[发明专利]航空发动机用连接件的加工方法

说明书

技术领域：

本发明涉及一种连接件的加工工艺，具体设计一种航空发动机用连接件的加工方法。

背景技术：

发动机的各个部分都是通过小零件才连接成为一个整体，小零件的可靠性直接关系到正太发动机的使用寿命、性能及安全性，随着现代歼击机的使用发展，发动机的工作条件变得更加恶劣，大多数小零件都工作在高温高压环境下，除了选材本身有一定的要求外，在加工过程中航空连接件首先要解决的是头部成型过程中金属流线的问题，一般在生产过程中，由于材料的变形导致金属流线的方向一致性不同，就能引起机械性能的不同，这对于航空连接件是致命的缺陷，因为金属流线在变形中产生断裂就会影响了整个产品的机械性能。通常的连接件在加工的过程中首先要进行热加工成型，材料在进行加热时，金相结构会发生变化，而且头部变形的力度加大，这样更容易产生金属流线的断裂和出现金属流线的纹理交错。致使其在使用过程中容易发生流线的断裂。

发明内容：

本发明的目的是针对上述存在的问题提供一种航空发动机用连接件的加工方法，避免连接件在成型的过程中发生金属流线的断裂和金属流线的纹理交错，保证航空发动机的安全性，延长航空发动机的使用寿命。

上述的目的通过以下的技术方案实现：

航空发动机用连接件的加工方法，该方法包括如下步骤：

（1）对坯料进行冷加工，一次冷加工先保证连接部分螺纹和杆部尺寸达到设计尺寸的40%，二次冷加工保证连接部分螺纹和杆部尺寸达到设计尺寸85%；

（2）将冷加工后的材料加热到750℃—780℃，通入氩气保护，进行一次热成型；

（3）继续加热到1200℃—1250℃，通入氩气保护，进行二次热成型；

（4）二次热成型后在保温箱中进行缓慢冷却到室温；

（5）进行表面机械强化和防腐处理。

所述的航空发动机用连接件的加工方法，步骤（4）中所述的在保温箱中进行缓慢冷却到室温是指从1200℃—1250℃缓慢冷却到室温的时间不少于3小时。

所述的航空发动机用连接件的加工方法，步骤（5）中所述的进行表面机械强化和防腐处理是指先对连接件进行抛丸处理，然后再进行表面发黑处理。

有益效果：

本发明首先采用冷加工，由于因冷加工没有温度变化，材料的金相组织没有发生根本的改变，分子结构还和原材料的排列顺序一致的。这样初步预成型的产品金属流线和原材料的金属流线一致。并且经过两次冷加工以后连接部分螺纹和杆部尺寸达到设计尺寸85%，热加工的变形量将会缩小，在热成型的过程中，经过多次试验，本发明采用前期进行预加热到750℃—780 ℃，使材料在相变温度临界点不产生相变，并追加气氛保护，进行一次成型，同时继续给材料加热，通入更多的保护气氛，加热到1200℃-1250 ℃时，进行二次成型，成型后的产品，需保存在一恒温箱里，让产品自然冷却，这样既保证了产品热变形量很小，又保证金属相变过程分子结构还原到原来的排列顺序，保证了头部的金属流线和原来一致，没有流线的断裂。

具体实施方式：

实施例1：

航空发动机用连接件的加工方法，该方法包括如下步骤：

（1）对坯料进行冷加工，一次冷加工先保证连接部分螺纹和杆部尺寸达到设计尺寸的40%，二次冷加工保证连接部分螺纹和杆部尺寸达到设计尺寸85%；

（2）将冷加工后的材料加热到780℃，通入氩气保护，进行一次热成型；

（3）继续加热到1250℃，通入氩气保护，进行二次热成型；

（4）二次热成型后在保温箱中进行缓慢冷却到室温；

（5）进行表面机械强化和防腐处理。

所述的航空发动机用连接件的加工方法，步骤（4）中所述的在保温箱中进行缓慢冷却到室温是指从1250℃缓慢冷却到室温的时间不少于3小时。

所述的航空发动机用连接件的加工方法，步骤（5）中所述的进行表面机械强化和防腐处理是指先对连接件进行抛丸处理，然后再进行表面发黑处理。

实施例2：

本实施例与实施例1的不同之处在于一次热成型的温度采用750℃。

实施例3：

本实施例与实施例1或者实施例2的不同之处在于二次热成型的温度为1200℃。

实施例4：

本实施例与实施例1的不同之处在于一次热成型的温度采用730℃。

实施例5：

本实施例与实施例1或者实施例2的不同之处在于二次热成型的温度为1220℃。

以上仅是本发明的最佳实施例，本发明的方法包括但不限于上述实施例所公开的技术方案。本发明的未尽事宜，属于本领域技术人员的公知常识。