飞机发动机管状支架整体焊接方法及飞机发动机管状支架技术

本发明专利技术涉及一种飞机发动机管状支架整体焊接方法及飞机发动机管状支架，该焊接方法为：将两根及以上支架管焊接在一起时，在支架管之间的角接处布置有支架接头，同时在支架接头朝向各根支架管的位置设有插接座；焊接时，将支架管的角接端一一对应地插接在插接座内后焊接一起。通过该焊接方法即可将管材应用于制作飞机发动机支架，同时解决现有飞机发动机支架焊接工艺中支架管之间角接处存在盲区的问题，无需反复检测和焊接，大大提高了整体飞机发动机支架的焊接强度，牢固性好，而且焊接操作容易、效率高，加工尺寸精确。

Integral welding method of tubular support for aircraft engine and tubular support of aircraft engine

The invention relates to a method and an aircraft engine tubular support aircraft engine tubular scaffold overall welding, the welding method comprises two or more than two support tubes are welded together, support joint arrangement in the angle between the stent, while each bracket joint toward the stent is provided with a socket welding; and the bracket tube fillet end corresponding inserted in the socket after welding. Through the welding method can be used in the production of aircraft engine pipe bracket, and solve the existing aircraft engine support bracket in the pipe welding process between the angle joint of the existence of the problem, without the need for repeated testing and welding, greatly improving the whole aircraft engine bracket welding strength, good firmness, easy operation, high efficiency and welding the precise size, processing.

【技术实现步骤摘要】
飞机发动机管状支架整体焊接方法及飞机发动机管状支架
本专利技术属于飞机生产加工
，特别涉及一种飞机发动机管状支架整体焊接方法和飞机发动机管状支架。
技术介绍
在飞机生产中对发动机支架的强度要求非常高，绝对不允许有漏焊的情况存在。目前，现有飞机发动机支架生产加工工艺都是将若干根支架直接焊接而成，但由于现有管管焊接工艺常常在角接处存在焊接盲区的问题，即两根支架管之间的夹缝中因焊枪伸不进去而无法焊接，特别是在焊接大型复杂发动支架时不可避免存在支架管的角接焊接；因此，限制了具有重量轻、强度高先天优势的管材应用在飞机发动机支架上。
技术实现思路
为解决现有技术中存在的上述问题，本专利技术提供了一种可将管材应用于制作飞机发动机支架，同时解决现有飞机发动机支架的焊接工艺中支架管之间角接处存在盲区的问题，无需反复检测和焊接，焊接强度高，牢固性好，且焊接操作容易、效率高，加工尺寸精确的飞机发动机管状支架整体焊接方法，以及采用该焊接方法加工而成的飞机发动机管状支架。为解决上述技术问题，本专利技术采用如下技术方案：一种飞机发动机管状支架整体焊接方法，将两根及以上支架管焊接在一起时，在支架管之间的角接处布置有支架接头，同时在支架接头朝向各根支架管的位置设有插接座；焊接时，将支架管的角接端一一对应地插接在插接座内后焊接一起。进一步地，所述“将支架管的角接端一一对应地插接在插接座内后焊接一起”具体包括：预装配，将所需成型支架管的角接端与对应支架接头的插接座插接一起；定位焊，采用手工氩弧焊在支架管的角接端与对应支架接头的插接座的插接处进行点式定位焊接；正式焊，采用手工氩弧焊在支架管的角接端与对应支架接头的插接座的插接处进行全部焊满、固定；退火处理，将焊满固定成型的发动机支架整体放入高温加热炉内缓慢加热、并保持足够时间后，慢慢冷却至室温，以消除焊接件焊接过程形成的内应力。进一步地，在预装配时，支架管与支架接头的插接座孔口间隙小于等于0.5mm；在定位焊时，定位焊需焊透角顶，且不得在尖角和急剧过渡处进行定位焊，定位焊尺寸保证能被正式焊熔化并覆盖。进一步地，在预装配之前和在退火处理后分别进行焊前吹砂处理和焊后吹砂处理，采用直径为0.2～0.3mm的二氧化硅砂粒或直径为0.1～0.3mm的石榴石砂粒对支架管的角接端和支架接头的插接座、焊满处进行吹砂处理。进一步地，在退火处理后与焊后吹砂处理前，还进行采用淬火和回火方式对退火处理后的发动机支架整体进行调质热处理，提高支架管与支架接头的焊接强度和硬度。一种飞机发动机管状支架，包括有若干根支架管和若干支架接头，所述支架接头朝向对应支架管的位置设有插接座，所述若干根支架管的角接端一一对应地插接在相应支架接头的插接座内、焊接固定。进一步地，所述插接座与支架接头一体成型。本专利技术的有益效果是：本专利技术通过上述技术方案，即可将管材应用于制作飞机发动机支架，同时解决现有飞机发动机支架的焊接工艺中支架管之间角接处存在盲区的问题，无需反复检测和焊接，大大提高了整体飞机发动机支架的焊接强度，牢固性好，而且焊接操作容易、效率高，加工尺寸精确。附图说明图1是本专利技术所述飞机发动机管状支架整体焊接方法实施例的流程示意图；图2是采用本专利技术所述飞机发动机管状支架整体焊接方法的飞机发动机管状支架实施例的结构示意图。具体实施方式为了使本专利技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本专利技术进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。如图1和2所示：本专利技术实施例提供了一种飞机发动机管状支架，包括有若干根支架管和若干支架接头，所述支架接头朝向对应支架管的位置设有插接座，所述若干根支架管的角接端一一对应地插接在相应支架接头的插接座内、焊接固定。其中，所述插接座与支架接头一体成型。本专利技术实施例所述的飞机发动机管状支架整体焊接方法，在待焊接一起的两根以上支架管1之间的角接处焊接有支架接头2，同时在支架接头2朝向各根支架管1的位置设有插接座3；焊接时，将支架管1的角接端一一对应地插接在插接座3内后焊接一起。其中，所述“将支架管1的角接端一一对应地插接在插接座3内后焊接一起”具体可以包括：步骤A.预装配，将所需成型支架管1的角接端与对应支架接头2的插接座3插接一起；其中在预装配时，支架管1与支架接头2的插接座3孔口间隙小于等于0.5mm。步骤B.定位焊，采用手工氩弧焊在支架管1的角接端与对应支架接头2的插接座3的插接处进行点式定位焊接；其中在定位焊时，定位焊需焊透角顶，且不得在尖角和急剧过渡处进行定位焊，定位焊尺寸保证能被正式焊熔化并覆盖。步骤C.正式焊，采用手工氩弧焊在支架管1的角接端与对应支架接头2的插接座3的插接处进行全部焊满、固定。步骤D.退火处理，将焊满固定成型的发动机支架整体放入高温加热炉内缓慢加热、并保持足够时间后，慢慢冷却至室温，以消除焊接件焊接过程形成的内应力。这样，通过本专利技术所述焊接方法即可将管材应用于制作飞机发动机支架，同时解决现有飞机发动机支架的焊接工艺中支架管1之间角接处存在盲区的问题，无需反复检测和焊接，大大提高了整体飞机发动机支架的焊接强度，牢固性好，而且焊接操作容易、效率高，加工尺寸精确。另外，在预装配之前和在退火处理后分别进行步骤E.焊前吹砂处理和步骤F.焊后吹砂处理；其中步骤E.焊前吹砂处理为采用直径为0.2～0.3mm的二氧化硅砂粒或直径为0.1～0.3mm的石榴石砂粒对支架管的角接端和支架接头的插接座进行吹砂处理，以清除待焊接表面的锈蚀、油脂等污物；步骤F.焊后吹砂处理为采用直径为0.2～0.3mm的二氧化硅砂粒或直径为0.1～0.3mm的石榴石砂粒对支架管和支架接头焊满处进行吹砂处理，以清除焊满处表面的焊渣等污物。这样，即可提高焊效果，焊接牢固性能更佳。此外，在退火处理后与焊后吹砂处理前，还进行采用淬火和回火方式对退火处理后的发动机支架整体进行步骤G.调质热处理，有效提高支架管与支架接头的焊接强度和硬度。以上所述是本专利技术的优选实施方式，应当指出，对于本
的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰,这些改进和润饰也视为本专利技术的保护范围。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞机发动机管状支架整体焊接方法，其特征在于：将两根及以上支架管焊接在一起时，在支架管之间的角接处布置有支架接头，同时在支架接头朝向各根支架管的位置设有插接座；焊接时，将支架管的角接端一一对应地插接在插接座内后焊接一起。

【技术特征摘要】
1.一种飞机发动机管状支架整体焊接方法，其特征在于：将两根及以上支架管焊接在一起时，在支架管之间的角接处布置有支架接头，同时在支架接头朝向各根支架管的位置设有插接座；焊接时，将支架管的角接端一一对应地插接在插接座内后焊接一起。2.根据权利要求1所述飞机发动机管状支架整体焊接方法，其特征在于：所述“将支架管的角接端一一对应地插接在插接座内后焊接一起”具体包括：预装配，将所需成型支架管的角接端与对应支架接头的插接座插接在一起；定位焊，采用手工氩弧焊在支架管的角接端与对应支架接头的插接座的插接处进行点式定位焊接；正式焊，采用手工氩弧焊在支架管的角接端与对应支架接头的插接座的插接处进行全部焊满、固定；退火处理，将焊满固定成型的发动机支架整体放入高温加热炉内缓慢加热、并保持足够时间后，慢慢冷却至室温，以消除焊接件焊接过程形成的内应力。3.根据权利要求2所述飞机发动机管状支架整体焊接方法，其特征在于：在预装配时，支架管与支架接头的插接座孔口间隙小于等于0....

【专利技术属性】
技术研发人员：邓文波，罗鹏，冯万喜，姜春玉，张江科，习小斌，回艳，
申请(专利权)人：中航通飞华南飞机工业有限公司，
类型：发明
国别省市：广东,44