本发明涉及航空发动机零部件制造技术领域，具体指一种大尺寸航空发动机尾椎组件的真空电子束焊接方法。
背景技术：
尾椎组件作为航空发动机的重要组成部分之一，用于提高推进效率，对零件加工精度有很高的的要求。由于工作条件需要，设计中采用高温合金gh738与gh536焊接而成。在航空发动机发展初期，这类大尺寸薄壁接头通常采用的焊接工艺为氩弧焊和钎焊，钎焊缝强度要远低于母材强度，会直接影响尾椎组件性能稳定性；采用传统的氩弧焊方法进行焊接，由于焊接热输入大，导致焊接变形较大，焊后同轴度过大，远远超出设计要求，从而无法满足发动机制造需求。
真空电子束焊接技术具有能量密度高、焊接速度快、变形小、焊缝热影响区较窄、工艺稳定等特点，逐渐应用于航空发动机零件的焊接。如专利申请号为cn200410050644.8(公布号为cn1762636a)的发明专利《一种薄壁钛合金组件的真空电子束焊接方法》公开了一种薄壁钛合金组件的真空电子束焊接方法，适用于壁厚为1.5～3.4mm的tc11材料组件，其特征在于真空电子束焊的工艺参数为：定位焊：均匀定位，加速电压150kv，工件距枪口距离200～1200mm，焊接速度8.3mm/s，焊接束流2.5ma，封口焊：加速电压150kv，工件距枪口距离200～1200mm，摆动波形三角波，摆动频率20hz，摆动幅值1.2mm，焊接速度8.3mm/s，焊接束流1.5ma，正式焊：加速电压150kv，工件距枪口距离200·1200mm，摆动波形三角波，摆动频率20hz，摆动幅值1.2mm，焊接速度8.3mm/s，焊接束流4.4ma，该方法优化了焊接参数，实现了小飞溅的穿透焊，并采用了电子束焊校形工艺，很好地控制了焊后几何尺寸。
然而，已有的真空电子束焊接工艺方法所使用的零件主要为航空发动机机闸、静子组件，而这些零部件与尾椎组件相比，机闸与静子组件尺寸较小，装配工艺简单，而尾椎组件长度接近1m，最大直径约0.64m，前期试验量与工程作业量较大；从接头结构来说，机闸为等厚焊接，静子组件为不等厚焊接，而尾椎组件为不等厚变截面复杂结构焊接；从母材成分来说，前者都是同种金属焊接，而后者属于异种金属焊接，母材的热物理性能差异可能在焊接过程中引起应力集中，为焊接工艺增加了难度。
技术实现要素：
本发明所要解决的技术问题是针对现有技术的现状，提供一种大尺寸航空发动机尾椎组件的真空电子束焊接方法，该方法能够满足结构件焊缝质量的稳定性要求。
本发明解决技术问题所采用的技术方案为：一种大尺寸航空发动机尾椎组件的真空电子束焊接方法，其特征在于包括以下步骤：
(1)焊接接头设计：焊接接头采用对接接头形式，母材分别为高温合金gh738与gh536；
(2)清洗焊接件；
(3)装配：将步骤(2)清洗干净的焊接件进行装配，装配采用专用工装夹具；
(4)对步骤(3)装配好的焊接件进行真空电子束穿透焊接，形成环形焊缝，工艺参数如下：
加速电压为55～60kv；焊接速度v0为1000～1200mm/min；聚焦状态选用表面上聚焦，焊接聚焦电流i0为2.60～2.70a；电子束流l0为40～50ma；真空度≤5.0×10-4mbar；
(5)对步骤(4)穿透焊接后的环形焊缝进行电子束修饰焊接，工艺参数如下：
聚焦状态选用表面上聚焦，聚焦电流i1为2.70～2.8a；电子束流l1为28～35ma；焊接速度v1为1200mm/min；加速电压和真空度参数与步骤(4)中电子束穿透焊接的工艺参数相同；
(6)对步骤(5)修饰焊接后的工件进行后热处理，得到所需的大尺寸航空发动机尾椎组件。
优选地，步骤(1)中焊接接头无锁底止口、正面无加厚结构。
优选地，步骤(1)中焊接接头单面焊接双面成形。
优选地，步骤(2)中清洗焊接件的具体步骤如下：首先将焊接件的待焊接表面进行打磨，然后用丙酮进行清洗，去除待焊接表面的油膜、水膜及其它有机杂质。
优选地，步骤(3)中所述焊接件的接头装配间隙≤0.05mm。
优选地，为了避免环形焊缝在起弧和收弧产生的弧坑缩孔缺陷，在步骤(4)和步骤(5)中，电子束流均采用线性逐渐增加再逐渐衰减的方式，所述环形焊缝包括有沿周向依次相连的起弧段、焊接段及收弧段；
在步骤(4)中，所述起弧段的电子束流由0ma逐渐增加至l0；所述焊接段的电子束流保持为l0；所述收弧段的电子束流由l0连续衰减直至0ma；
在步骤(5)中，所述起弧段的电子束流由0ma逐渐增加至l1；所述焊接段的电子束流保持为l1；所述收弧段的电子束流由l1连续衰减直至0ma。
进一步，所述起弧段为由0°至30°所对应的弧形段；所述焊接段为由30°至390°所对应的弧形段，且该焊接段的末段与起弧段相重叠；所述收弧段为由390°至θ所对应的弧形段，所述收弧段与焊接段的局部相重叠，其中，θ＞390°。如此，采用大角度的收弧，使得收弧气孔变得弥散，防止电子束流在衰减过程中形成链状收弧气孔。
再进一步，所述的θ值为450°～480°。
优选地，步骤(6)中热处理的工艺参数如下：热处理温度950～1000℃，保温时间1～1.5h，保温完毕后炉冷至500℃以下，随后充1.0～2.0bar氩气冷却至100℃以下。
优选地，步骤(6)中制得的大尺寸航空发动机尾椎组件的焊缝熔宽为3.8～4.3～mm。
由于发动机尾椎具有两端直径相差较大的结构特殊性，无法避免工作距离较大的问题，因此为了能够满足单面焊接双面成形及焊缝熔宽的要求，焊接时采用表面上聚焦状态，上述聚焦电流i0为2.60～2.70a。
采用穿透焊接时焊缝外观不够光滑且有少许飞溅，在此基础上再进行一遍修饰焊接，结果焊缝表面成形及外观质量均较好；在修饰焊接的过程中，适当增加聚焦电流，以适当增加焊缝熔宽，同时由于修饰焊接选用较高的焊接速度v1和较低的电子束流l1，降低功率密度，从而减少飞溅的产生，使表面更加光滑。
采用本申请步骤(4)和步骤(5)中的焊接工艺参数可消除以往常用的钎焊与氩弧焊产生的缺陷(如咬边、未焊透等)；本申请的电子束焊接过程中，电子束流采用线性逐渐增加再逐渐衰减的方式，有效解决了起弧和收弧产生的弧坑缩孔焊接缺陷；本申请的步骤(6)中对工件进行焊后热处理，缓减或消除了焊接残余应力，避免了焊接变形问题。
与现有技术相比，本发明的优点在于：提供了一种全新的真空电子束焊接方法，实现了大尺寸不等厚变截面、单面焊接双面成形的异种高温合金的电子束焊接，能够完全满足航空发动机尾椎组件的制造需求，同时通过合适的焊接参数，消除了咬边、未焊透及背面堆高超标等缺陷，有效解决了起弧和收弧产生的弧坑缩孔焊接缺陷，避免了焊接变形问题，提高了发动机尾椎组件焊接接头的综合性能。采用该焊接方法所得的航空发动机尾椎组件具有焊缝外观成形好，焊接质量一致性好，工艺再现性好，焊接成品率高等特点。
附图说明
图1为本发明实施例1中发动机尾椎组件零件1的结构示意图；
图2为本发明实施例1中发动机尾椎组件零件2的结构示意图；
图3为本发明实施例1中发动机尾椎组件装配后的结构示意图(图中三角形为下束位置)；
图4为图3中焊接接头的局部放大图；
图5是本发明实施例1中电子束穿透焊接电子束流在不同阶段的变化曲线；
图6是本发明实施例1中电子束修饰焊接电子束流在不同阶段的变化曲线。
具体实施方式
以下结合附图实施例对本发明作进一步详细描述。
实施例1：
图1至图6所示，某型号大尺寸航空发动机尾椎组件由零件1和零件2两个焊接件对接而成。其中，零件1(见图1)采用高温合金gh738，零件2(见图2)采用高温合金gh536。
本实施例中，上述大尺寸航空发动机尾椎组件的真空电子束焊接方法包括以下步骤：
(1)焊接接头设计：零件1接头处竖直方向上厚度约为4.62mm(d1/sinα，d1＝4mm，α＝60°)，零件2此处厚度d2为3.8mm，焊接接头采用对接接头形式，属于不等厚变截面对接接头(见图3和图4)，接头无锁底止口、正面无加厚结构，并且保证单面焊接双面成形；
(2)清洗焊接件：首先将焊接件的待焊接表面约40mm进行打磨，然后采用干净的白纱布蘸取丙酮进行擦拭清洗，去除待焊接表面的油膜、水膜及其它有机杂质，清理后的表面不许用手触摸或再污染；
(3)装配：将步骤(2)清洗干净的两个焊接件进行装配，装配采用专用工装夹具，装配间隙≤0.05mm；
(4)对步骤(3)装配好的锥形工件进行真空电子束穿透焊接，工艺参数如下：
加速电压为58kv；焊接速度v0为1100mm/min；聚焦状态选用表面上聚焦，焊接聚焦电流i0为2.70a；电子束流l0为45ma；真空度5.0×10-4mbar；
在焊接过程中，电子枪不动，尾椎组件随工装一起旋转，形成环形焊缝，该环形焊缝包括有沿周向依次相连的起弧段、焊接段及收弧段(即焊接段的前端连接起弧段的末端，收弧段的前端连接焊接段的尾端)：起弧段为由0°至30°所对应的弧形段，焊接段为由30°至390°所对应的弧形段，且该焊接段的末段与起弧段相重叠，收弧段为由390°至460°所对应的弧形段，收弧段与焊接段的局部相重叠；本实施例中的尾椎组件沿周向旋转了约1.28圈；
穿透焊接采用的电子束流如图5所示，0°～30°的起弧段的电子束流由0ma逐渐增加至l0＝45ma；30°～390°的焊接段的电子束流保持为l0；390°～460°的收弧段电子束流由l0连续衰减直至0ma；
(5)对步骤(4)穿透焊接后的环形焊缝进行电子束修饰焊接，工艺参数如下：
聚焦状态同样选用表面上聚焦，聚焦电流i1为2.8a；电子束流l1为35ma；焊接速度v1为1200mm/min；加速电压和真空度参数基本保持不变；
修饰焊接采用的电子束流如图6所示，0°～30°的起弧段的电子束流由0ma逐渐增加至l1＝35ma；30°～390°的焊接段的电子束流保持为l1；390°～460°的收弧段电子束流由l1连续衰减直至0ma；
(6)对步骤(5)修饰焊接后的工件进行后热处理：
热处理工艺参数为：热处理温度980℃，保温时间1.2h，保温完毕后炉冷至450℃，随后充1.0bar氩气冷却至90℃。
由上述真空电子束焊接方法所得到的尾椎组件的焊缝熔宽为4.3mm，焊缝表面成形良好，无咬边、未焊透及背面堆高超标等缺陷，焊缝质量较好。
实施例2：
与实施例1的不同之处在于：本实施例中，步骤(4)、步骤(5)和步骤(6)中工艺参数的选用有所不同。
1、步骤(4)中穿透焊接的工艺参数如下：
加速电压为60kv；焊接速度v0为1000mm/min；聚焦状态选用表面上聚焦，焊接聚焦电流i0为2.60a；电子束流l0为40ma；真空度4.5×10-4mbar；
在焊接过程中，环形焊缝包括有沿周向依次相连的起弧段、焊接段及收弧段：起弧段为由0°至30°所对应的弧形段，焊接段为由30°至390°所对应的弧形段，且该焊接段的末段与起弧段相重叠，收弧段为由390°至450°所对应的弧形段，收弧段与焊接段的局部相重叠；本实施例中的尾椎组件沿周向旋转了约1.25圈；
0°～30°的起弧段的电子束流由0ma逐渐增加至l0＝40ma；30°～390°的焊接段的电子束流保持为l0；390°～450°的收弧段电子束流由l0连续衰减直至0ma；
2、步骤(5)中修饰焊接的工艺参数如下：
聚焦状态同样选用表面上聚焦，聚焦电流i1为2.7a；电子束流l1为28ma；焊接速度v1为1200mm/min；加速电压和真空度参数基本保持不变；
0°～30°的起弧段的电子束流由0ma逐渐增加至l1＝28ma；30°～390°的焊接段的电子束流保持为l1；390°～450°的收弧段电子束流由l1连续衰减直至0ma；
3、步骤(6)中热处理的工艺参数如下：
热处理工艺参数为：热处理温度950℃，保温时间1.5h，保温完毕后炉冷至480℃，随后充1.8bar氩气冷却至80℃。
由上述真空电子束焊接方法所得到的尾椎组件的焊缝熔宽为3.8mm，焊缝表面成形良好，无咬边、未焊透及背面堆高超标等缺陷，焊缝质量较好。
实施例3：
与实施例1的不同之处在于：本实施例中，步骤(4)、步骤(5)和步骤(6)中工艺参数的选用有所不同。
1、步骤(4)中穿透焊接的工艺参数如下：
加速电压为57kv；焊接速度v0为1200mm/min；聚焦状态选用表面上聚焦，焊接聚焦电流i0为2.65a；电子束流l0为50ma；真空度4.5×10-4mbar；
在焊接过程中，环形焊缝包括有沿周向依次相连的起弧段、焊接段及收弧段：起弧段为由0°至30°所对应的弧形段，焊接段为由30°至390°所对应的弧形段，且该焊接段的末段与起弧段相重叠，收弧段为由390°至480°所对应的弧形段，收弧段与焊接段的局部相重叠；本实施例中的尾椎组件沿周向旋转了约1.33圈；
0°～30°的起弧段的电子束流由0ma逐渐增加至l0＝50ma；30°～390°的焊接段的电子束流保持为l0；390°～480°的收弧段电子束流由l0连续衰减直至0ma；
2、步骤(5)中修饰焊接的工艺参数如下：
聚焦状态同样选用表面上聚焦，聚焦电流i1为2.75a；电子束流l1为30ma；焊接速度v1为1200mm/min；加速电压和真空度参数基本保持不变；
0°～30°的起弧段的电子束流由0ma逐渐增加至l1＝30ma；30°～390°的焊接段的电子束流保持为l1；390°～480°的收弧段电子束流由l1连续衰减直至0ma；
3、步骤(6)中热处理的工艺参数如下：
热处理工艺参数为：热处理温度1000℃，保温时间1.0h，保温完毕后炉冷至460℃，随后充1.6bar氩气冷却至85℃。
由上述真空电子束焊接方法所得到的尾椎组件的焊缝熔宽为4.0mm，焊缝表面成形良好，无咬边、未焊透及背面堆高超标等缺陷，焊缝质量较好。
1.一种大尺寸航空发动机尾椎组件的真空电子束焊接方法，其特征在于包括以下步骤：
(1)焊接接头设计：焊接接头采用对接接头形式，母材分别为高温合金gh738与gh536；
(2)清洗焊接件；
(3)装配：将步骤(2)清洗干净的焊接件进行装配，装配采用专用工装夹具；
(4)对步骤(3)装配好的焊接件进行真空电子束穿透焊接，形成环形焊缝，工艺参数如下：
加速电压为55～60kv；焊接速度v0为1000～1200mm/min；聚焦状态选用表面上聚焦，焊接聚焦电流i0为2.60～2.70a；电子束流l0为40～50ma；真空度≤5.0×10-4mbar；
(5)对步骤(4)穿透焊接后的环形焊缝进行电子束修饰焊接，工艺参数如下：
聚焦状态选用表面上聚焦，聚焦电流i1为2.70～2.8a；电子束流l1为28～35ma；焊接速度v1为1200mm/min；加速电压和真空度参数与步骤(4)中电子束穿透焊接的工艺参数相同；
(6)对步骤(5)修饰焊接后的工件进行后热处理，得到所需的大尺寸航空发动机尾椎组件。
2.根据权利要求1所述的真空电子束焊接方法，其特征在于：步骤(1)中焊接接头无锁底止口、正面无加厚结构。
3.根据权利要求1所述的真空电子束焊接方法，其特征在于：步骤(1)中焊接接头单面焊接双面成形。
4.根据权利要求1所述的真空电子束焊接方法，其特征在于：步骤(2)中清洗焊接件的具体步骤如下：首先将焊接件的待焊接表面进行打磨，然后用丙酮进行清洗，去除待焊接表面的油膜、水膜及其它有机杂质。
5.根据权利要求1所述的大真空电子束焊接方法，其特征在于：步骤(3)中所述焊接件的接头装配间隙≤0.05mm。
6.根据权利要求1所述的真空电子束焊接方法，其特征在于：在步骤(4)和步骤(5)中，电子束流均采用线逐渐增加再逐渐衰减的方式，所述环形焊缝包括有沿周向依次相连的起弧段、焊接段及收弧段；
在步骤(4)中，所述起弧段的电子束流由0ma逐渐增加至l0；所述焊接段的电子束流保持为l0；所述收弧段的电子束流由l0连续衰减直至0ma；
在步骤(5)中，所述起弧段的电子束流由0ma逐渐增加至l1；所述焊接段的电子束流保持为l1；所述收弧段的电子束流由l1连续衰减直至0ma。
7.根据权利要求6所述的真空电子束焊接方法，其特征在于：所述起弧段为由0°至30°所对应的弧形段；所述焊接段为由30°至390°所对应的弧形段，且该焊接段的末段与起弧段相重叠；所述收弧段为由390°至θ所对应的弧形段，所述收弧段与焊接段的局部相重叠，其中，θ＞390°。
8.根据权利要求7所述的真空电子束焊接方法，其特征在于：所述的θ值为450°～480°。
9.根据权利要求1所述的真空电子束焊接方法，其特征在于：步骤(6)中热处理的工艺参数如下：热处理温度950～1000℃，保温时间1～1.5h，保温完毕后炉冷至500℃以下，随后充1.0～2.0bar氩气冷却至100℃以下。
10.根据权利要求1至9中任一权利要求所述的真空电子束焊接方法，其特征在于：步骤(6)中制得的大尺寸航空发动机尾椎组件的焊缝熔宽为3.8～4.3～mm。
技术总结