一种航空发动机鼓形薄壁零件焊接方法及其夹具的制作方法
【专利摘要】一种航空发动机鼓形薄壁零件焊接方法，包括如下步骤：分别冲压形成构成所述零件的第一部分和第二部分，然后利用夹具将这两部分定位之后焊接为整体，最后将焊接为整体的所述零件从夹具中取出。本发明针对航空发动机鼓形薄壁零件容易变形难以定位的问题，提出了一种航空发动机鼓形薄壁零件的焊接方法及其夹具，其利用普通的冲压类拉伸成型设备分别制造出所述零件的两半，最后将这两半拼合起来焊接成整体。所述方法操作简单，无需专用设备，成本低廉，适于小批量或单件生产。本发明还提供了一种用于上述方法的夹具。
【专利说明】一种航空发动机鼓形薄壁零件焊接方法及其夹具
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种航空发动机零件的加工方法，尤其是一种用于航空发动机的鼓形薄壁零件的焊接方法，本发明还提供了一种用于上述焊接方法的专用夹具。
【背景技术】
[0002]图1显示的是一种用于航空发动机的鼓形薄壁零件I的透视图，其包括一个鼓形主体部分，所述鼓形主体部分具有一个中间通孔，所述通孔中间大，两端缩口。这种鼓形零件I通常采用专用液体成型机整体挤压成型，虽然成型简单，但是设备价格却较高，适合于大批量生产尚可。
[0003]而一般的实验性单件生产如果采用这种专用设备，采购费用较高，很难收回投资。为节约采购成本，本发明提供了采用焊接方式加工成型的技术方案。如图2所示，其中显示的是将图1所示用于航空发动机的鼓形薄壁零件分剖为两半的分解状态透视图，也就是说本发明将零件I从鼓形主体部分的环形侧壁的中间分剖为两半分别冲压制成，然后通过专用夹具将这两半对接后采用环焊缝焊接成整体。
[0004]因此本发明的关键点是如何对焊缝位置进行定位以及如何控制焊接的变形量，这是现有技术中没有涉及的内容。
【发明内容】
[0005]本发明要解决的技术问题是提供一种航空发动机鼓形薄壁零件焊接方法及其夹具，以减少或避免前面所提到的问题。
[0006]为解决上述技术问题，本发明提供了一种航空发动机鼓形薄壁零件焊接方法，所述零件包括一个鼓形主体部分，所述鼓形主体部分具有一个中间通孔，所述通孔中间大，两端缩口 ；所述焊接方法包括如下步骤:
[0007]分别冲压形成构成所述零件的第一部分和第二部分，所述第一部分和第二部分可通过将所述鼓形主体部分的环形侧壁的中间分剖为两半所形成；
[0008]提供一个水平放置的底板，在所述底板上固定连接一个芯轴；围绕所述芯轴放置多个活动撑块；
[0009]将所述第一部分环绕所述活动撑块放置于所述底板上，然后在所述第一部分上部放置所述第二部分，利用所述活动撑块对第一部分和第二部分进行预定位；
[0010]沿所述芯轴放置一个圆环斜块，利用所述圆环斜块的锥面将所述活动撑块向外挤压将所述第一部分和第二部分的内侧壁卡住定位，然后将所述圆环斜块通过螺母固定在所述芯轴上；之后将所述活动撑块与所述底板固定连接；
[0011]沿所述芯轴放置一个压板，利用所述压板将所述第二部分的上部边缘压紧，使所述第一部分与所述第二部分的结合面贴合，然后将所述压板通过螺母固定在所述芯轴上；
[0012]通过所述芯轴的中心输气通道向所述第一部分和第二部分之间的接缝内侧部分输送氩气，以提供焊接保护，然后沿所述接缝采用环焊缝焊接成将所述第一部分和第二部分焊接为整体；
[0013]依次拆下所述压板、圆环斜块，然后松开所述活动撑块与所述底板的连接，之后将所述活动撑块向中间收拢后取出，最后即可将焊接为整体的所述零件取出，整个焊接过程结束。
[0014]优选地，所述方法进一步包括所述第一部分和第二部分焊接之后，沿所述焊缝滚轧去除焊接毛刺的步骤。
[0015]本发明还提供了一种用于上述方法的夹具，用于在所述航空发动机鼓形薄壁零件焊接过程中进行定位，所述零件包括一个鼓形主体部分，所述鼓形主体部分具有一个中间通孔，所述通孔中间大，两端缩口 ；所述零件由第一部分和第二部分焊接而成，所述第一部分和第二部分可通过将所述鼓形主体部分的环形侧壁的中间分剖为两半所形成，所述夹具包括一个底板；一个与所述底板固定连接的芯轴；多个可围绕所述芯轴放置的活动撑块；一个可沿所述芯轴放置的圆环斜块，所述圆环斜块的锥面可将所述活动撑块向外挤压将所述第一部分和第二部分的内侧壁卡住定位；一个压板，所述压板通过压紧所述第二部分的上部边缘使所述第一部分和所述第二部分的结合面贴合。
[0016]优选地，所述芯轴的中心具有一个输气通道，所述输气通道可经由所述圆环斜块以及活动撑块中的通孔与所述第一部分和第二部分之间的接缝的内侧布置的焊接支撑带上的通气口连通。
[0017]优选地，所述活动撑块总共有六个，包括三个扇形撑块以及三个间隔设置于所述三个扇形撑块中间的楔形撑块。
[0018]优选地，所述圆环斜块和至少一个所述活动撑块之间设置有定位结构。
[0019]优选地，所述定位结构包括设置于所述活动撑块上的定位槽以及设置于所述圆环斜块上的定位销。
[0020]本发明针对航空发动机鼓形薄壁零件容易变形难以定位的问题，提出了一种航空发动机鼓形薄壁零件的焊接方法及其夹具，其利用普通的冲压类拉深成型设备分别制造出所述零件的两半，最后将这两半拼合起来焊接成整体。所述方法操作简单，无需专用设备，成本低廉，适于小批量或单件生产。
【专利附图】
【附图说明】
[0021]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，
[0022]图1显示的是一种用于航空发动机的鼓形薄壁零件的透视图；
[0023]图2显示的是将图1所示用于航空发动机的鼓形薄壁零件分剖为两半的分解状态透视图；
[0024]图3显示的是根据本发明的一个具体实施例的所述焊接过程中所述航空发动机鼓形薄壁零件的剖视状态图；
[0025]图4显示的是图3中所示活动撑块的立体结构示意图；
[0026]图5显示的是图3中所示压板的立体结构示意图。
【具体实施方式】
[0027]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【专利附图】
【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。
[0028]正如【背景技术】部分所述的那样，本发明提供了一种航空发动机鼓形薄壁零件I的焊接方法，其实质是在小批量或单件生产所述鼓形薄壁零件I的时候，由于成本原因无法使用专用成型设备整体挤压成型，而不得不采用一种简化的焊接方案。
[0029]这种焊接方法所面对的问题是，由于所述航空发动机鼓形薄壁零件I包括一个鼓形主体部分，所述鼓形主体部分具有一个中间通孔，所述通孔中间大，两端缩口量大，因此普通的冲压类拉伸成型设备是没有办法通过冲压的方式来生产的。因此，在本发明中，采用了分段制造然后焊接的方法，也就是说，将所述零件I划分成图2所示的两个部分，然后利用普通的冲压类拉伸成型设备分别制造出这两半，最后将这两半拼合起来焊接成整体。
[0030]正如图2所示，本发明通过将所述零件I的鼓形主体部分的环形侧壁的中间分剖为两半，以此形成一个第一部分11和第二部分12,这样一来,第一部分11和第二部分12都是敞口状的结构，可以先用常规的冲压成型方式来分别制造，然后将第一部分11和第二部分12拼接起来焊接成整体。
[0031]然而，由于本发明的零件I是一种用于航空发动机的薄壁零件，其壁厚很薄，只有I?2mm，而整体上最大直径达到300?500mm，因此零件I的第一部分11和第二部分12很难拼接对齐，并且拼接的时候也特别容易变形，因此本发明的关键点是如何对焊缝位置进行定位以及如何控制焊接的变形量。
[0032]为解决零件I的焊接中所面临的问题，本发明提供了一种用于航空发动机的鼓形薄壁零件的焊接方法，参见图3。其中，图3显示的是根据本发明的一个具体实施例的所述焊接过程中所述航空发动机鼓形薄壁零件的剖视状态图。
[0033]如图3所示，上述方法的第一个步骤是:冲压形成构成所述零件I的第一部分11和第二部分12，所述第一部分11和第二部分12可通过将所述鼓形主体部分的环形侧壁的中间分剖为两半所形成。
[0034]亦即正如前述，首先是将零件I划分成第一部分11和第二部分12，然后分别通过冲压的方式进行制造，第一部分11和第二部分12的分割方式是从鼓形主体部分的环形侧壁的中间分剖，从而第一部分11和第二部分12都是敞口状的结构，可以先用常规的冲压成型方式来分别制造。
[0035]然后，提供一个水平放置的底板2，在所述底板2上固定连接一个芯轴3 ；围绕所述芯轴3放置多个活动撑块4。
[0036]图中底板2的设置主要是为了便于将定位好的第一部分11和第二部分12移动到焊接机(图中未显示)或者去除焊接毛刺的滚轧机(图中未显示)位置去，因此从图中可见在底板2的周边设置有手柄21，以便于移动。芯轴3与底板2连接处具有一个台阶31，可以通过螺栓32穿过底板2与台阶31连接，从而将芯轴3固定在底板2上。
[0037]活动撑块4的形状如图4所示,其显示的是图3中所示活动撑块4的立体结构示意图。如图4所示，所述活动撑块4总共有六个，包括三个扇形撑块41以及三个间隔设置于所述三个扇形撑块41中间的楔形撑块42。这六个活动撑块4是相互独立的，相互之间可以移动，六个拼接在一起形成如图4所示的形状。
[0038]之后，将所述第一部分11环绕所述活动撑块4放置于所述底板2上，然后在所述第一部分11上部放置所述第二部分12，利用所述活动撑块4对第一部分11和第二部分12进行预定位。
[0039]本步骤中，由于第一部分11和第二部分12相对很软，容易变形，如果没有任何支撑是没办法竖立在底板2上的。因此，摆放活动撑块4的时候，六个活动撑块4是收拢在芯轴3周围的，例如可以先将活动撑块4中的楔形撑块42向芯轴3靠拢放置，扇形撑块41之间就可以缩小间距收拢在一起，使得活动撑块4整体占据的体积缩小，从而可以使得第一部分11的缩口部分可以环绕所述活动撑块4放置。
[0040]当然，如果第一部分11的缩口部分很小，活动撑块4无论怎么收拢，第一部分11还是无法放下时，可以在开始的时候先放三个扇形撑块41，待第一部分11和第二部分12重叠放好之后，将三个楔形撑块42放入第一部分11和第二部分12中，这属于一种变通的方案。或者，还可以在第一部分11和第二部分12重叠放好之后，再将六个活动撑块4依次放入第一部分11和第二部分12中间摆好。
[0041]当第一部分11和第二部分12放置妥当之后，第一部分11和第二部分12肯定是没法竖立着不歪斜的，此时可以将活动撑块4向外侧推抵靠第一部分11和第二部分12，将二者预定位一下，当然，这种定位并不精确，需要后续的步骤进行校正。
[0042]再之后，沿所述芯轴3放置一个圆环斜块5，利用所述圆环斜块5的锥面51将所述活动撑块4向外挤压将所述第一部分11和第二部分12的内侧壁卡住定位，然后将所述圆环斜块5通过螺母52固定在所述芯轴3上；之后将所述活动撑块4与所述底板2固定连接。
[0043]本步骤就是利用圆形斜块5对定位的精确校正过程。其中，圆环斜块5的锥面51与各个活动撑块4的内侧表面形状相适应，随着圆环斜块5沿着芯轴3向下移动，可以将活动撑块4贴着圆环斜块5的锥面51向外侧推，一直到各个活动撑块4将第一部分11和第二部分12的内侧壁牢牢顶住不动，然后进一步通过螺母52拧紧之后，圆环斜块5就可以使活动撑块4牢牢卡住第一部分11和第二部分12，这样就解决了定位问题。
[0044]然后，沿所述芯轴3放置一个压板6，所述压板6通过压紧所述第二部分12的上部边缘使所述第一部分11和所述第二部分12的结合面贴合，利用所述压板6将所述第二部分12的上部边缘压紧，然后将所述压板6通过螺母61固定在所述芯轴3上。
[0045]压板6的形状如图5所示，其显示的是图3中所示压板6的立体结构示意图。如图5所示，压板6为呈锥状的圆盘，这主要是为了与第一部分11和第二部分12高度相适应，且需要兼顾芯轴3上的螺母52的位置，另外就是为了减轻重量，图中可见压板6上还设置有减轻孔62。
[0046]再然后，通过所述芯轴3的中心输气通道33向所述第一部分11和第二部分12之间的接缝7内侧部分输送氩气，以提供焊接保护，然后沿所述接缝7采用环焊缝焊接成将所述第一部分11和第二部分12焊接为整体。
[0047]如图所示，所述芯轴3的中心具有一个输气通道33，所述输气通道33可经由所述圆环斜块5以及活动撑块4中的通孔34与所述第一部分11和第二部分12之间的接缝7的内侧布置的焊接支撑带8上的通气口 81连通。图3中显示出了焊接支撑带8的剖视图，图4中可以看出焊接支撑带8的透视图的一部分。从图3、4可见，焊接支撑带8内侧具有一个环形槽82，环形槽82的底部沿所述焊接支撑带8周边等间隔设置有多个通气孔81。圆环斜块5以及活动撑块4中的通孔34只要位置对应环形槽82就可以与通气孔81连通。[0048]当然，为了确保圆环斜块5以及活动撑块4中的通孔34对准，所述圆环斜块5和至少一个所述活动撑块4之间设置有定位结构9。图3中显示出了定位结构9的剖视图，图4中可以看出定位结构9的透视图的一部分。从图3、4可见，所述定位结构9包括设置于所述活动撑块4上的定位槽91以及设置于所述圆环斜块5上的定位销92，定位销92可以卡在定位槽91中上下移动，也就是说，当圆环斜块5通过定位结构9与活动撑块4定位之后，圆环斜块5与活动撑块4不可以相对转动，但是由于圆环斜块5需要向下运动将活动撑块4撑开，因此需要让定位销92可以相对移动才行，因此对应定位销92不能设置定位孔，而必须设置一个可以活动的定位结构，本发明设置的是如图所示的定位槽91的形式。
[0049]完成焊接之后需要将焊接好的零件I拆下来，当然，在一个具体实施例中，还可以在焊接完成之后，进一步包括所述第一部分11和第二部分12焊接之后，沿所述焊缝7滚轧去除焊接毛刺的步骤。
[0050]最后就是将零件I拆下来的步骤，即:依次拆下所述压板6、圆环斜块5，然后松开所述活动撑块4与所述底板2的连接，之后将所述活动撑块4向中间收拢后取出，最后即可将焊接为整体的所述零件I取出，整个焊接过程结束。由于焊接好的零件I中间大，两端小，拆下零件I之前，活动撑块4必须向中间收拢，使得零件I的缩口部分能够通过才行。
[0051]当然，正如前述的那样，如果零件I的缩口部分很小，活动撑块4无论怎么收拢，零件I还是无法拆下，可以先将三个楔形撑块42去除，将三个扇形撑块41收拢，或者还可以将六个活动撑块4全部去除然后将整个零件I拆下来，这同样属于一种变通的方案。
[0052]通过上述焊接方法的说明，本发明还提供了一种用于前述方法的夹具，用于在所述航空发动机鼓形薄壁零件I焊接过程中进行定位，所述零件I包括一个鼓形主体部分，所述鼓形主体部分具有一个中间通孔，所述通孔中间大，两端缩口 ；所述零件I由第一部分11和第二部分12焊接而成，所述第一部分11和第二部分12可通过将所述鼓形主体部分的环形侧壁的中间分剖为两半所形成，所述夹具包括一个底板2 ; —个与所述底板2固定连接的芯轴3 ;多个可围绕所述芯轴3放置的活动撑块4 ;一个可沿所述芯轴3放置的圆环斜块5，所述圆环斜块5的锥面51可将所述活动撑块4向外挤压将所述第一部分11和第二部分12的内侧壁卡住定位；一个压板6，所述压板6通过压紧所述第二部分12的上部边缘使所述第一部分11和所述第二部分12的结合面贴合。
[0053]所述芯轴3的中心具有一个输气通道33，所述芯轴3的底部连接有一个输气管接头34，用于与外部气源连接。
[0054]关于上述夹具的其它结构在前述方法的描述中已经进行了详细介绍，在此不再一一赘述，本领域技术人员应当将本发明的说明书作为一个整体进行理解，对于说明书不同实施例中的相同部件的描述作为一个整体进行理解，而不要将其认为割裂开认为是不同的部件。
[0055]本发明针对航空发动机鼓形薄壁零件容易变形难以定位的问题，提出了一种航空发动机鼓形薄壁零件的焊接方法及其夹具，其利用普通的冲压类拉伸成型设备分别制造出所述零件的两半，最后将这两半拼合起来焊接成整体。所述方法操作简单，无需专用设备，成本低廉，适于小批量或单件生产。
[0056]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。
[0057]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。
【权利要求】
1.一种航空发动机鼓形薄壁零件焊接方法，所述零件包括一个鼓形主体部分，所述鼓形主体部分具有一个中间通孔，所述通孔中间大，两端缩口 ；其特征在于，所述焊接方法包括如下步骤: 分别冲压形成构成所述零件的第一部分和第二部分，所述第一部分和第二部分可通过将所述鼓形主体部分的环形侧壁的中间分剖为两半所形成； 提供一个水平放置的底板，在所述底板上固定连接一个芯轴；围绕所述芯轴放置多个活动撑块； 将所述第一部分环绕所述活动撑块放置于所述底板上，然后在所述第一部分上部放置所述第二部分，利用所述活动撑块对第一部分和第二部分进行预定位； 沿所述芯轴放置一个圆环斜块，利用所述圆环斜块的锥面将所述活动撑块向外挤压将所述第一部分和第二部分的内侧壁卡住定位，然后将所述圆环斜块通过螺母固定在所述芯轴上；之后将所述活动撑块与所述底板固定连接； 沿所述芯轴放置一个压板，利用所述压板将所述第二部分的上部边缘压紧，使所述第一部分与所述第二部分的结合面贴合，然后将所述压板通过螺母固定在所述芯轴上； 通过所述芯轴的中心输气通道向所述第一部分和第二部分之间的接缝内侧部分输送氩气，以提供焊接保护，然后沿所述接缝采用环焊缝焊接成将所述第一部分和第二部分焊接为整体； 依次拆下所述压板、圆环斜块，然后松开所述活动撑块与所述底板的连接，之后将所述活动撑块向中间收拢后取出，最后即可将焊接为整体的所述零件取出，整个焊接过程结束。
2.根据权利要求1所述的方法，进一步包括所述第一部分和第二部分焊接之后，沿所述焊缝滚轧去除焊接毛刺的步骤。
3.一种用于权利要求1-2所述的方法的夹具，用于在所述航空发动机鼓形薄壁零件焊接过程中进行定位，所述零件包括一个鼓形主体部分，所述鼓形主体部分具有一个中间通孔，所述通孔中间大，两端缩口 ；所述零件由第一部分和第二部分焊接而成，所述第一部分和第二部分可通过将所述鼓形主体部分的环形侧壁的中间分剖为两半所形成，其特征在于，所述夹具包括一个底板；一个与所述底板固定连接的芯轴；多个可围绕所述芯轴放置的活动撑块；一个可沿所述芯轴放置的圆环斜块，所述圆环斜块的锥面可将所述活动撑块向外挤压将所述第一部分和第二部分的内侧壁卡住定位；一个压板，所述压板通过压紧所述第二部分的上部边缘使所述第一部分和所述第二部分的结合面贴合。
4.根据权利要求3所述的夹具，其特征在于，所述芯轴的中心具有一个输气通道，所述输气通道可经由所述圆环斜块以及活动撑块中的通孔与所述第一部分和第二部分之间的接缝的内侧布置的焊接支撑带上的通气口连通。
5.根据权利要求3所述的夹具，其特征在于，所述活动撑块总共有六个，包括三个扇形撑块以及三个间隔设置于所述三个扇形撑块中间的楔形撑块。
6.根据权利要求3所述的夹具，其特征在于，所述圆环斜块和至少一个所述活动撑块之间设置有定位结构。
7.根据权利要求3所述的夹具，其特征在于，所述定位结构包括设置于所述活动撑块上的定位槽以及设置于所述圆环斜块上的定位销。
【文档编号】B23K31/02GK103551753SQ201310546211
【公开日】2014年2月5日 申请日期:2013年11月6日 优先权日:2013年11月6日
【发明者】曾旭辉 申请人:中国南方航空工业(集团)有限公司