一种飞机加温系统发动机引气导管的结构参见图1，它由一个金属波纹管2、两个金属编织网3、两个旧过渡导管I和两个旧导管护套4组成。金属波纹管2的最大外径为dl，金属波纹管2的最小外径为d2。金属波纹管2两端的装配结构相同，具体是:金属编织网3位于金属波纹管2外面并且焊接为整体，旧导管护套4位于金属编织网3的外面，旧过渡导管I是一个一端带有喇叭口的圆筒，喇叭口的外径为dl，金属波纹管2的端头与旧过渡导管I带有喇叭口的一端和旧导管护套4的端头焊接为整体，上述零件的材质为不锈钢。上述引气导管的焊接方法是:先将金属波纹管2的端头直径加工为dl，然后将旧过渡导管I带有喇叭口的一端、金属波纹管2、金属编织网3和旧导管护套4采用氩弧熔焊同时进行焊接。其缺点是:焊接后形成的焊道较大，不美观，焊道形成后外部没有保护措施，导管在使用过程中焊道在发动机长时间的振动环境中会出现开裂，影响使用安全。焊接过程中由于金属编织网丝较细，过渡导管、金属波纹管、金属编织网、导管护套的融化速度不同，经常出现焊接过程中过渡导管、金属波纹管、金属编织网、导管护套没有融化而网丝熔断脱落故障。
【发明内容】
[0003]本发明的目的是:提出一种改进的飞机加温系统发动机引气导管焊接方法，以便增加对焊道的保护，避免焊道在发动机长时间的振动环境中出现开裂，影响安全;杜绝金属编织网的网丝在焊接过程中发生熔断脱落故障。
[0004]本发明的技术方案是:飞机加温系统发动机引气导管焊接方法，所焊接的引气导管包括一个金属波纹管2、两个金属编织网3、两个过渡导管和两个导管护套;金属波纹管2的最大外径为dl，金属波纹管2的最小外径为d2，金属波纹管2两端的装配结构相同，具体是:金属编织网3位于金属波纹管2外面并且焊接为整体，导管护套位于金属编织网3的外面，金属波纹管2的端头与过渡导管的一端和导管护套的端头焊接为整体，上述零件的材质为不锈钢;其特征在于，焊接的步骤如下:
[0005]1、修改过渡导管和导管护套的结构:过渡导管结构的修改内容是:取消旧过渡导管I的喇叭口，使新过渡导管5成为一个圆筒，新过渡导管5的外径为d2，新过渡导管5的壁厚与金属波纹管2的壁厚相同；导管护套的修改内容是:新导管护套6是一个台阶圆筒，它由小直径筒6a、大直径筒6c和连接小直径筒6a与大直径筒6c的过渡筒6b组成，小直径筒6a、过渡筒6b和大直径筒6c—体加工成形，小直径筒6a的内径D2与新过渡导管5的外径d2间隙配合，小直径筒6a的长度小于新过渡导管5的长度，大直径筒6c的内径Dl略大于金属编织网3的外径；
[0006]2、焊接新过渡导管5和金属波纹管2:首先加工金属波纹管2的端面，保证端面直径为d2;然后采用氩弧焊的方法将金属波纹管2的端头与新过渡导管5的一端焊接为整体；
[0007]3、焊接金属编织网3和金属波纹管2:采用点焊的方法将金属编织网3与金属波纹管2焊接为整体；
[0008]4、焊接新过渡导管5和新导管护套6:将新导管护套6装配到新过渡导管5上，新导管护套6的大直径筒6c套在金属编织网3的外面，采用钎焊的方法将新导管护套6的小直径筒6a与新过渡导管5焊接为整体。
[0009]本发明的优点是:提出了一种改进的飞机加温系统发动机引气导管焊接方法，增加了对焊道的保护，避免了焊道在发动机长时间的振动环境中出现开裂，保证了使用安全；杜绝了金属编织网的网丝在焊接过程中发生熔断脱落故障。
【附图说明】
[0010]图1是目前的一种飞机加温系统发动机引气导管的结构示意图。
[0011]图2是采用本发明方法焊接的飞机加温系统发动机引气导管的结构示意图。
[0012]图3是本发明中新导管护套6的结构示意图。
【具体实施方式】
[0013]下面对本发明做进一步详细说明。参见图1至图3，飞机加温系统发动机引气导管焊接方法，所焊接的引气导管包括一个金属波纹管2、两个金属编织网3、两个过渡导管和两个导管护套;金属波纹管2的最大外径为dl，金属波纹管2的最小外径为d2，金属波纹管2两端的装配结构相同，具体是:金属编织网3位于金属波纹管2外面并且焊接为整体，导管护套位于金属编织网3的外面，金属波纹管2的端头与过渡导管的一端和导管护套的端头焊接为整体，上述零件的材质为不锈钢;其特征在于，焊接的步骤如下:
[0014]1、修改过渡导管和导管护套的结构:过渡导管结构的修改内容是:取消旧过渡导管I的喇叭口，使新过渡导管5成为一个圆筒，新过渡导管5的外径为d2，新过渡导管5的壁厚与金属波纹管2的壁厚相同；导管护套的修改内容是:新导管护套6是一个台阶圆筒，它由小直径筒6a、大直径筒6c和连接小直径筒6a与大直径筒6c的过渡筒6b组成，小直径筒6a、过渡筒6b和大直径筒6c—体加工成形，小直径筒6a的内径D2与新过渡导管5的外径d2间隙配合，小直径筒6a的长度小于新过渡导管5的长度，大直径筒6c的内径Dl略大于金属编织网3的外径；
[0015]2、焊接新过渡导管5和金属波纹管2:首先加工金属波纹管2的端面，保证端面直径为d2;然后采用氩弧焊的方法将金属波纹管2的端头与新过渡导管5的一端焊接为整体；
[0016]3、焊接金属编织网3和金属波纹管2:采用点焊的方法将金属编织网3与金属波纹管2焊接为整体；
[0017]4、焊接新过渡导管5和新导管护套6:将新导管护套6装配到新过渡导管5上，新导管护套6的大直径筒6c套在金属编织网3的外面，采用钎焊的方法将新导管护套6的小直径筒6a与新过渡导管5焊接为整体。
[0018]本发明的工作原理是:
[0019]第一步，把新过渡导管5与金属波纹管2焊接到一起，连接成一个具有柔性的密封管路。金属波纹管2能够自由弯曲，用于管路中的柔性连接，减少管路安装应力，新过渡导管5用于管路连接；
[0020]第二步，把金属编织网3焊接到金属波纹管2两端的首个突出面上，金属编织网3用于保护金属波纹管2，金属编织网3的网丝较细，采用点焊的焊接方式将金属编织网3焊接到金属波纹管2的两端的第一个突出面上，常规的熔焊会将网丝迅速烧断，无法进行焊接；
[0021]第三步，把新导管护套6焊接到新过渡导管5上，新导管护套6的内径与新过渡导管5的外径相同，这种设计能够确保贴合良好，并且焊道小，均匀美观。新导管护套6将新过渡导管5与金属波纹管2的焊道保护起来，防止焊接处出现破损影响飞机安全；
[0022]实施例
[0023]金属波纹管、金属编织网、新过渡导管、新导管护套的材料均为lCrl8Ni9Ti不锈钢，具有良好的焊接性，同种材料熔点相同，焊接性能最佳。金属波纹管与新过渡导管采用氩弧熔焊，该区域被新导管护套包在内部;金属波纹管与金属编织网采用点焊，该区域被新导管护套包在内部;金属波纹管与新过渡导管采用钎焊。采用本发明进行加工的导管焊道小，均匀美观，具有足够的强度和柔性调节功能。
【主权项】
1.飞机加温系统发动机引气导管焊接方法，所焊接的引气导管包括一个金属波纹管(2)、两个金属编织网(3)、两个过渡导管和两个导管护套;金属波纹管(2)的最大外径为dl，金属波纹管(2)的最小外径为d2，金属波纹管(2)两端的装配结构相同，具体是:金属编织网(3)位于金属波纹管(2)外面并且焊接为整体，导管护套位于金属编织网(3)的外面，金属波纹管(2)的端头与过渡导管的一端和导管护套的端头焊接为整体，上述零件的材质为不锈钢;其特征在于，焊接的步骤如下: 1.1、修改过渡导管和导管护套的结构:过渡导管结构的修改内容是:取消旧过渡导管(I)的喇叭口，使新过渡导管(5)成为一个圆筒，新过渡导管(5)的外径为d2，新过渡导管(5)的壁厚与金属波纹管(2)的壁厚相同；导管护套的修改内容是:新导管护套(6)是一个台阶圆筒，它由小直径筒(6a)、大直径筒(6c)和连接小直径筒(6a)与大直径筒(6c)的过渡筒(6b)组成，小直径筒(6a)、过渡筒(6b)和大直径筒(6c)—体加工成形，小直径筒(6a)的内径D2与新过渡导管(5)的外径d2间隙配合，小直径筒(6a)的长度小于新过渡导管(5)的长度，大直径筒(6c)的内径Dl略大于金属编织网(3)的外径； 1.2、焊接新过渡导管(5)和金属波纹管(2):首先加工金属波纹管(2)的端面，保证端面直径为d2;然后采用氩弧焊的方法将金属波纹管(2)的端头与新过渡导管(5)的一端焊接为整体； 1.3、焊接金属编织网(3)和金属波纹管(2):采用点焊的方法将金属编织网(3)与金属波纹管(2)焊接为整体； 1.4、焊接新过渡导管(5)和新导管护套(6):将新导管护套(6)装配到新过渡导管(5)上，新导管护套(6)的大直径筒(6c)套在金属编织网(3)的外面，采用钎焊的方法将新导管护套(6)的小直径筒(6a)与新过渡导管(5)焊接为整体。
【专利摘要】本发明属于焊接技术，涉及对飞机加温系统发动机引气导管焊接方法的改进。其特征在于，焊接的步骤如下：修改过渡导管和导管护套的结构；焊接新过渡导管(5)和金属波纹管(2)；焊接金属编织网(3)和金属波纹管(2)；焊接新过渡导管(5)和新导管护套(6)。本发明提出了一种改进的飞机加温系统发动机引气导管焊接方法，增加了对焊道的保护，避免了焊道在发动机长时间的振动环境中出现开裂，保证了使用安全；杜绝了金属编织网的网丝在焊接过程中发生熔断脱落故障。
【IPC分类】B23K37/00, B23K31/02
【公开号】CN105598601
【申请号】CN201610099376
【发明人】安杨, 魏树壮, 吕晓峰, 史云龙, 顾巍, 李爽, 唐兵, 刘广智
【申请人】哈尔滨飞机工业集团有限责任公司
【公开日】2016年5月25日
【申请日】2016年2月23日