飞机机体表面维护窗口整体化制造方法技术

本发明专利技术提供了飞机机体表面维护窗口整体化制造方法，属于金属材料机械加工技术领域。利用超塑成形/扩散连接技术进行加工，实现同种金属材料大面积物理连接，代替原有铆接、点焊等点连接结构，从而整体提高结构刚性以及承载能力，无需二次装配定位，成形精度可控，下陷深度尺寸稳定；使用该方法成形蒙皮口框结构自由度高，无弯边方向限制、布局位置限制，也能够提升结构整体疲劳使用性能。提升结构整体疲劳使用性能。提升结构整体疲劳使用性能。

【技术实现步骤摘要】
飞机机体表面维护窗口整体化制造方法


[0001]本专利技术涉及一种金属板材整体化连接方法，属于金属材料机械加工
，尤其是金属材料塑性成形


技术介绍

[0002]飞机是一种具有独立运行能力的复杂机械结构，为实现通信导航、机动飞行、燃料供应、生命保障等功能，需要有复杂系统功能进行支撑。这使得飞机内部具有复杂的系统结构，例如航电系统、液压系统、燃油系统、环控系统等等，在内部结构系统上安装并行使特定功能。为保证飞机气动外形流畅、机身曲面连续，能够满足气动设计要求，同时能够便于日常内部检修维护，机体表面预留有各式轮廓特征的开口，用于内部系统的维修更换，需要大量使用口盖、窗口连接结构，通过装配形成活动部件。
[0003]以第三代战斗机机体结构为例，目前最为常用的口盖装配方式主要是直接铆接，即在机体表面需要开口进行内部维护操作的位置，蒙皮对应成形出下陷，其轮廓通常为圆形、长圆形或者四周圆角的方形，在下陷轮廓内部等距偏移25
㎜
～35
㎜
切除实体孔，口盖轮廓即为下陷轮廓，通过下陷内部25
㎜
～35
㎜
板料与口盖形成搭接结构，采用单排或者交错双排标准件进行连接。此种装配结构较为简易成熟，能够满足小型维护窗口的使用需求，但是受结构承载能力影响，窗口尺寸不能过大，蒙皮悬臂边缘无法承受大型口盖载荷，同时蒙皮表面下陷必须与蒙皮同时成形，其冲压方向受限造成蒙皮成形难度增加，蒙皮轮廓分割设计时还必须考虑窗口结构居中，对于复杂气动外形飞机来说约束性强。<br/>[0004]增加内层口框结构可以提高搭接部位刚性及连接效果，目前可实用的高刚性蒙皮口框连接方式主要为铆钉铆接、点焊连接，其中铆接方式最为普遍。使用铆钉标准件进行蒙皮口框连接操作时，需要预先制孔，实际上形成了结构损伤，且铆钉头容易突出机体表面，在采用焊接技术进行双层板料连接时，蒙皮外表面容易产生电极压痕过深现象，尤其在复杂曲面部位，蒙皮和口框铆接和点焊连接均存在技术限制，难以满足四代机机体表面高质量要求，需要探索其他创新连接工艺手段。

技术实现思路

[0005]为了克服上述技术问题，本专利技术提供一种新型工艺方法，利用超塑成形/扩散连接技术进行加工，实现同种金属材料大面积物理连接，代替原有铆接、点焊等点连接结构，从而整体提高结构刚性以及承载能力，无需二次装配定位，成形精度可控，下陷深度尺寸稳定；使用该方法成形蒙皮口框结构自由度高，无弯边方向限制、布局位置限制，也能够提升结构整体疲劳使用性能。
[0006]为了实现上述目的，本专利技术采用的技术方案如下：
[0007]飞机机体表面维护窗口整体化制造方法，步骤如下：
[0008]如图4所示，利用超塑成形/扩散连接工艺代替铆接、点焊连接方式，在一次工艺施工热循环过程，实现内层口框2与外层蒙皮1连接，同时成形出内层口框2下陷及翻边结构，
节省内层口框2与外层蒙皮1的铆接施工操作，避免二次装配定位误差，协调尺寸精度高；
[0009]由于蒙皮口框结构为不封闭开敞结构，为能够使用超塑成形/扩散连接方法制造，进行密封层工艺补加，新增衬板3，将内层口框2原材料变为外层蒙皮1与衬板3之间的夹层，外层蒙皮1与衬板3四周轮廓大小一致，通过氩弧焊封焊形成密封结构，可以承受真空负压也可以承受高压充入，具有超塑成形/扩散连接工艺实施的基础；
[0010]使用扩散连接工艺，利用金属表面在不足以引起塑性变形的压力和低于被连接工件熔点的温度条件下，相互接触面通过原子间相互固态扩散而形成冶金连接的方法；飞机机体金属材料一般选择为钛合金、铝合金等，以钛合金为例，由于其在高温下蠕变强度低，且具有溶解氧化物的能力，扩散焊接时也无需特殊的表面制备或过程控制，适宜采用真空或惰性气体保护下扩散连接，Al合金、Ni基高温合金和金属间化合物基合金等材料均可适用于扩散连接工艺；
[0011]使用扩散连接技术能够实现金属材料表面接触区域全型面连接，且有效物理连接面积能够达到95％以上，完全能够代替点连接方式，避免铆接过程制标准件底孔带来的孔位偏差、钉头缺陷等风险，也避免了点焊工艺产生的夹层内部飞溅、外表面压痕过深等缺陷风险，得到连接区表面光滑、无任何结构质量损失，连接效果牢固，同时还可以与蒙皮结构连为一体，增加整体结构刚性；
[0012]由于扩散连接效果良好，工艺施工完成后相当于双层整体材料，在要求同样连接强度情况下，还可以减小内层口框与外层蒙皮搭接面积，从而内层口框2可以缩小轮廓大小或者整体选材进行减薄，最终可以达到无需标准件连接施工，实现机体结构整体减重效益；
[0013]使用超塑成形技术成形内层口框2下陷及翻边，如图3所示，上模A为基本平面，下模B为工艺辅助深腔，利用夹层中间涂覆的止焊剂使得高温状态金属板材表面不接触从而分层不连接，通过气路将高压气体充入，在气体压力作用下，可保持外层蒙皮1持续贴合上模A保持不动，内层口框2与衬板3同时向下充满下模B凹模腔，腔底部设计有出气孔(Φ2
㎜
)，利用内外压力差将腔内气体排净，从而成形出整体凸台形状，即得到内层口框2成形翻边；利用超塑成形工艺金属板材成形极限相对较高，可成形出翻边高度高于室温普通冲压成形方式，得到结构刚性有所提升；零件金属材料在超塑性状态下可以自由流动，几乎可以成形出任意形状，且可以同时成形多处翻边特征，尤其适合下陷轮廓特征为锯齿化隐身结构的口盖、口框装配，如图5所示；
[0014]由于超塑成形/扩散连接工艺是在高温状态进行成形，在此状态下金属材料具有非常高的塑性，变形抗力很低以及几乎没有回弹和动态应变的静态储存效应，因此可在一个热循环成形出精度高、性能和表面质量好的特征，口框下陷深度尺寸、翻边孔径尺寸制造精度均可控；
[0015]超塑成形/扩散连接工艺成形模具原理主要是利用气压代替刚性凸模对板料试压，使之向凹模运动最后贴合，属于半模成形方法，与传统凸凹模耦合成形结构相比，不存在型面咬合过程，材料成形时流动摩擦力较小，对工装凹模没有损耗，所以依靠刚形模具成形出来的尺寸特征稳定，利于实现批量成形加工；
[0016]如图1所示，在3层板料之间有目的性涂覆止焊剂，通过止焊剂涂覆区域控制来区分扩散区域、超塑区域内层口框2下陷及翻边部位需要分层形成空腔，其对应在外层蒙皮1投影面积内均需涂覆止焊剂，由于衬板3为工艺辅助补充材料，并不构成最终零件结构，故
在其表面全部涂覆止焊剂，仅在内层口框2内孔周圈边缘保留2～3
㎜
宽的金属区不涂覆止焊剂，用于衬板3向下模B凹模腔流动时带动内层口框2内孔材料一起参与翻边成形；内层口框2与外层蒙皮1之间在下陷最大轮廓区域内涂覆止焊剂，利于材料分层后，内层口框2向下陷部位成形；
[0017]如图1所示，内层口框2按照平板状态预定位，其最大轮廓即为最终装配后轮廓尺寸投影面积，采用超塑成形/扩散连接工艺进行加工时，将内层口框2原始平板料通过点焊定位方式固定在外层蒙皮1上，操作简易连接可靠，在此后成形过程中不会产生相本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.飞机机体表面维护窗口整体化制造方法，其特征在于，具体如下：利用超塑成形/扩散连接工艺代替铆接、点焊连接方式，在一次工艺施工热循环过程，实现内层口框(2)与外层蒙皮(1)连接，同时成形出内层口框(2)下陷及翻边结构；新增衬板(3)，将内层口框(2)原材料变为外层蒙皮(1)与衬板(3)之间的夹层，外层蒙皮(1)与衬板(3)四周轮廓大小一致，通过氩弧焊封焊形成密封结构，可以承受真空负压也可以承受高压充入，具有超塑成形/扩散连接工艺实施的基础；使用超塑成形技术成形内层口框(2)下陷及翻边，上模(A)为基本平面，下模(B)为工艺辅助深腔，利用夹层中间涂覆的止焊剂使得高温状态金属板材表面不接触从而分层不连接，通过气路将高压气体充入，在气体压力作用下，可保持外层蒙皮(1)持续贴合上模(A)保持不动，内层口框(2)与衬板(3)同时向下充满下模(B)凹模腔，腔底部设计有出气孔，利用内外压力差将腔内气体排净，从而成形出整体凸台形状，即得到内层口框(2)成形翻边；在3层板料之间有目的性涂覆止焊剂，通过止焊剂涂覆区域控制来区分扩散区域、超塑区域内层口框(2)下陷及翻边部位需要分层形成空腔，其对应在外层蒙皮(1)投影面积内均需涂覆止焊剂，由于衬板(3)为工艺辅助补充材料，并不构成最终零件结构，故在其表面全部涂覆止焊剂，仅在内层口框(2)内孔周圈边缘保留2～3
㎜
宽的金属区不涂覆止焊剂，用于衬板(3)向下模(B)凹模腔流动时带动内层口框(2)内孔材料一起参与翻边成形；内层口框(2)与外层蒙皮(1)之间在下陷最大轮廓区域内涂覆止焊剂，利于材料分层后，内层口框(2)向下陷部位成形；内层口框(2)按照平板状态预定位，其最大轮廓即为最终装配后轮廓尺寸投影面积，采用超塑成形/扩散连接工艺进行加工时，将内层口框(2)原始平板料通过点焊定位方式固定在外层蒙皮(1)上；为实现内层口框(2)、衬板(3)形成的内腔与外界连通，在外层蒙皮(1)与内层口框(2)之间设计通气槽，采用铣切方式，深度不超过0.2
㎜
，宽度不超过2
㎜
，再此气道表面涂覆止焊剂，避免扩散连接焊合不通气，可以在一次工艺过程进行抽真空扩散连接，再通入高压气体超塑成形；具体超塑成形/扩散连接工艺过程采用的是先扩散连接、再超塑成形，首先抽真空利用负压排净夹层中空气，在下模(B)通入高压气体，进行扩散连接，将内层口框(2)与外层蒙皮(1)相对位置固定，后续再向夹层中通入高压气体，不会造成相对位置偏移，一次升温后依次进行2步工艺加工后再降温。2.根据权利要求1所述的飞机机体表面维护窗口整体化制造方法，其特征在于，具体步骤如下：(1)制作内层口框(2)下料图形，按照三维数模将内层口框(2)外轮廓向外层蒙皮(1)表面法向投影，内轮廓按照翻边高度尺寸展开并增加2
㎜
～3
㎜
的余量，再向外层蒙皮(1)表面法向投影，得到环形轮廓形状，再进行曲面展开，最终得到内层口框(2)展开下料图形，按二维程序激光切割下料；(2)针对外层蒙皮(1)与内层口框(2)焊合区制作止焊剂涂覆区域样板，焊剂涂覆区域样板外轮廓按照内层口框(2)外轮廓向外层蒙皮(1)表面法向投影，即与内层口框(2)展开料轮廓大小相同，焊剂涂覆区域样板内轮廓按照下陷区域最大边缘向外层蒙皮(1)表面法向投影，得到环形轮廓形状，再进行曲面展开，最终得到焊剂涂覆区域样板区域图形，焊剂
涂覆区域样板按照外形边缘与外层蒙皮(1)展开毛料边缘形成定位关系；(3)外层蒙皮(1)、内层口框(2)在对应位置铣切加工气路通道，槽深度不超过0.2
㎜
，宽度不超过2
㎜
，气道长度从内层口框(2)内层蒙皮边缘起至涂覆区域内圈轮廓，形成内外联通...

【专利技术属性】
技术研发人员：韩颖杰，王玲，赵文雪，付和国，史吉鹏，
申请(专利权)人：沈阳飞机工业集团有限公司，
类型：发明
国别省市：