专利名称：飞行器舵组件激光焊的制造方法
技术领域：
本发明涉及一种飞行器舵组件加工方法，特别是一种飞行器舵组件激光焊的制造方法。
背景技术：
飞行器舵组件常采用骨架I加蒙皮2 的结构实现，如图I、图2、图3所示，制造方法是采用机加加工舵骨架I，热压成型蒙皮2，然后采用电阻焊将蒙皮2焊接在骨架I上，蒙皮的中间部分采用电阻点焊，蒙皮边缘采用电阻滚焊。这种方式加工成的舵组件在实际高超音速飞行中，由于飞行阻力的作用，电阻滚焊边缘部分会开裂，造成飞行器飞行过程的不稳定。由此可见，上述现有的飞行器舵组件在制造方法上，仍存在有不足，而亟待加以进
ー步改进。有鉴于上述现有的飞行器舵组件的制造方法存在的不足，本发明人基于从事此类产品设计制造多年丰富的实务经验及专业知识，并配合学理的运用，积极加以研究创新，以期创设ー种新的飞行器舵组件的制造方法。经过不断的研究、设计，并经反复试作及改进后，终于创设出确具实用价值的本发明。
发明内容
本发明的主要目的在干，针对现有技术的上述不足提供一种飞行器舵组件激光焊的制造方法，解决舵组件的激光焊的制造エ艺问题。本发明的目的及解决其技术问题是采用以下技术方案来实现的。依据本发明提出的一种飞行器舵组件激光焊的制造方法，包括以下步骤(I)下料，将钛合金板按图纸尺寸下料；；(2)蒙皮热压成型，将I. 0-2. Omm厚的板材热成型至图纸要求，将型面均匀涂刷保护酒精石墨溶液，风干后用600#细砂纸轻微打磨，调整模具上下模保持凸凹模间隙35-50mm，模具升温到550_750°C，加压合模，保温5_30min ；(3)骨架机加成型，将板材采用机加成型，为便于蒙皮和骨架的装配，在四周骨架的内侧加工出供放置蒙皮的下凹台阶；(4)化学除油，除油液配方Na3PO4 · 12H2045_60g/L，Na2CO3 · IOH20:40_50g/L, Na2Si0320-35g/L,水余量；溶液温度60_90°C，除油时间15_20min，去除表面油脂；(5)碱洗，碱洗液的配方Na0H500-700g/L，NaN021 50_250g/L，水余量；溶液温度90-100°C，碱洗时间 20-120min ；(6)酸洗，酸洗液的配方HN03 (65%_68%)，HF (40%)，水余量，溶液温度18_45°C，酸洗时间l_15min,去除表面氧化物；(7)水洗、烘干，采用去离子水清洗，温度30_60°C，保证有充分的水流入清洗槽，在最后的清洗阶段应采用冲洗，以保证零件表面不受污染；在有鼓风机的烘干箱内烘干，烘干温度 100-150°C，时间 20-30min ；(8)装配，将钛合金蒙皮覆盖在机加工好的骨架上进行装配，边缘装配间隙O. 20mm ；(9)激光焊，中间骨架和蒙皮采用激光穿透焊，骨架边缘和蒙皮采用激光对接焊，激光功率1. 0-2. 0KW，焦距100-120_，离焦量-0. 1_，焊接速度900-1200mm/min，气体流量He 15-20ml/min, Ar : 14-25ml/min。本发明的目的及解决其技术问题还可采用以下技术措施进ー步实现。前述的飞行器舵组件激光焊的制造方法，其中步骤(3)所述的在四周骨架的内侧加工出供放置蒙皮的台阶的下凹量为O. 5mm。前述的飞行器舵组件激光焊的制造方法，其中步骤(5)所述的碱洗时间是80_120min。 前述的飞行器舵组件激光焊的制造方法，其中步骤(6)所述的溶液温度30_45°C，酸洗时间5-10min。前述的飞行器舵组件激光焊的制造方法，其中钛合金板材的牌号是TC4、或TA3、或 TA15。本发明具体提供了一种航天器舵组件激光焊的制造方法，解决了舵组件电阻滚焊边缘部分会开裂的问题。本发明所提供的舵组件激光焊接的エ艺，对激光焊舵组件在航天器的推广应用起了积极作用，经荧光滲透检查，表面及内部焊接质量符合航空航天焊接标准，能够满足产品设计要求，能够满足产品设计要求。上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其他目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举较佳实施例，并配合附图，详细说明如下。
图I是本发明施工的飞行器舵组件的骨架结构示意图。图2是图I的A向视图。图3是本发明施工的飞行器舵组件的蒙皮结构示意图。图4是本发明飞行器舵组件激光焊的制造方法的施工步骤图。
具体实施例方式请參阅图4所示，本发明较佳实施例的一种飞行器舵组件激光焊的制造方法，包括以下步骤一种飞行器舵组件激光焊的制造方法，包括以下步骤(I)下料，将钛合金板按图纸尺寸下料；；(2)蒙皮热压成型，将I. 0-2. Omm厚的板材热成型至图纸要求，将型面均匀涂刷保护酒精石墨溶液，风干后用600#细砂纸轻微打磨，调整模具上下模保持凸凹模间隙35-50mm，模具升温到550_750°C，加压合模，保温5_30min，冷却后取出成型蒙皮；(3)骨架机加成型，将板材采用机加成型，铣加工成如图所示的上下对称型面，为便于蒙皮和骨架的装配，在四周骨架的内侧加工出供放置蒙皮的下凹台阶；
(4)化学除油，除油液配方Na3PO4 · 12H2045_60g/L，Na2CO3 · IOH20:40_50g/L, Na2Si0320-35g/L,水余量；溶液温度60_90°C，除油时间15_20min，去除表面油脂；(5)碱洗，碱洗液的配方Na0H500-700g/L，NaN021 50_250g/L，水余量；溶液温度90-100°C，碱洗时间 20-120min ；(6)酸洗，酸洗液的配方HN03 (65%_68%)，HF (40%)，水余量，溶液温度18_45°C，酸洗时间l_15min,去除表面氧化物；(7)水洗、烘干，采用去离子水清洗，温度30-60°C，保证有充分的水流入清洗槽，在最后的清洗阶段应采用冲洗，以保证零件表面不受污染；在有鼓风机的烘干箱内烘干，烘干温度 100-150°C，时间 20-30min ；(8)装配，将钛合金蒙皮覆盖在机加工好的骨架上进行装配，边缘装配间隙 O.20mm ；(9)激光焊，中间骨架和蒙皮采用激光穿透焊，骨架边缘和蒙皮采用激光对接焊，激光功率1. 0-2. 0KW，焦距100-120_，离焦量-0. 1_，焊接速度900-1200mm/min，气体流量He 15-20ml/min, Ar : 14-25ml/min。步骤(3)所述的在四周骨架的内侧加工出供放置蒙皮的台阶的下凹量为O. 5mm。步骤(5)所述的碱洗时间是80_120min。步骤(6)所述的溶液温度30_45°C，酸洗时间5_10min。钛合金板材的牌号是TC4、或TA3、或TA15。以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围内，当可利用上述掲示的技术内容作出些许更动或修饰为等同变化的等效实施例，但凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。
权利要求
1.一种飞行器舵组件激光焊的制造方法，包括以下步骤 (1)下料，将钛合金板按图纸尺寸下料； (2)蒙皮热压成型，将I.0-2. Omm厚的板材热成型至图纸要求，将型面均匀涂刷保护酒精石墨溶液，风干后用600#细砂纸轻微打磨，调整模具上下模保持凸凹模间隙35-50mm，模具升温到550-750°C，加压合模，保温5-30min ； (3)骨架机加成型，将板材采用机加成型，为便于蒙皮和骨架的装配，在四周骨架的内侧加工出供放置蒙皮的下凹台阶； (4)化学除油，除油液配方Na3PO4.12H2045-60g/L，Na2CO3 · IOH20:40-50g/L, Na2Si0320-35g/L,水余量；溶液温度60_90°C，除油时间15_20min，去除表面油脂； (5)碱洗，碱洗液的配方Na0H500-700g/L,NaN02150_250g/L，水余量；溶液温度90-100°C，碱洗时间 20-120min ； (6)酸洗，酸洗液的配方HN03(65%-68%)，HF (40%)，水余量，溶液温度18_45°C，酸洗时间l_15min,去除表面氧化物； (7)水洗、烘干，采用去离子水清洗，温度30-60°C，保证有充分的水流入清洗槽，在最后的清洗阶段应采用冲洗，以保证零件表面不受污染；在有鼓风机的烘干箱内烘干，烘干温度100-150°C，时间 20-30min ； (8)装配，将钛合金蒙皮覆盖在机加工好的骨架上进行装配，边缘装配间隙O.20mm ； (9)激光焊，中间骨架和蒙皮采用激光穿透焊，骨架边缘和蒙皮采用激光对接焊，激光功率1. 0-2. 0KW，焦距 100-120mm，离焦量-0. 1mm，焊接速度900-1200mm/min，气体流量He 15-20ml/min, Ar : 14-25ml/min。
2.根据权利要求I所述的飞行器舵组件激光焊的制造方法，其特征在于步骤(3)所述的在四周骨架的内侧加工出供放置蒙皮的台阶的下凹量为O. 5mm。
3.根据权利要求I所述的飞行器舵组件激光焊的制造方法，其特征在于步骤(5)所述的喊洗时间是80_120min。
4.根据权利要求I所述的飞行器舵组件激光焊的制造方法，其特征在于步骤(6)所述的溶液温度30-45°C，酸洗时间5-10min。
5.根据权利要求I所述的飞行器舵组件激光焊的制造方法，其特征在于钛合金板材的牌号是TC4、或TA3、或TA15。
全文摘要
本发明涉及一种飞行器舵组件加工方法，特别是一种飞行器舵组件激光焊的制造方法，包括以下步骤(1)下料；(2)机加成型；(3)化学除油；(4)碱洗；(5)酸洗；(6)水洗；(7)干燥；(8)激光焊；(9)精铣外形尺寸达产品设计要求。本发明解决了舵组件电阻滚焊边缘部分开裂的问题。所提供的舵组件激光焊接的工艺，对激光焊舵组件在航天器的推广应用起了积极作用。
文档编号B23P15/00GK102862021SQ20121029464
公开日2013年1月9日 申请日期2012年8月19日 优先权日2012年8月19日
发明者王振强, 李亚丽, 胡鑫, 胡建国, 李波, 何东, 李凯祥, 李峰, 李鹏 申请人:什邡市明日宇航工业股份有限公司