航空發動機進氣機匣焊接組件焊接變形控制技術

陳爭新

摘要：進氣機匣焊接組件是我國某新型航空發動機中的關鍵承力零件，由內機匣、外機匣和支板等零件焊接而成。焊接制造和焊接修復過程中產生的焊接變形問題，已成為制約零件正常使用的瓶頸難題。本文通過優化焊接參數、細化焊接過程控制、改進焊接夾具、借助熱處理校形、采用局部修復和熱處理技術等方法，突破了零件研制瓶頸，大幅降低零件焊接變形，實現了對進氣機匣組件焊接變形的控制。本文對航空發動機復雜焊接機匣典型加工工藝進行研究和推廣，為類似結構零件的焊接及變形控制提供了參考和借鑒，對提升復雜焊接機匣加工制造能力起著積極作用。

關鍵詞：進氣機匣;電子束焊接;熱處理校形;局部修復;變形控制

中圖分類號：TG404? ? ? 文獻標志碼：A? ? ? ? ?文章編號：1001-2003（2021）12-0056-07

DOI：10.7512/j.issn.1001-2303.2021.12.11

0? ? 前言

某進氣機匣焊接組件為我國某高性能發動機關鍵部件，材料為TC4鈦合金，由內機匣、支板、外機匣和支板頭等子件構成，如圖1所示。焊接組件大量采用高能束電子焊實現連接，大部分子件尺寸已加工到位，因而組件焊接后機械加工余量少。

TC4鈦合金屬于導熱較差的合金，焊縫及熱影響區在熱源作用下因受熱和冷卻速度不同會產生熱應力，焊后在焊縫內部存在較大的殘余應力，導致零件產生變形。變形可通過優化工藝、焊接工裝和熱處理進行控制。此外，零件結構中焊縫數量減少對控制變形效果明顯。

改進后的進氣機匣如圖2所示，采用內機匣、支板和支板頭擴散焊結構一體化結構，僅保留機匣與支板之間的電子束焊縫。新方案中一體化支板結構設計減少了焊縫數量，降低了焊接變形，但改進后的進氣機匣支板與外機匣仍存在數量較多的焊縫，導致變形趨勢大，仍需要進行零件焊接變形控制方面研究。

此外，進氣機匣為發動機重要承力部件，由于機匣壁厚小（一般2.0 mm），服役過程中在發動機載荷和風扇一級轉子激振作用下易產生疲勞裂紋[1]，這些裂紋需要通過焊接工藝進行修復，因此也有必要對修復過程中的變形控制進行研究，以確保修復后零件能滿足后續使用要求。

針對上述問題，文中主要對進氣機匣焊接過程中的變形控制方法進行研究，同時提出一種適用于對服役后零件缺陷的局部修復方法，可大幅減少零件修復過程中的變形。該研究對相似結構零件的焊接變形控制提供了參考，具有一定的推廣價值。

1 結構改進前的進氣機匣變形問題分析

改進前的進氣機匣焊接組件焊接位置及方法示意如圖3所示，支板與外機匣和內機匣分別采用電子束焊和氬弧焊。

存在的問題如下：

（1）進氣機匣內、外機匣焊接變形大，導致內機匣平面度、內機匣與外機匣的軸向高度尺寸嚴重超差。如圖3所示，組件圖紙軸向尺寸1理論應為76±0.15 mm，實際為73.1～75.4 mm，技術條件要求J1 理論為0.3實際達到2.3，上述實際尺寸與技術條件超差嚴重，導致零件無法進行后續機械加工。

（2）進氣機匣焊接后，內機匣和外機匣發生角向相對變形，導致支板與外機匣連接部位實際位置與理論位置出現較大位置錯移，如圖4所示。

進氣機匣焊接組件在支板排氣側需加工圓弧R槽以滿足進氣可調導葉安裝。組件焊接后內機匣支板與外機匣連接部位實際位置與理論位置出現較大位置錯移，導致支板焊接后實際值與理論值夾角出現偏差（見圖4），此時加工支板進氣側R槽時出現左右余量不均，如圖5所示，無法安裝至R槽中間位置，當這種分布不一致現象進一步惡化時，可能會導致可調導葉無法正常工作，嚴重影響發動機工作性能。

2 零件加工過程中焊接變形的控制

2.1 主要思路

進氣機匣焊接組件焊接變形控制技術研究主要從零件焊接過程控制、焊接結構和焊后熱處理控制三方面進行研究。

進氣機匣焊接組件材料為TC4鈦合金，鈦合金焊接受熱后會發生較大變形，且這種變形很難在零件冷卻后進行校正，因而需優化焊接參數，強化焊接過程控制，減少焊接過程中熱輸入以焊接變形。焊接夾具是預防焊接變形主要途徑之一，必須對零件焊接過程中的焊接夾具裝夾和定位重新進行梳理，從而更有效地約束焊接過程中的變形。

進氣機匣新方案中一體化支板結構設計雖減少了焊縫數量，但支板與外機匣焊縫較多導致變形趨勢大，可在焊接過程對支板、外機匣臨近焊縫區域進行約束，并通過焊后熱處理控制和校正變形。

2.2 主要內容

2.2.1 降低焊接熱輸入，減少零件焊接變形

進氣機匣焊接組件支板和外機匣（見圖3）采用真空電子束焊進行連接，焊接部位焊縫厚2.0 mm。

焊接設備為德國SST公司生產的KS150-G150KM規格真空電子束焊機，設備加速電壓范圍70～150 kV，焊接電流0～100 mA，電子束焊機真空室尺寸為15 m3。

通過開展試件和模擬件焊接工藝鑒定，獲取了加速電壓為150 kV的電子束焊接參數（見表1中參數1），并完成了首臺進氣機匣焊接。采用參數1獲得的焊縫正面存在較深咬邊（見圖6a），最大深度超過0.4 mm，咬邊深度尺寸無法滿足驗收標準要求（≤0.16 mm）[2]。為了消除咬邊缺陷，需在正式焊后額外采用小功率電子束焊對咬邊處修飾焊，修飾焊能量為正式焊能量的35%。線能量q=UI/V，q1=（150×12）/16=112.5 J/mm，正式焊與修飾焊總和為151.875 J/mm，q2= （70×25）/16=109.375 J/mm。

通過TC4試塊進行參數試驗，得到抗拉強度：956 MPa，屈服強度870 MPa，斷后伸長率17%。進而在第二臺組件上進行施焊。

第二臺組件采用參數2進行施焊后，保持焊接速度不變，減小加速電壓（加速電壓70 kV，減少電子束穿透蝕熔，防止燒穿葉片）、增大掃描寬度（1.4 mm）、減少熱輸入，支板與外殼體咬邊完全消失，零件外觀合格率為100%，焊縫外觀滿足驗收要求，無需再進行修飾焊。咬邊變化情況如圖6b所示，焊縫正面寬度3.0～3.5 mm，熔深2.0 mm，咬邊0，余高0.5 mm。

2.2.2 細化過程控制，減少焊接過程變形

結構改進前的進氣機匣焊接組件（一代焊接組件）中支板與內機匣采用氬弧焊進行連接，氬弧焊接頭為厚度不均的對接接頭結構。由于零件結構為倒三角空心有腔體類結構，最薄處壁厚僅約1.5 mm，轉接處壁厚約5～6 mm。

TC4鈦合金零件在焊接完成后較短時間內處于緩慢冷卻過程中，降溫階段的零件仍會發生變形。如果此時將零件從約束焊接夾具上直接取出，殘余溫度將導致組件在冷卻中產生變形。為了消除冷卻不同步帶來的焊接變形，完成焊接的零件應在夾具上進行約束，并繼續通氬氣或壓縮空氣強制焊縫及其附近區域冷卻至50 ℃以下后，再將零件從夾具中取出[5]。根據該理論，進氣機匣支板和內機匣在氬弧焊接完成后，按照工藝要求將零件置于夾具上充分冷卻，室溫自然冷卻15 min或采取制冷措施加速冷卻至50 ℃（二種任選其一）以后，方能將零件與約束夾具分離。

通過將組件焊接后零件充分進行冷卻的方法，可最大限度減少零件因冷卻不充分造成的變形。

2.2.3 改進焊接工裝，約束焊接過程中變形

進氣機匣零件焊接過程中各部位變形趨勢如圖7中“↓↓”所示，這種變形趨勢將使零件內環與外殼體產生較大軸向變形。焊接首件進氣機匣焊縫Ⅰ、Ⅱ過程中僅采用了如圖8所示的夾具控制零件軸向變形，在零件翻面后焊接焊縫Ⅰ時，因焊接工作量較少（焊縫長度約5 mm），未使用焊接夾具約束，這一過程中零件內環與外機匣之間處于自由狀態，焊接過程仍有可能發生較大焊接變形。

為消除焊縫Ⅰ翻面焊接時變形，新增了焊接夾具，其結構如圖9所示，可實現對翻面焊接焊縫Ⅰ時組件內環和外殼體相對高度差和端面平面度控制。在使用新夾具焊接焊縫Ⅰ、Ⅱ過程中，多次對零件內環和外殼體高度尺寸差和內環平面度進行測量，確保焊接過程中這些重要尺寸被監控。

內機匣和外機匣發生角向相對變形可通過在夾具上新增角向銷進行控制。并在原有焊接夾具基礎上增加對支板兩側的剛性約束機構，約束焊縫Ⅰ、Ⅱ的焊接變形，新增的支板約束結構如圖10所示。在電子束焊和氬弧焊過程，由于組件內機匣—支板—外機匣都進行了有效約束，因而零件角變形將降低到最小。

通過使用新的焊接夾具并對現有焊接夾具結構進行更改，使得焊接夾具能夠更為有效地約束電子束焊和氬弧焊過程中產生的焊接變形，減少焊接過程中進氣機匣組件軸向、角向和外機匣等變形。

2.2.4 焊后熱處理過程中約束和校正零件變形

進氣機匣焊接組件在所有子件焊接連接完成后，需要對組件進行去應力退火熱處理，熱處理溫度600 ℃，時間4 h。通常的約束方法是在零件上下端面放置石墨盤，用于控制零件變形。本組件在熱處理消應力過程中，由于零件本身剛性差、焊接應力大，采用上述方法（自由狀態下）熱處理去應力零件可能會發生較大變形，內機匣同時會在重力下發生向下變形（見圖11），且這種去應力過程中發生的變形在零件出爐冷卻下無法恢復。

熱處理過程中對零件進行剛性約束是較為有效的控制熱處理變形方法，但約束夾具材料在熱處理溫度范圍的線膨脹系數如果與零件材料膨脹系數差異較大，非但起不到約束效果，反而容易導致零件被漲變形甚至報廢。

相關資料表明，1Cr11Ni2W2MoV在20～600 ℃時線膨脹系數與零件材料的最為接近。經過計算，兩者線膨脹系數差值在0.1 mm以內，故1Cr11Ni2W2MoV可作為約束夾具材料在熱處理過程中約束零件使用。進氣機匣熱處理校形時零件按圖12所示進行安裝：將進氣機匣組件放置到夾具上，保證內機匣內圓進入到夾具內環支撐，內機匣支撐銷進入內機匣角向孔;將壓緊蓋板壓緊，此時內機匣被固定;保證零件外機匣外圓進入外環支撐，外環支撐上角向銷進入外機匣角向孔。調節支板垂直支撐，保證它與支板下部接觸;調節支板兩側支撐，確保兩側支撐與支板兩側接觸;將零件和夾具一起進行熱處理[7];零件冷卻至室溫后才能將其從熱處理夾具上分解下來。

熱處理配合校正工裝，不僅可以預防熱處理過程中零件焊接變形，還能對已經發生焊接變形的零件進行校形。已有校形案例效果數據如下：校形后內機匣和外機匣角向位置與理論角向偏差由1.5°減少至0.3°，內機匣和外機匣高度差與理論位置偏差由3.0 mm降至0.3 mm，校正效果明顯。

2.2.5 針對新結構進氣機匣焊接變形控制方案

后續經過優化，進氣機匣支板葉身為空腔帶筋結構（如圖2方框所示），通過將支板葉身分別與內機匣和支板頭進行焊接的結構優化為上、下兩層的擴散焊結構，將單臺進氣機匣焊縫數量減少超過30條，因此焊接變形趨勢大幅減小。雖然此結構升級，但焊接變形控制仍是難點。

新方案進氣機匣中支板采用擴散焊一體化加工方案，保留了支板與外機匣真空電子束焊接，支板與外機匣需進行17處焊接（單個支板焊接長度約300 mm）。由于焊縫數量多，產生的較大焊接應力導致外機匣流道由原來的的圓弧結構變形為平直結構，不滿足設計要求。為減少支板在電子束焊接過程中的變形，焊接夾具與外機匣內壁接觸位置上預制頂塊，如圖13所示，頂塊放置在零件上后與外機匣緊貼并緊固于夾具底座上，防止支板與進氣機匣焊接過程中的外機匣變形。

焊接后重復裝夾零件會發生約束卸載導致的應力釋放變形，此時零件卸載后無法復裝于焊接夾具或熱處理夾具上，因而將焊接和熱處理合并為同一套工裝。零件完成電子束焊接后不再從夾具上取下，直接進行后續熱處理消除焊接應力，熱處理制度與改進前進氣機匣一致。熱處理過程中通過頂塊的約束作用，如圖14所示，對焊接中的變形進行約束、校正和穩定。

3 零件修理過程中焊接變形的控制

進氣機匣外機匣裂紋可采用激光焊和氬弧焊進行局部修復，修復后部位必須進行熱處理以消除修復過程中的焊接應力。

針對該結構零件修復，采用一套既可局部熱處理又能氬弧焊補焊的設備來修復和局部熱處理[8]。進氣機匣模擬件修復使用設備型號為ZCY-1800，包括真空室、通過管道與真空室連接的真空泵組和氬氣進口，真空爐內設有安裝工件的設備花盤，真空室壁上設有用于氬弧焊操作的操作窗口;此外還安裝了局部熱處理加熱源、熱電偶和氬弧焊槍，可進行局部熱處理零件規格最大為φ1 800 mm。

氬弧焊修復：首先清理待焊區域，封閉設備真空室抽真空至低于1 Pa，對真空室充氬氣至微正壓，氬氣純度優于99.995%，保證此時整個零件處于純氬氣氣氛保護下;接著通過真空室壁上的氬弧焊操作窗口實現對缺陷區域的氬弧焊修復操作，修復操作使用TC4填充材料，使用電流最大45 A;缺陷修復完成后待零件冷卻至室溫后方可打開真空室門并將零件取出。

局部熱處理[9]：零件清理干凈后按圖15所示裝夾，安放熱電偶，其中在待熱處理區域中部放置控溫電偶和超溫報警電偶，在局部熱處理區域兩端放置負載電偶，在遠離待熱處理區域放置監控電偶（監控非熱處理區域溫度）。熱電偶與工件焊接在一起，連接處備有充足的加工去除量。接著放置并固定加熱源，加熱源由加熱電阻絲和陶瓷片編織而成，加熱源在放置時應盡量保證中部區域與待熱處理區域貼合，確保熱處理時待處理區域溫度均勻。封閉設備真空室抽真空至低于1 Pa，將真空室充氬氣至微正壓，完成對真空室內空氣的置換，再次將真空室內抽真空至低于1 Pa，再次充氬氣至微正壓，通過兩次置換將真空室內空氣進行排除，保證熱處理時零件被較高純度的氬氣保護不發生氧化，使用的氬氣純度應優于99.995%。局部熱處理制度為：600 ℃，保溫時間4 h;熱處理結束后，待零件冷卻至室溫再從真空室取出。

返修結果：進氣機匣模擬件在按照上述方法進行修復后變形不超過0.30 mm，由于加熱僅在支板局部區域，對機匣其他非修復區域沒有熱影響，非修復區域精加工的表面尺寸在局部熱處理后未發生變化。本研究在實現焊接修復的同時，采用局部熱處理消除了局部焊接應力，同時確保了其他區域不會因熱處理導致變形。

4 結論

文中對進氣機匣焊接組件（TC4材質）焊接變形控制方法進行闡述，得到結論如下：

（1）采用加速電壓降低至70 kV的參數2（加速電壓70 kV，焊接電流25 mA，焊接速度16 mm/s，掃描寬度1.4 mm，聚焦電流1 950 mA），改善了焊縫外觀成形，顯著降低焊縫熱輸入，減少零件焊接變形。

（2）焊接過程完成后將零件置于夾具上充分冷卻，室溫自然冷卻15 min或采取制冷措施加速冷卻至50 ℃以后將零件與約束夾具分離，消除了TC4鈦合金零件熱狀態時導致的零件變形。

（3）通過改進焊接夾具并對原有夾具進行優化，控制內環與外殼體相對高度差和端面平面度，增加支板兩側剛性約束，角向銷位置限定等措施，實現焊接過程可靠的剛性約束，可有效限制零件在焊接過程中焊接變形。

（4）選擇熱膨脹系數接近材料制造熱處理約束夾具，通過對熱處理過程中的零件進行約束校形，可達到對熱處理過程中零件變形約束及校形目的。

（5）局部修復和局部熱處理技術可應用于進氣機匣服役后缺陷修復，可顯著減少零件修復過程中變形，可應用于對修復過程中變形控制。

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