用于航空发动机支撑前封严组件基体内环的校形方法

摘要

本发明提供了一种用于航空发动机支撑前封严组件基体件内环的校形方法，其构成主要包括：设计制作一个与封严组件基体内环相匹配的用于热胀校形封严组件基体内环的工装件，所述工装件的材料线热膨胀系数大于封严组件基体的材料线热膨胀系数，将工装件安置在封严组件基体内环中一并置入退火设备内，于封严组件退火热处理过程中由工装件热膨胀实现对封严组件基体内环变形校形，退火热处理结束后从退火设备取出封严组件，冷却后从封严组件基体内环退出工装件，即完成对封严组件基体内环变形的校形。本发明方法提高了封严组件基体内环变形的校形精度，简化了后处理工序，提高了后处理工作效率，降低了加工成本。

说明书

技术领域

本发明涉及航空发动机支撑前封严组件加工技术领域，更为具体地 说，是涉及一种用于航空发动机支撑前封严组件基体内环的变形校形方 法。

背景技术

航空发动机支撑前封严组件是用于密闭封严发动机前支撑的组件，其 结构如图1所示，在其基体的环形槽内外环形壁面设计有一层蜂窝结构。 所述蜂窝结构层通常是采用真空钎焊的方式焊接在环形槽壁面上。封严 组件基体环形槽的槽壁很薄，特别是内环槽壁更薄，因此槽壁的强度很 低，将蜂窝结构层焊接在环形槽壁面上，由于钎焊温度高，高达1000℃ 以上，以及钎焊过程中封严组件受热不均匀，在封严组件基体环形槽内 外环形槽壁上焊接蜂窝结构层后，封严组件基体环形槽的内环壁通常会 发生很大的变形，且残余较大的应力。残余应力在以后的释放过程中会 进一步使基体的环形薄壁发生更大的变形，零件的形状精度将会进一步 降低。

针对上述问题，封严组件在环形槽壁面上焊接蜂窝结构层后都要对其 进行后处理。传统的蜂窝结构层钎焊后的后处理，包括变形校形和消除 残余应力，其中变形校形是采用冷挤和敲打环形薄壁，使封严组件基体 内环壁的变形得到校形，采用高温退火的方式使钎焊产生的残余应力得 到消除。现有技术的变形校形方式，其所存在的问题，一是会造成环形 薄壁表面损坏，二是变形校形不精准，不能从根本上解决尺寸变形问题， 三是校形非常费工费时，加工成本高。即现有技术的蜂窝结构层钎焊后 的后处理方法，不但处理工序繁多，费工费时，加工成本高，而且变形 校形处理效果差。鉴于此，封严组件的生产实践急需开发一种新的蜂窝 结构层钎焊后的后处理方法。

发明内容

针对现有技术的蜂窝结构层钎焊后的后处理方法存在的不足，本发明 的目的旨在提供一种新的蜂窝结构层钎焊后的后处理方法，以实现在消 除钎焊焊接残余应力的同时实现对封严组件基体内环的变形进行精确校 形，简化蜂窝结构层钎焊后的后处理工序。

本发明所述用于航空发动机支撑前封严组件基体内环的校形方法：设 计制作一个与封严组件基体内环相匹配的用于热胀校形封严组件基体内 环的工装件，所述工装件的材料线热膨胀系数大于封严组件基体的材料 线热膨胀系数，将工装件安置在封严组件基体内环中一并置入退火设备 内，于封严组件退火热处理过程中由工装件热膨胀实现对封严组件基体 内环变形的校形，退火热处理结束后从退火设备取出封严组件，冷却后 从封严组件基体内环退出工装件，即完成对封严组件基体内环变形的校 形。

在本发明的上述方法中，工装件的直径可通过下述公式确定：

R₁=R₂*α₁/α₂

其中R₁为工装件的半径，R₂为封严组件基体内环设计半径，α₁为工 装件在热处理温度下的线热膨胀系数，α₂为封严组件基体在热处理温度 下的材料线热膨胀系数。

在本发明的上述方法，退火热处理温度一般为400℃～700℃。

与现有技术相比，本发明方法具有以下有益的技术效果：

1、本发明的方法采用与封严组件基体内环相匹配的、且在热处理温 度下材料线热膨胀系数大于封严组件基体材料线热膨胀系数的工装件， 于退火热处理过程中由工装件热膨胀实现对封严组件基体内环变形的校 形，从而避免了传统冷挤和敲打校形方式对封严组件基体内环薄壁的损 坏和校形不准确，提升了校形的准确性。

2、本发明的方法对封严组件基体内环变形的校形是在退火工序消除 钎焊带来的残余应力的同时进行，将两道工序简化为一道工序，提高了 加工效率，降低了加工成本。

3、本发明方法操作简单，适用性强，工装结构简单，容易推广。

附图说明

图1为槽形蜂窝零件及校形工装示意图

图中1—外蜂窝，2—内蜂窝，3—封严组件基体，4—工装件。

具体实施方式

下面通过实施例对本发明进行具体描述，有必要在此指出的是，实 施例只用于对本发明进行进一步说明，不能理解为对本发明保护范围的 限制，该领域的技术熟练人员可以根据上述发明的内容对本发明作出一 些非本质的改进和调整，但这样的改进和调整仍属于本发明的保护范围。

实施例1

本实施例所述用于航空发动机支撑前封严组件基体内环的校形方法， 包括设计制作一个与封严组件基体3内环相匹配的用于热胀校形封严组 件基体内环的工装件4，所述封严组件基体的材料为MSRR6503，在650℃ 下材料的线热膨胀系数α2为12.0×10-6/℃，所述工装件的材料为奥氏体 不锈钢1Cr18Ni9Ti，在650℃下材料的线热膨胀系数α1为18.4×10-6/℃， 工装件的直径按照下述公式确定

R₁=R₂*α₁/α₂

公式中R₁为工装件的半径，R₂为封严组件基体内环设计半径，α₁为工装 件在热处理温度下的材料热膨胀系数，α₂为封严组件基体的材料在热处 理温度下热膨胀系数。将工装件安置在封严组件基体内环中一同置入退 火设备内，在于650℃下对封严组件退火热处理过程中，由于工装件4的 热膨胀尺寸大于封严组件基体3的热膨胀尺寸，从而实现对封严组件基 体内环变形的校形。退火热处理结束后从退火设备取出封严组件，冷却 后从封严组件基体内环退出工装件，即完成对封严组件基体内环变形的 校形。