一种航空发动机蜂窝类封严件的定位方法

文档序号:10673151阅读:848来源:国知局
一种航空发动机蜂窝类封严件的定位方法
【专利摘要】一种航空发动机蜂窝类封严件的定位方法,用于在真空钎焊前,将封严件与金属外环进行储能点焊连接,以此对所述封严件进行定位;所述定位方法包括如下步骤:提供一个金属外环,将所述封严件呈环形布置在所述金属外环的内侧;提供一个电极,从所述封严件的环形内侧将所述封严件与所述金属外环焊接在一起。本发明的定位方法在真空钎焊前,通过将蜂窝与金属外环进行储能点焊连接,以此避免钎焊过程中蜂窝与金属环分离,造成焊合率低的现象。另外,本发明的定位方法还提供了一种新的航空发动机蜂窝类封严件储能点焊用电极,所述电极通过特定的结构设计可以有效减少蜂窝类封严件储能点焊过程中的烧伤现象,提高加工效率。
【专利说明】
一种航空发动机蜂窝类封严件的定位方法
技术领域
[0001]本发明涉及航空发动机蜂窝类封严件真空钎焊前的定位问题,尤其是一种利用储能点焊对航空发动机蜂窝类封严件进行定位的方法。
【背景技术】
[0002]航空发动机蜂窝类封严件是目前航空发动机中较为常用的封严方式,已广泛地应用于各种机型中,且随着发动机性能的逐步提高,对工作温度的要求也越来越高,从而使蜂窝的应用范围越来越广。而蜂窝与基体的连接基本上靠真空钎焊来解决。因此,如何将蜂窝进行有效的定位是解决蜂窝钎焊的首要技术问题。目前,蜂窝基体材料芯格尺寸一般为
0.8mm或1.6_,厚度仅0.05_。为便于与基体的配合,蜂窝供货状态一般为退火态。所以,当组件钎焊时,若采用夹具进行定位,则蜂窝在装夹过程中就要经历一次变形,有时甚至还比较严重,再进入真空炉进行钎焊时,在钎焊升温过程中及达到钎焊温度的整个过程中,组件基体材料及钎焊夹具均要产生变形,最终导致夹具对蜂窝的约束作用减弱或失效,从而产生钎焊缺陷。
[0003]中国专利申请201210190174.X中公开了一种防止定位点焊蜂窝结构时零件损伤的装置及其方法,该现有技术中通过点焊的方式对蜂窝结构进行定位焊,以此避免钎焊时的缺陷。同时,为避免点焊时蜂窝结构受损,该现有技术将被点焊的蜂窝结构组件放置于绝缘托架上,使其工作面与绝缘托架接触,因而避免在工作面上因点焊造成损伤。但是该现有技术并不能减少或避免电极和蜂窝之间由于放电量过大造成的蜂窝表面烧伤的问题。

【发明内容】

[0004]本发明要解决的技术问题是为了减少或避免电极和蜂窝之间由于放电量过大造成的蜂窝表面烧伤的问题,本发明提供了一种航空发动机蜂窝类封严件的定位方法,用于在真空钎焊前,对所述封严件进行定位;同时避免钎焊过程中蜂窝与金属环分离,造成焊合率低以及蜂窝烧伤的现象。
[0005]为解决上述技术问题,本发明提出了一种航空发动机蜂窝类封严件的定位方法,所述方法用于在真空钎焊前,将航空发动机蜂窝类封严件与金属外环进行储能点焊连接,以此对所述封严件进行定位;同时避免钎焊过程中蜂窝与金属环分离,造成焊合率低以及蜂窝烧伤的现象。所述定位方法包括如下步骤:提供一个金属外环,将所述航空发动机蜂窝类封严件呈环形布置在所述金属外环的内侧;提供一个电极,所述电极包括相互连接的操作杆和焊接杆,所述焊接杆连接有一个焊接本体,从所述航空发动机蜂窝类封严件的环形内侧将所述焊接本体抵靠在所述金属外环的内侧并将其焊接在一起。
[0006]优选地,所述焊接本体大体上为扁平的长方体,其具有与所述焊接杆连接的上端面、与所述上端面相对的下端面、位于所述上端面和下端面之间的左侧面、右侧面以及前侧面和后侧面;所述上端面与所述左侧面和右侧面的连接处分别具有一个左侧台阶和一个右侧台阶;所述左侧台阶和右侧台阶位置处形状对应地分别设置有一个左侧夹板和一个右侧夹板;一个铜带片设置在所述下端面上,其左侧自由端和右侧自由端分别沿着所述左侧面和右侧面向上弯折延伸成凹形,并夹持在所述左侧夹板和所述左侧面之间以及所述右侧夹板和所述右侧面之间。
[0007]优选地,所述铜带片和所述焊接本体之间夹持有一个橡胶垫片,用于在将焊接本体从所述航空发动机蜂窝类封严件的环形内侧将其抵靠在所述金属外环的内侧的时候,提供缓冲力减小点焊过程中瞬时压力,并使铜带片沿着航空发动机蜂窝类封严件的表面变形,增大铜带片与焊件之间的接触面积,减小了蜂窝的烧伤,提高了加工效率。
[0008]优选地,所述左侧夹板和右侧夹板分别通过左侧螺栓和右侧螺栓连接在所述焊接本体上。
[0009]优选地,所述左侧夹板和右侧夹板为结构相同的倒L形结构,所述左侧螺栓和所述右侧螺栓垂直于所述左侧夹板和右侧夹板夹持所述铜带片的一侧设置。
[0010]优选地,所述左侧面和右侧面上分别设置有与所述左侧螺栓和右侧螺栓相配合的螺纹孔,所述铜带片的左侧自由端和右侧自由端不高于所述螺纹孔的最低点设置。
[0011]优选地,所述铜带片与所述橡胶垫片的长度大体上差不多基本相同。
[0012]优选地,所述铜带片与所述橡胶垫片具有相同的宽度。
[0013]优选地,所述铜带片的宽度不大于所述前侧面和后侧面之间的所述焊接本体的厚度。
[0014]优选地,点焊的电压范围一般为:120V?240V。
[0015]本发明的定位方法在真空钎焊前,通过将蜂窝与金属外环进行储能点焊连接,以此避免钎焊过程中蜂窝与金属环分离,造成焊合率低的现象。另外,本发明的定位方法还提供了一种新的航空发动机蜂窝类封严件储能点焊用电极,所述电极通过特定的结构设计可以有效减少蜂窝类封严件储能点焊过程中的烧伤现象,提高加工效率。并且,本发明所提供的电极结构通过在焊接本体的工作面上设置易于变形的铜带片,辅助以可弹性变形的橡胶垫片,点焊过程中铜带片与蜂窝表面进行接触,薄的铜带片与蜂窝面接触可以变形缓冲降低压力,橡胶垫片的加入可以进一步降低点焊时的瞬时压力,同时由于橡胶与铜带易变形,下压过程中就增大了电极与零件的接触面积,降低由于放电量大所造成的蜂窝烧伤,提高了加工效率。
【附图说明】
[0016]以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释,并不限定本发明的范围。其中,
[0017]图1显示的是根据本发明的一个具体实施例的一种航空发动机蜂窝类封严件的定位方法的操作示意图;
[0018]图2显示的是图1所示操作示意图中所用的一种航空发动机蜂窝类封严件储能点焊用电极的结构示意图;
[0019]图3显示的是图2所示电极的分解透视图。
【具体实施方式】
[0020]为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解,现对照【附图说明】本发明的【具体实施方式】。其中,相同的部件采用相同的标号。
[0021]正如【背景技术】部分所述,航空发动机蜂窝类封严件在真空钎焊前,可以采用点焊对蜂窝进行定位焊,但是存在由于放电量过大造成的蜂窝表面烧伤的问题。因此,本发明提供了一种新的航空发动机蜂窝类封严件的定位方法,以避免上述缺陷。
[0022]具体来说,本发明的航空发动机蜂窝类封严件在真空钎焊前需要将粘带钎料压入蜂窝芯格,为避免蜂窝在操作过程中的变形问题,本发明的定位方法在真空钎焊前,首先将蜂窝与金属外环进行储能点焊连接,以此避免钎焊过程中蜂窝与金属环分离,造成焊合率低的现象。另外,如果航空发动机蜂窝类封严件在进行储能点焊过程中采用普通铜制电极进行蜂窝点焊定位,由于储能点焊放电量过大,往往会造成蜂窝表面的烧伤和外环零件的烧伤,且电极设计的合理性也会很大程度影响蜂窝与外环的点焊质量,进而影响后续的焊合情况,严重的话将会导致零件重复补焊或者报废,增加生产成本。
[0023]因此,基于上述技术问题,本发明的定位方法还提供了一种新的航空发动机蜂窝类封严件储能点焊用电极,所述电极通过特定的结构设计可以有效减少蜂窝类封严件储能点焊过程中的烧伤现象,提高加工效率。
[0024]S卩,如图1所示,其显示的是根据本发明的一个具体实施例的一种航空发动机蜂窝类封严件的定位方法的操作示意图,所述方法用于在真空钎焊前,将航空发动机蜂窝类封严件200与金属外环300进行储能点焊连接,以此对所述封严件200进行定位;同时避免钎焊过程中蜂窝与金属环分离,造成焊合率低以及蜂窝烧伤的现象。
[0025]所述定位方法包括如下步骤:首先提供一个金属外环300,金属外环300的材料应该选用导电性较好的金属或合金,一般常用的为铬锆铜或铬钨铜。然后将所述航空发动机蜂窝类封严件200呈环形布置在金属外环300的内侧。之后提供一个特殊设计的航空发动机蜂窝类封严件储能点焊用电极100,用以将封严件200焊接在金属外环300上进行定位。即,与现有技术不同的是,本发明的定位方法是将蜂窝定位焊接在金属外环上,以此避免蜂窝在其后的操作过程中的变形问题,同时,特殊设计的电极100可以避免蜂窝类封严件储能点焊过程中的烧伤现象。点焊过程中,根据金属外环的结构及大小的不同以及蜂窝厚度的差异,点焊电压范围一般为:120V?240V。
[0026]电极100的结构显示在图2和3中,其中,图2显示的是图1所示操作示意图中所用的一种航空发动机蜂窝类封严件储能点焊用电极的结构示意图;图3显示的是图2所示电极的分解透视图。如图2-3所示,电极100包括相互连接的操作杆3和焊接杆I,焊接杆I连接有一个焊接本体2,操作时,从所述航空发动机蜂窝类封严件200的环形内侧将焊接本体2抵靠在金属外环300的内侧并将封严件200和金属外环300焊接在一起。
[0027]特别的,图示特殊设计的航空发动机蜂窝类封严件储能点焊用电极100可用于将航空发动机蜂窝类封严件200与金属外环300进行储能点焊连接;以此避免钎焊过程中蜂窝与金属环分离,造成焊合率低以及蜂窝烧伤的现象。
[0028]如图2-3所示,所述电极100的焊接本体2大体上为扁平的长方体,其具有与焊接杆I连接的上端面11、与上端面11相对的下端面12、位于上端面11和下端面12之间的左侧面13、右侧面14以及前侧面15和后侧面16。上端面11与左侧面13和右侧面14的连接处分别具有一个左侧台阶131和一个右侧台阶141;左侧台阶131和右侧台阶141位置处形状对应地分别设置有一个左侧夹板132和一个右侧夹板142;—个铜带片17设置在下端面12上,其左侧自由端171和右侧自由端172分别沿着左侧面13和右侧面14向上弯折延伸成凹形,左侧自由端171和右侧自由端172分别夹持在左侧夹板132和左侧面13之间以及右侧夹板142和右侧面14之间。
[0029]进一步地,铜带片17和焊接本体2之间夹持有一个橡胶垫片18,用于在将焊接本体2从所述航空发动机蜂窝类封严件的环形内侧将其抵靠在所述金属外环的内侧的时候,提供缓冲力减小点焊过程中瞬时压力,并使铜带片17沿着航空发动机蜂窝类封严件的表面变形,增大铜带片17与焊件之间的接触面积,减小了蜂窝的烧伤,提高了加工效率。
[0030]本发明的上述电极结构,通过在焊接本体2的工作面(下端面12)上设置易于变形的铜带片17,辅助以可弹性变形的橡胶垫片18,点焊过程中铜带片17与蜂窝表面进行接触,薄的铜带片17与蜂窝面接触可以变形缓冲降低压力,橡胶垫片18的加入可以进一步降低点焊时的瞬时压力,同时由于橡胶与铜带易变形,下压过程中就增大了电极100与蜂窝200的接触面积,降低由于放电量大所造成的蜂窝烧伤,提高了加工效率。
[0031]在一个优选实施例中,所述左侧夹板132和右侧夹板142由导电良好的金属制成,优选为金属铜。其作用是通过导电良好的左侧夹板132和右侧夹板142将焊接本体2与铜带片17连接成回路,使得铜带片17可以实现储能点焊的功能。当然,同样的,所述焊接杆I和焊接本体2由导电良好的金属制成,优选为金属铜。
[0032]在另一个优选实施例中,左侧夹板132和右侧夹板142分别通过左侧螺栓133和右侧螺栓143连接在焊接本体2上。
[0033]进一步地,在又一个优选实施例中,左侧夹板132和右侧夹板142为结构相同的倒L形结构,便于结构互换降低零件数量。左侧螺栓133和右侧螺栓143垂直于左侧夹板132和右侧夹板142夹持铜带片17的一侧设置,S卩,左侧螺栓133和右侧螺栓143垂直于左侧面13和右侧面14设置。其中,左侧面13和右侧面14上分别设置有与左侧螺栓133和右侧螺栓143相配合的螺纹孔20。在上述实施例中,倒L形结构的左侧夹板132和右侧夹板142可以利用其上端与左侧台阶131和一个右侧台阶141相配合,起到定位的作用,避免安装过程中左侧夹板132和右侧夹板142围绕左侧螺栓133和右侧螺栓143转动。
[0034]拆装铜带片17和橡胶垫片18的时候,可以仅仅将左侧螺栓133和右侧螺栓143拧松(并不需要将左侧螺栓133和右侧螺栓143完全从焊接本体2的螺纹孔20中完全拆下取出),使得左侧夹板132和右侧夹板142与左侧面13和右侧面14之间的缝隙大于铜带片17和橡胶垫片18叠加起来的厚度即可,因而上述倒L形结构以及台阶设计能够节约拆装时间,同时可以避免频繁拆装零件丢失(铜带片17很容易烧蚀损坏,需要频繁更换)。
[0035]另外,采用倒L形结构的左侧夹板132和右侧夹板142的导电结构,可以提高夹板与铜带片17的接触面积,一方面可以降低接触电阻,避免烧蚀,另一方面更大的夹持面积提高了铜带片17的两端的夹持力度,避免铜带片17的两端在操作过程中被撕裂。如果铜带片17的两端直接螺接在焊接本体2上,则在铜带片的螺纹孔位置会形成强度减弱的区域,当频繁按压点焊的过程中,铜带片的螺纹孔位置很容易撕裂破损。而本发明采用的夹板结构可以完全克服铜带片端部撕裂破损的问题,同时倒L形结构的夹板还可以起到与台阶配合易于定位的作用,第三个作用是可以不用拆卸夹板就能完成铜带片的更换。即,本发明提供的倒L形结构的夹板兼具三种不同的功能和作用,对本领域技术人员来说是非显而易见的。
[0036]为避免结构干扰,优选铜带片17的左侧自由端171和右侧自由端172不高于螺纹孔20的最低点设置。类似的,优选铜带片17与橡胶垫片18的长度大体上差不多基本相同,因而橡胶垫片18可以完全将铜带片17衬住并且橡胶垫片18的端部也不会超出螺纹孔20的最低点,避免与干扰螺栓进入螺纹孔20。
[0037]进一步的,优选铜带片17与橡胶垫片18具有相同的宽度。并且,优选铜带片17的宽度不大于前侧面15和后侧面16之间的所述焊接本体2的厚度。其优点是铜带片17的边缘不会从前侧面15和后侧面16露出在外,避免铜带片17的边缘弯折变形。更优选铜带片17的宽度等于焊接本体2的厚度,便于安装的时候保证铜带片17的边缘与前侧面15和后侧面16齐平,易于定位,节约操作时间,提高工作效率。
[0038]本发明未实施前,采用钎焊对蜂窝进行定位,蜂窝组件的一次钎焊合格率约40%,每年夹具消耗约30万元。采用储能点焊定位后,一次钎焊合格率提高到80%以上,年设备使用费仅2万元左右。连续点焊定位,可以保证蜂窝与外环贴紧,蜂窝烧伤深度小于0.5mm,夕卜环小于0.2mm。
[0039]本领域技术人员应当理解,虽然本发明是按照多个实施例的方式进行描述的,但是并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案。说明书中如此叙述仅仅是为了清楚起见,本领域技术人员应当将说明书作为一个整体加以理解,并将各实施例中所涉及的技术方案看作是可以相互组合成不同实施例的方式来理解本发明的保护范围。
[0040]以上所述仅为本发明示意性的【具体实施方式】,并非用以限定本发明的范围。任何本领域的技术人员,在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的等同变化、修改与结合,均应属于本发明保护的范围。
【主权项】
1.一种航空发动机蜂窝类封严件的定位方法,所述方法用于在真空钎焊前,将航空发动机蜂窝类封严件(200)与金属外环(300)进行储能点焊连接,以此对所述封严件(200)进行定位;同时避免钎焊过程中蜂窝与金属环分离,造成焊合率低以及蜂窝烧伤的现象。其特征在于,所述定位方法包括如下步骤:提供一个金属外环(300),将所述航空发动机蜂窝类封严件(200)呈环形布置在所述金属外环(300)的内侧;提供一个电极(100),所述电极(100)包括相互连接的操作杆(3)和焊接杆(I),所述焊接杆(I)连接有一个焊接本体(2),从所述航空发动机蜂窝类封严件(200)的环形内侧将所述焊接本体(2)抵靠在所述金属外环(300)的内侧并将其焊接在一起。2.如权利要求1所述的方法,其特征在于,所述焊接本体(2)大体上为扁平的长方体,其具有与所述焊接杆(I)连接的上端面(11)、与所述上端面(11)相对的下端面(12)、位于所述上端面(11)和下端面(12)之间的左侧面(13)、右侧面(14)以及前侧面(15)和后侧面(16);所述上端面(11)与所述左侧面(13)和右侧面(14)的连接处分别具有一个左侧台阶(131)和一个右侧台阶(141);所述左侧台阶(131)和右侧台阶(141)位置处形状对应地分别设置有一个左侧夹板(132)和一个右侧夹板(142);—个铜带片(17)设置在所述下端面(12)上,其左侧自由端(171)和右侧自由端(172)分别沿着所述左侧面(13)和右侧面(14)向上弯折延伸成凹形,并夹持在所述左侧夹板(132)和所述左侧面(13)之间以及所述右侧夹板(142)和所述右侧面(14)之间。3.如权利要求2所述的方法,其特征在于,所述铜带片(17)和所述焊接本体(2)之间夹持有一个橡胶垫片(18),用于在将焊接本体(2)从所述航空发动机蜂窝类封严件的环形内侧将其抵靠在所述金属外环的内侧的时候,提供缓冲力减小点焊过程中瞬时压力,并使铜带片(17)沿着航空发动机蜂窝类封严件的表面变形,增大铜带片(17)与焊件之间的接触面积,减小了蜂窝的烧伤,提高了加工效率。4.如权利要求2和3所述的方法,其特征在于,所述左侧夹板(132)和右侧夹板(142)分别通过左侧螺栓(133)和右侧螺栓(143)连接在所述焊接本体(2)上。5.如权利要求3所述的方法,其特征在于,所述左侧夹板(132)和右侧夹板(142)为结构相同的倒L形结构,所述左侧螺栓(133)和所述右侧螺栓(143)垂直于所述左侧夹板(132)和右侧夹板(142)夹持所述铜带片(17)的一侧设置。6.如权利要求4所述的方法,其特征在于,所述左侧面(13)和右侧面(14)上分别设置有与所述左侧螺栓(133)和右侧螺栓(143)相配合的螺纹孔(20),所述铜带片(17)的左侧自由端(171)和右侧自由端(172)不高于所述螺纹孔(20)的最低点设置。7.如权利要求5所述的方法,其特征在于,所述铜带片(17)与所述橡胶垫片(18)的长度大体上差不多基本相同。8.如权利要求6所述的方法,其特征在于,所述铜带片(17)与所述橡胶垫片(18)具有相同的宽度。9.如权利要求7所述的方法,其特征在于,所述铜带片(17)的宽度不大于所述前侧面(15)和后侧面(16)之间的所述焊接本体(2)的厚度。10.如权利要求1-8所述的方法,其特征在于,点焊的电压范围一般为:120V?240V。
【文档编号】B23K1/008GK106041237SQ201610394948
【公开日】2016年10月26日
【申请日】2016年6月6日
【发明人】唐欣, 邹旸, 尚延涛, 苗小锋, 彭娜, 朱铁夫, 王文
【申请人】中国南方航空工业(集团)有限公司
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