[发明专利]一种航空航天用TC6钛合金扭力管的加工方法

说明书

本发明提供一种航空航天用TC6钛合金扭力管的加工方法，攻克了TC6钛合金扭力管一体成型的难题。该加工方法包括备料、热模模锻拔长、矫直、去除氧化皮、去应力退火、机加内孔、机加外壁、法兰加工、检测和入库等步骤。与分体成型方法相比，本发明采用的一体成型方法不仅避免了焊接工艺引入残余应力而导致扭力管出现力学性能不均匀的缺陷，从而大大延长扭力管的寿命，而且避免了为满足焊接工艺和控制焊接产生的变形而增加管体厚度，更利于通过等强度设计方法来满足减重要求。并且与分体成型方法相比，一体成型方法省去了焊接工艺，端部法兰与中间管体的同轴同心度得到了保证，扭力管受载时消除了附加弯曲应力，减少了扭力管的疲劳破损。

技术领域

本发明涉及航空航天制造领域，尤其涉及一种航空航天用TC6钛合金扭力管的加工方法。

背景技术

扭力管是传递扭矩的部件，被广泛应用在航空航天领域中。以飞机为例，当驾驶员操作襟翼手柄或电门时，襟翼动力组件开始工作，其扭矩通过输出轴输送给扭力管，扭力管再将扭矩传递给驱动组件以带动襟翼运动。其中，如果扭力管失效，则襟翼驱动组件因动力来源被切断而无法正常工作，严重时甚至会使整个襟翼损伤，影响飞机的飞行安全。近年来，因扭力管失效而导致的飞机延误和停飞事故不断发生，并且随着飞机服役时间延长、飞行小时增加，扭力管故障呈逐年递增的趋势。

为满足扭矩传递需求并尽可能地降低自身重量，扭力管被设计为一种两端具有法兰结构的圆形管件，且管件的中部为薄壁管结构。在现有技术中，扭力管端部的法兰结构和中部的薄壁管结构采用分体制造方法，并通过焊接工艺进行连接。然而，分体制造后再焊接的加工方法具有以下几个不可避免的缺点：

1)法兰结构和薄壁管结构通过焊接的方式相互连接，两者同轴度无法保障，而扭力管在受载时存在一定的附加弯曲应力，同轴度不足的扭力管在循环弯曲应力的作用下容易导致疲劳破损；

2)薄壁管结构在采用焊接工艺连接端部的法兰结构时，其管壁太薄，容易产生管体变形，为保证扭力管的成形质量，设计人员只能通过增加管体壁厚来控制焊接变形，而这又会导致扭力管增重，无法应用等强度设计方法来满足减重要求；

3)法兰结构和薄壁管结构之间的焊接处存在残余应力，经过退火处理后仍然有20％～30％的残余应力，这导致扭力管的力学性能不均匀，严重影响其安全性和实用寿命。

此外，目前扭力管大多采用铝合金或不锈钢材料，极少数采用TC4钛合金材料。其中，铝合金扭力管的强度低，不锈钢扭力管重量较大，难以满足飞机减重要求，而TC4钛合金扭力管难成型且强度提升有限。

发明内容

鉴于此，本发明提供一种航空航天用TC6钛合金扭力管的加工方法，其采用力学性能更优异的TC6钛合金材料，并基于体积成型工艺，通过一体成型的方法生产一种整体式的TC6钛合金扭力管，从而不但可以避免分体制造工艺的缺点，还能使扭力管的强度得到明显提高。

在本发明的一个方面，提供一种航空航天用TC6钛合金扭力管的加工方法，包括以下步骤：

S1，备料，按照预设的要求备料TC6钛合金棒材；

S2，热模模锻拔长，将TC6钛合金棒装入电加热炉中加热，并在900℃±20℃下保温不小于1h，然后采用热模进行模锻拔长形成锻件，终锻温度为850℃；

S3，校直，热模模锻拔长完成后，将所述锻件装入电加热炉继续加热至900℃±20℃保温30min，保温完成后在900℃的高温环境中进行校直；

S4，去除氧化皮，采用砂纸打磨所述锻件表面，去除所述锻件表面的氧化层；

S5，去应力退火，采用真空退火炉对所述锻件进行去应力退火处理，其中去应力退火处理过程中的保温温度为650℃±15℃，保温时间为60min，冷却方式为随炉冷却至100℃以下后取出锻件进行空冷；