一种航空发动机结构件的局部渗铝工装夹具的制作方法

1.本发明涉及渗铝工装夹具技术领域，尤其涉及一种航空发动机结构件的局部渗铝工装夹具。


背景技术：

2.渗铝是一种或多种金属原子渗入金属工件表层内的化学热处理工艺。将金属工件放在含有渗入金属元素的渗剂中，加热到一定温度，保持适当时间后，渗剂热分解所产生的渗入金属元素的活性原子便被吸附到工件表面，并扩散进入工件表层，从而改变工件表层的化学成分、组织和性能。
3.在对工件进行渗铝时，常常需要使用到渗铝工装。现有技术中有相关文献公开了渗铝工装结构，如公告号为cn216303970u公开了一种分体式渗铝工装，升降杆降低后便于放置需要渗透的铝，铝放置完成后可通过操作控制器将升降杆升至高处，在渗铝的过程中会产生大量的热气，通过升降杆将渗铝装置升至高处，避免了工作人员造成烫伤，升降装置增强了装置的使用安全性，值得推广和使用。
4.但是，对于造型复杂、且含有内孔结构的航空发动机结构件(如图1、图2所示)，该航空发动机结构件具有本体、在本体的一侧设置有中部缘板，在中部缘板上设置有通孔，通孔的壁面为球面，该通孔上部孔壁上设置有侧槽，需要仅对通孔表面a、以及侧槽的表面c进行渗铝，中部缘板的上表面b、下表面d为过渡区，允许渗铝，其他表面不允许渗铝。采用上述现有技术并不适用于该航空发动机结构件的渗铝操作。
5.当前渗铝技术中粉末包埋法技术最为成熟稳定，在包埋法渗铝中，零件完全包埋在渗剂粉末中，而结构件的局部渗铝给包埋法渗铝技术带来很大困难。目前常用的局部渗铝防护方法主要有两种：一是陶瓷涂料防护层，通过在零件非渗铝面涂刷陶瓷粉末与有机溶剂混合的料浆，然后进行干燥固化处理，反复涂刷-干燥处理多次后才能达到防渗铝的效果。该方法的不足是准备周期长，同时陶瓷材料在渗铝过程中脱落易对渗剂粉末造成污染。二是采用镍箔纸对零件非渗铝面进行包裹。缺点是镍箔纸不能与零件表面紧密贴合而导致保护效果较差，同时在高温渗铝过程中，镍箔纸因易粘结在零件表面而难以去除。


技术实现要素：

6.本发明的主要目的是提出一种航空发动机结构件的局部渗铝工装夹具，使得该工装夹具易于拆卸，且能能够有效地对非渗铝面进行防护。
7.为实现上述目的，本发明提出一种航空发动机结构件的局部渗铝工装夹具，包括上盖体和下盖体；在上盖体的一侧设置有缘板上盖，上盖体与缘板上盖的内部共同设置有上腔体，用于容置航空发动机结构件的上半部；在下盖体的一侧设置有缘板下盖，下盖体与缘板下盖的内部通过设置有下腔体，用于容置航空发动机结构件的下半部；上盖体和下盖体扣接时，航空发动机结构件的中部缘板位于缘板上盖、缘板下盖共同的腔室中，且缘板上盖、缘板下盖分别与中部缘板的上表面、下表面紧密贴合；在缘板上盖、缘板下盖上均设置
有渗剂填充孔，该渗剂填充孔的位置与中部缘板上的通孔位置相对应。
8.优选的，在所述上盖体的两侧设置有上耳板，在所述下盖体的两侧设置有下耳板；在上耳板和下耳板上均设置有螺栓过孔。
9.优选的，在上腔体的口部设置有凹槽，在下腔体的口部设置有台阶；上盖体和下盖体扣接时，台阶插设在凹槽内。
10.优选的，上盖体和下盖体扣接时，所述凹槽的内壁面与台阶的外周面间隙配合。
11.优选的，凹槽的内壁面与台阶的外周面之间的间隙为0.2～1mm。
12.优选的，所述台阶的高度比凹槽的深度大0.5～2mm。
13.优选的，渗剂填充孔的直径比航空发动机结构件中部缘板上的通孔的口部直径大0.5～1.5mm。
14.优选的，当上盖体和下盖体扣接时，缘板上盖与缘板下盖内腔底壁之间的间距比航空发动机结构件的中部缘板厚度小0.2～1mm。
15.优选的，所述上盖体和下盖体的壁厚为2～5mm。
16.优选的，所述上腔体、下腔体的内壁面与航空发动机结构件的本体的外表面间隙配合，间隙为0.5～2mm。
17.由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果如下：
18.(1)通过利用上盖体和下盖体将航空发动机结构件的主体包覆在内部，在渗铝时使得结构件的主体可以形成非渗铝面；同时利用缘板上盖、缘板下盖分别与航空发动机结构件中部缘板的b、d面紧密接触，对b、d面形成保护，同时可以起到固定航空发动机结构件的作用；利用缘板上盖、缘板下盖上的渗剂填充孔，渗剂流过渗剂填充孔与零件渗铝面接触，达到只对航空发动机结构件渗铝面进行渗铝的目的。
19.(2)在工装夹具中设有相互配合的凹槽、台阶结构，二者相配合起到定位卡接功能，工装通过凹槽、台阶相互对接，使得工装不会相互滑动。
20.(3)在工装夹具中设有凹槽、台阶结构，凹槽与台阶除了形成对接定位结构外，插接后还形成了增加了90
°
转角结构，增加了渗铝过程中的粉末及气体通过路径难度，提高了工装的防护功能。
21.(4)本发明提供的工装夹具可重复使用，上盖体和下盖体之间采用螺栓进行紧固操作，装卸简单方便，既减轻工人操作强度，又缩短操作时间，还可以有效降低经济成本。
22.(5)采用本发明所提供的工装夹具对航空发动机结构件的局部渗铝，可以有效地对非渗铝面进行防护，可保证零件表面整洁、平整、无多余物粘结。
附图说明
23.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
24.图1为本发明中航空发动机结构件的主视图；
25.图2为本发明中航空发动机结构件的俯视图；
26.图3为本发明所提供的航空发动机结构件的局部渗铝工装夹具示意图；
27.图4为本发明中上盖体的结构示意图；
28.图5为本发明中下盖体的结构示意图。
29.附图标号说明：1、本体；2、中部缘板；3、通孔；4、侧槽；5、上盖体；501、上腔体；502、缘板上盖；503、上耳板；504、凹槽；6、下盖体；601、下腔体；602、缘板下盖；603、下耳板；604、台阶；7、渗剂填充孔。
具体实施方式
30.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
31.需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后
……
)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
32.结合图1、图2所示，为航空发动机结构件的示意图，该航空发动机结构件具有本体1、在本体1的一侧设置有中部缘板2，在中部缘板2上设置有通孔3，通孔3的壁面为球面，该通孔3上部孔壁上设置有侧槽4，需要仅对通孔3的表面a、以及侧槽4的表面c进行渗铝，中部缘板2的上表面b、下表面d为过渡区，允许渗铝，其他表面不允许渗铝。
33.结合图3至图5所示，为本发明所提供的航空发动机结构件的局部渗铝工装夹具的具体实施例，该局部渗铝工装夹具包括上盖体5和下盖体6；在上盖体5的一侧设置有缘板上盖502，上盖体5与缘板上盖502的内部共同设置有上腔体501，用于容置航空发动机结构件的上半部；在下盖体6的一侧设置有缘板下盖602，下盖体6与缘板下盖602的内部通过设置有下腔体601，用于容置航空发动机结构件的下半部；上盖体5和下盖体6扣接时，航空发动机结构件的中部缘板2位于缘板上盖502、缘板下盖602共同的腔室中，且缘板上盖502、缘板下盖602分别与中部缘板2的上表面、下表面紧密贴合；在缘板上盖502、缘板下盖602上均设置有渗剂填充孔7，该渗剂填充孔7的位置与中部缘板2上的通孔3位置相对应。
34.通过上述结构，利用上盖体5和下盖体6将航空发动机结构件的主体1包覆在内部，在渗铝时使得结构件的主体1可以形成非渗铝面；同时利用缘板上盖502、缘板下盖602分别与航空发动机结构件中部缘板2的b、d面紧密接触，对b、d面形成保护，同时可以起到固定航空发动机结构件的作用；利用缘板上盖502、缘板下盖602上的渗剂填充孔7，渗剂流过渗剂填充孔7与航空发动机结构件上的通孔3及侧槽4的周面接触进行渗铝，达到只对航空发动机结构件渗铝面(即a面、c面)进行渗铝的目的。
35.在所述上盖体5的两侧设置有上耳板503，在所述下盖体6的两侧设置有下耳板603；在上耳板503和下耳板603上均设置有螺栓过孔。上盖体5与下盖体6扣接时，使用耐高温螺栓穿过上耳板503、下耳板603上的螺栓过孔进行固定，固定方式简单，便于操作。
36.在上腔体501的口部设置有凹槽504，在下腔体601的口部设置有台阶604；上盖体5和下盖体6扣接时，台阶604插设在凹槽504内。上盖体5和下盖体6扣接时，所述凹槽504的内壁面与台阶604的外周面间隙配合。如权利要求4所述的一种航空发动机结构件的局部渗铝工装夹具，凹槽504的内壁面与台阶604的外周面之间的间隙为0.2～1mm。通过上述结构，在
工装夹具中设有相互配合的凹槽504、台阶604结构，二者相配合起到定位卡接功能，工装通过凹槽504、台阶604相互对接，使得工装不会相互滑动。凹槽504与台阶604除了形成对接定位结构外，插接后还形成了增加了90
°
转角结构，增加了渗铝过程中的粉末及气体通过路径难度，提高了工装的防护功能。凹槽504的内壁面与台阶604的外周面间隙配合，在渗铝结束后二者便于分开，使得上、下盖体在拆卸过程中易于分离。
37.进一步第，所述台阶604的高度比凹槽504的深度大0.5～2mm。使得上盖体5和下盖体6扣接后，上盖体5和下盖体6相对表面存在间隙，以便于后期利用起子的工具将上盖体5和下盖体6撬开。同时，台阶604的高度比凹槽504的深度大，可以使得台阶604的顶面与凹槽504的底壁紧密贴合，进一步增加了渗铝过程中的粉末及气体通过路径难度。
38.渗剂填充孔7的直径比航空发动机结构件中部缘板2上的通孔3的口部直径大0.5～1.5mm，便于渗剂填充。
39.在本实施例中，当上盖体5和下盖体6扣接时，缘板上盖502与缘板下盖602内腔底壁之间的间距比航空发动机结构件的中部缘板2厚度小0.2～1mm，即缘板上盖502与缘板下盖602内腔底壁之间的间距比中部缘板2的上表面b、下表面d之间的间距小0.2～1mm。可以使得缘板上盖502、缘板下盖602与零件b、d面紧密接触，一方面起到固定零件的作用，另一方面对b、d面形成保护，使得b、d面形成非渗铝面。
40.上盖体5和下盖体6内用于容置航空发动机结构件的主体1的内腔是根据零件渗铝面、非渗铝面形成的，为了保证上盖体5和下盖体6的强度，所述上盖体5和下盖体6的壁厚为2～5mm。
41.另外，在渗铝结束后为了能方便取出零件，所述上腔体501、下腔体601的内壁面与航空发动机结构件的本体1的外表面间隙配合，间隙为0.5～2mm。
42.以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所做的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。