镀镍保护夹具及镀镍保护方法与流程

本发明涉及航空发动机零件加工技术领域，特别地，涉及一种航空发动机筒状零件氮化前的镀镍保护夹具。此外，本发明还涉及一种包括上述航空发动机筒状零件氮化前的镀镍保护夹具的航空发动机筒状零件氮化前的镀镍保护方法。

背景技术：

航空发动机中有许多零件需要进行氮化处理，氮化零件大都是局部氮化，材料有结构钢(如40crnimoa)、不锈钢(如1cr17ni2)等，非氮化面可采用镀层、涂层或留加工余量等方法防护，目前非氮化面采用得是电镀防护镀层进行保护。其中，材料为结构钢的零件非氮化面一般采用电镀锡层、电镀焦磷酸盐镀铜层等防护镀层进行保护；材料为不锈钢的零件一般采用电镀镍层进行保护。

航机零件中的动力涡轮轴，材料为1cr17ni2，零件图如附图3所示。工艺要求内花键氮化，除内花键和内孔表面外，其余表面(包括外圆表面、两个外端面和一个内端面)不允许氮化。该零件在氮化处理时，是先对非氮化面电镀镍，然后再进氮化炉进行氮化，氮化后零件非氮化面的镍层采用硝酸进行退除(退除时将氮化面保护)。但在退除镍层过程中，外表面经常出现黑斑、凹坑等现象，经理化分析，这些缺陷是漏氮现象导致的。而漏氮是由于镍层质量不好引起，镍层质量不好这又反映在局部镍层厚度偏薄和镍层有针孔上。

现有工装夹具是采用分叉支架式装挂结构形式，零件均横卧于分叉上。造成镍层质量不好的原因主要是因为现有使用的工装夹具存在较大问题：a、装挂时部分需镀镍表面与夹具有接触，接触面镍层不能达到工艺要求；b、零件分两边装挂，零件与零件之间相互屏蔽会造成局部镍层偏薄；c、零件横卧放置在夹具上，两端的气泡来不及排出造成镍层针孔。由于以上这些问题的存在，经常出现零件因漏氮而报废现象。

技术实现要素：

本发明提供了一种镀镍保护夹具及镀镍保护方法，以解决现有镀镍工装夹具，夹具与零件的镀镍面接触导致镍层达不到工艺要求，零件之间相互构成屏蔽，零件排气性不好，导致后续氮化过程漏氮的技术问题。

根据本发明的一个方面，提供一种航空发动机筒状零件氮化前的镀镍保护夹具，包括用于装挂和导电的导电钩以及固接于导电钩上用于结构支承的支承杆，支承杆布设有多个用于与待处理零件的非镀镍内孔面套设连接以装夹待处理零件的装夹棒；装夹棒的自由端均朝上倾斜布设于支承杆上，以防止装挂后的待处理零件从装夹棒上脱落；多根装夹棒沿支承杆的中轴线均匀布设于支承杆两侧并处于同一平面内，导电钩布设平面与装夹棒布设平面垂直，以保证装挂于装夹棒上的待处理零件正对阳极。

进一步地，装夹棒包括用于装挂零件的装挂部以及用于支承连接和保证装挂后的待处理零件的底部气流通道的过流支承部；装挂部为径向尺寸由连接端向自由端逐渐减小的锥形结构，以使待处理零件的小端面套设在装挂部后密封堵塞待处理零件小端面开孔；装夹棒的自由端还设有用于堵塞待处理零件大端面开孔的封口塞。

进一步地，封口塞上开设有用于使镀镍过程中待处理零件内孔中的多余气体得以排出的贯通排气孔，以防止待处理零件内部气体膨胀而使得待处理零件从装夹棒上松脱。

进一步地，贯通排气孔布设于封口塞的中轴线上。

进一步地，装挂部的最大直径与装挂部的最小直径相差1mm-4mm，以避免过小直径差阻碍待处理零件的装配以及过大直径差导致待处理零件装挂后容易摆动而造成结构不稳定；装挂部的最大径向尺寸大于或等于待处理零件小端面开孔的径向尺寸，以便于待处理零件装挂于装夹棒后小端面开孔的自动密封。

进一步地，过流支承部的轴向长度为10mm～30mm，过流支承部的径向尺寸为装挂部的最小直径的二分之一至装挂部的最大直径的二分之一，以防止待处理零件被过流支承部屏蔽电力线而导致待处理零件表面镀镍层厚度不均和防止待处理零件下部的气流不通畅而导致的待处理零件小端面产生镀镍层针孔。

进一步地，装夹棒相对于支承杆的倾斜夹角为30°～60°，以防止夹角过大时受到流动的电解液或者产生的气泡冲击待处理零件导致待处理零件松动和脱落，防止夹角过小时待处理零件与支承杆间距不够使得支承杆屏蔽电力线而导致待处理零件表面镀镍层厚度不均。

进一步地，装夹棒均沿支承杆中轴线左右对称布设；沿支承杆轴向排布的相邻两装夹棒之间留用用于保证待处理零件下部气流通畅的间距空间。

根据本发明的另一方面，还提供了一种航空发动机筒状零件氮化前的镀镍保护方法，其采用上述航空发动机筒状零件氮化前的镀镍保护夹具，包括以下步骤：a、水剂除油：将待处理零件置于水剂除油槽中，将待处理零件表面油污除干净并将待处理零件清洗干净和吹干；b、零件装挂：先将镀镍保护夹具清理干净，再将待处理零件小端面内孔套在镀镍保护夹具的装夹棒上并套紧，然后将橡胶塞套在待处理零件大端面内孔上并塞紧；c、电解除油：将待处理零件置于电解除油槽中，将待处理零件表面油污除干净并将待处理零件分别用流动热水和流动冷水清洗交替清洗干净；d、活化、预镀镍：将待处理零件置于盐酸溶液中进行活化处理后再进行预镀镍处理并将零件清洗干净；e、镀铜：将待处理零件置于镀铜槽按镀铜工艺进行镀铜；f、镀镍：将待处理零件置于镀镍槽按镀镍工艺进行镀镍，镀镍过程中经常摇动镀镍保护夹具以赶走气泡，避免针孔产生并保证镀镍时间，镀镍后将待处理零件清洗干净；g、清理：将处理后的零件卸去镀镍保护夹具和橡胶塞套后再清洗干净并干燥，得到镀镍零件。

进一步地，步骤a具体为：将待处理零件用通用篮框装好后放入水剂除油槽中进行除油，温度为30℃～110℃，时间为10min～60min，除油后分别用流动温水和流动冷水清洗并压缩空气将零件吹干；步骤c具体为：将待处理零件装夹好后置于电解除油槽进行除油，溶液温度为50℃～120℃，阴极除油时间为3min～10min，杜绝进行阳极除油，除油后分别用流动温水和流动冷水清洗，将零件清洗干净；步骤d中的活化具体为：采用强腐蚀，用55％～85％浓度的盐酸溶液进行腐蚀，温度为室温，时间为4min～10min，腐蚀后用流动冷水将零件清洗干净，腐蚀时防止零件过腐蚀；步骤d中的预镀镍具体为：腐蚀后迅速将待处理零件置于预镀镍槽进行预镀镍，温度为室温，时间为3min～10min，预镀镍后，待处理零件表面应呈均匀的灰黑色；步骤e具体为：预镀镍后迅速将待处理零件置于氰化镀铜槽进行镀铜，温度为45℃～80℃，时间为15min～45min，保证镀铜时间，镀铜后分别在回收槽和流动冷水槽中将零件清洗干净；步骤f具体为：镀铜后将待处理零件置于镀镍槽进行镀镍，温度为30℃～60℃，ph值为3.5～6.5，镀镍时间为120min～200min，镀镍过程中，每10min～30min摇动一下镀镍保护夹具，镍层厚度为10μm～80μm，由镀镍时间保证；或者通过测量零件固定部位的镀前镀后尺寸来算出镀层厚度，确保镍层厚度在10μm～80μm范围。

本发明具有以下有益效果：

本发明航空发动机筒状零件氮化前的镀镍保护夹具，利用待处理零件的非镀镍内孔面进行装挂，避免镀镍面直接与夹具接触。零件装配于朝上倾斜的装夹棒上，利用零件自身重力朝向装夹棒内滑动，从而实现零件自身的主动装配和主动密封，防止镀镍过程中流体进入零件内孔中，同时也防止零件脱落。装挂零件的装夹棒布设面与导电钩装挂面相互垂直，以保证零件均能够朝向阳极。能够保证镍层厚度相对均匀一致，消除镀镍层的不均匀性和针孔，从而使动力涡轮轴氮化后漏氮现象得到完全改善，除镍后零件表面不再出现黑斑、凹坑等现象，避免了零件报废现象，提高了氮化零件质量。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是本发明优选实施例的航空发动机筒状零件氮化前的镀镍保护夹具的结构示意图；

图2是本发明优选实施例的航空发动机筒状零件氮化前的镀镍保护方法的步骤流程框图；

图3是航空发动机筒状零件的结构示意图。

图例说明：

1、导电钩；2、支承杆；3、装夹棒；301、装挂部；302、过流支承部；4、待处理零件；5、封口塞。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。

图1是本发明优选实施例的航空发动机筒状零件氮化前的镀镍保护夹具的结构示意图；图2是本发明优选实施例的航空发动机筒状零件氮化前的镀镍保护方法的步骤流程框图；图3是航空发动机筒状零件的结构示意图。

如图1所示，本实施例的航空发动机筒状零件氮化前的镀镍保护夹具，包括用于装挂和导电的导电钩1以及固接于导电钩1上用于结构支承的支承杆2，支承杆2布设有多个用于与待处理零件4的非镀镍内孔面套设连接以装夹待处理零件4的装夹棒3；装夹棒3的自由端均朝上倾斜布设于支承杆2上，以防止装挂后的待处理零件4从装夹棒3上脱落；多根装夹棒3沿支承杆2的中轴线均匀布设于支承杆2两侧并处于同一平面内，导电钩1布设平面与装夹棒3布设平面垂直，以保证装挂于装夹棒3上的待处理零件4正对阳极。本发明航空发动机筒状零件氮化前的镀镍保护夹具，利用待处理零件4的非镀镍内孔面进行装挂，避免镀镍面直接与夹具接触。零件装配于朝上倾斜的装夹棒3上，利用零件自身重力朝向装夹棒3内滑动，从而实现零件自身的主动装配和主动密封，防止镀镍过程中流体进入零件内孔中，同时也防止零件脱落。装挂零件的装夹棒3布设面与导电钩1装挂面相互垂直，以保证零件均能够朝向阳极。能够保证镍层厚度相对均匀一致，消除镀镍层的不均匀性和针孔，从而使动力涡轮轴氮化后漏氮现象得到完全改善，除镍后零件表面不再出现黑斑、凹坑等现象，避免了零件报废现象，提高了氮化零件质量。

如图1和图3所示，本实施例中，装夹棒3包括用于装挂零件的装挂部301以及用于支承连接和保证装挂后的待处理零件4的底部气流通道的过流支承部302。装挂部301为径向尺寸由连接端向自由端逐渐减小的锥形结构，以使待处理零件4的小端面套设在装挂部301后密封堵塞待处理零件4小端面开孔。装夹棒3的自由端还设有用于堵塞待处理零件4大端面开孔的封口塞5。

如图1和图3所示，本实施例中，封口塞5上开设有用于使镀镍过程中待处理零件4内孔中的多余气体得以排出的贯通排气孔，以防止待处理零件4内部气体膨胀而使得待处理零件4从装夹棒3上松脱。

如图1所示，本实施例中，贯通排气孔布设于封口塞5的中轴线上。方便结构制造，方便安装装配，减少安装装配时对贯通排气孔的挤压力，防止贯通排气孔封堵。

如图1和图3所示，本实施例中，装挂部301的最大直径与装挂部301的最小直径相差1mm-4mm，以避免过小直径差阻碍待处理零件4的装配以及过大直径差导致待处理零件4装挂后容易摆动而造成结构不稳定。装挂部301的最大径向尺寸大于或等于待处理零件4小端面开孔的径向尺寸，以便于待处理零件4装挂于装夹棒3后小端面开孔的自动密封。

如图1和图3所示，本实施例中，过流支承部302的轴向长度为10mm～30mm。过流支承部302的径向尺寸为装挂部301的最小直径的二分之一至装挂部301的最大直径的二分之一，以防止待处理零件4被过流支承部302屏蔽电力线而导致待处理零件4表面镀镍层厚度不均和防止待处理零件4下部的气流不通畅而导致的待处理零件4小端面产生镀镍层针孔。

如图1和图3所示，本实施例中，装夹棒3相对于支承杆2的倾斜夹角为30°～60°，以防止夹角过大时受到流动的电解液或者产生的气泡冲击待处理零件4导致待处理零件4松动和脱落，防止夹角过小时待处理零件4与支承杆2间距不够使得支承杆2屏蔽电力线而导致待处理零件4表面镀镍层厚度不均。

如图1和图3所示，本实施例中，装夹棒3均沿支承杆2中轴线左右对称布设。沿支承杆2轴向排布的相邻两装夹棒3之间留用用于保证待处理零件4下部气流通畅的间距空间。

如图2所示，本实施例的航空发动机筒状零件氮化前的镀镍保护方法，其采用上述航空发动机筒状零件氮化前的镀镍保护夹具，包括以下步骤：a、水剂除油：将待处理零件4置于水剂除油槽中，将待处理零件4表面油污除干净并将待处理零件4清洗干净和吹干。b、零件装挂：先将镀镍保护夹具清理干净，再将待处理零件4小端面内孔套在镀镍保护夹具的装夹棒3上并套紧，然后将橡胶塞套在待处理零件4大端面内孔上并塞紧。c、电解除油：将待处理零件4置于电解除油槽中，将待处理零件4表面油污除干净并将待处理零件4分别用流动热水和流动冷水清洗交替清洗干净。d、活化、预镀镍：将待处理零件4置于盐酸溶液中进行活化处理后再进行预镀镍处理并将零件清洗干净。e、镀铜：将待处理零件4置于镀铜槽按镀铜工艺进行镀铜。f、镀镍：将待处理零件4置于镀镍槽按镀镍工艺进行镀镍，镀镍过程中经常摇动镀镍保护夹具以赶走气泡，避免针孔产生并保证镀镍时间，镀镍后将待处理零件4清洗干净。g、清理：将处理后的零件卸去镀镍保护夹具和橡胶塞套后再清洗干净并干燥，得到镀镍零件。

如图2所示，本实施例中，步骤a具体为：将待处理零件4用通用篮框装好后放入水剂除油槽中进行除油，温度为30℃～110℃，时间为10min～60min，除油后分别用流动温水和流动冷水清洗并压缩空气将零件吹干。步骤c具体为：将待处理零件4装夹好后置于电解除油槽进行除油，溶液温度为50℃～120℃，阴极除油时间为3min～10min，杜绝进行阳极除油，除油后分别用流动温水和流动冷水清洗，将零件清洗干净。步骤d中的活化具体为：采用强腐蚀，用55％～85％浓度的盐酸溶液进行腐蚀，温度为室温，时间为4min～10min，腐蚀后用流动冷水将零件清洗干净，腐蚀时防止零件过腐蚀。步骤d中的预镀镍具体为：腐蚀后迅速将待处理零件4置于预镀镍槽进行预镀镍，温度为室温，时间为3min～10min，预镀镍后，待处理零件4表面应呈均匀的灰黑色。步骤e具体为：预镀镍后迅速将待处理零件4置于氰化镀铜槽进行镀铜，温度为45℃～80℃，时间为15min～45min，保证镀铜时间，镀铜后分别在回收槽和流动冷水槽中将零件清洗干净。步骤f具体为：镀铜后将待处理零件4置于镀镍槽进行镀镍，温度为30℃～60℃，ph值为3.5～6.5，镀镍时间为120min～200min，镀镍过程中，每10min～30min摇动一下镀镍保护夹具，镍层厚度为10μm～80μm，由镀镍时间保证。可选地，通过测量零件固定部位的镀前镀后尺寸来算出镀层厚度，确保镍层厚度在10μm～80μm范围。

实施时，提供一种航空发动机筒状零件氮化前的镀镍保护夹具，夹具设计平面图如图1，具体包括：

导电钩1，用于夹具导电和连接镀槽的电极棒；

支承杆2，是整个夹具的骨架，用于整个夹具受力和支承；

装夹棒3，用来固定零件。

其中，优选地，装夹棒3与支承杆2之间角度为30°、35°、40°、45°、50°、55°或60°。装夹棒3与支承杆2之间通过焊接固定和定位，每套夹具有16个装夹棒3，分别对称焊接在支承杆2两边，并在同一平面内。导电钩1与支承杆2也是通过焊接连接，导电钩1装挂方向与装夹棒3所在平面垂直，这样尽量保证零件正对阳极。装夹棒3是根据零件内孔尺寸进行紧配合而设计，装夹棒3与支承杆2成45°角，是为了即保证零件与夹具配合牢固(零件不会因为倾斜而掉下)，又可以使电力线在零件表面相对分布均匀，还可以零件大端面不产生针孔，且镀镍面与夹具不接触，导电钩1所在平面与装夹棒2所在平面垂直，零件之间无电力线屏蔽，零件表面镍层厚度相对均匀。同时，每个零件还配置了一个0#橡胶塞(封口塞5)，并在橡胶塞(封口塞5)的中心位置钻一个φ3～φ8的通孔。装夹时，将零件内孔套在装夹棒3上，橡胶塞(封口塞5)套在零件大端内孔上，内孔气泡可通过橡胶塞(封口塞5)小孔溢出。通过改进镀镍夹具，避免了镀镍表面与夹具接触和零件与零件之间的相互屏蔽，保证了镀镍表面镍层沉积均匀，镍层厚度基本一致，消除了镀镍层的不均匀性和针孔，从而使动力涡轮轴氮化后漏氮现象得到改善，除镍后零件表面不再出现黑斑、凹坑等现象。

本发明夹具最关键的部件是装夹棒3，上面一段(装挂部301)设计成锥形，上小下大，直径相差2mm，大的一端直径与零件内孔直径一致，零件装夹时是将小端内孔套在装夹棒，因上小下大，零件可以越套越紧，这样，即可以将零件装得牢固，也可以防止内孔漏镍(内孔不允许镀镍)，同时，零件靠内孔与夹具接触，解决了外表面即镀镍面直接与夹具接触使得接触面镍层厚度薄的问题。装夹棒3下面的一段(过流支承部302)，优选地长度为10mm、15mm、20mm、25mm或30mm，直径是上面一段的二分之一，这一段的作用是防止零件被支承杆屏蔽和保证零件下部的气流通畅，防止小端面产生针孔。

本发明夹具还有一个附件，即一个0#橡胶塞(封口塞5)，中心钻了一个φ3、φ5或φ8的通孔。因靠零件大端的内孔有一个花键，花键是氮化部位，不允许镀镍。橡胶塞是用来塞住零件大端内孔的，可以保证内花键不被镀上镍，中心钻通孔，是为了保证内孔气流通畅，防止零件小端面产生针孔。

实施时，还提供一种航空发动机筒状零件氮化前的镀镍保护方法，包括以下步骤：水剂除油→零件装挂→电解除油→强腐蚀→预镀镍→镀铜→镀镍→清理。具体如下：

1、水剂除油

将零件用通用篮子装好后放入水剂除油槽中进行除油，温度：30℃～110℃，时间：10min～60min。除油后分别用流动温水和流动冷水清洗并压缩空气将零件吹干。

2、零件装挂

先将专用装挂夹具清理干净，在将零件小端内孔套在夹具装夹棒上并套紧，然后将钻好孔的橡胶塞塞住零件大端内孔，要求塞紧。

3、电解除油

将零件装夹好后进电解除油槽进行除油，溶液温度：50℃～120℃，阴极除油时间：3min～10min，不许进行阳极除油。除油后分别用流动温水和流动冷水清洗，将零件清洗干净。

4、强腐蚀

用55％、60％、65％、70％、75％、80％或85％的盐酸溶液进行腐蚀，室温，时间：4min～10min.腐蚀后用流动冷水将零件清洗干净。腐蚀时防止零件过腐蚀。

5、预镀镍

腐蚀后迅速将零件进预镀镍槽进行预镀镍，温度：室温，时间：3min～10min。预镀镍后，零件表面应呈均匀的灰黑色。

6、镀铜

预镀镍后迅速将零件进氰化镀铜槽进行镀铜，温度45℃～80℃，时间：15min～45min。镀铜后分别在回收槽和流动冷水槽中将零件清洗干净。注意，保证镀铜时间。

7、镀镍

镀铜后将零件进镀镍槽进行镀镍，温度：30℃～60℃，ph值：3.5～6.5，镀镍时间：120min～200min，镀镍过程中，应20min左右摇动一下夹具。镍层厚度10μm～80μm，由镀镍时间保证，也可以测量零件固定部位的镀前镀后尺寸来算出镀层厚度，确保镍层厚度在10μm～80μm范围。

8、清理

镀镍完毕后，将零件卸下，并卸去橡胶塞，用流动冷水将零件内外表面反复清洗，将零件清洗干净；同时将夹具清洗清理干净，以备下次使用。

本发明通过改进镀镍工装夹具(夹具设计平面图如图1所示)，避免了镀镍表面与夹具接触和零件与零件之间的相互屏蔽，使得到的镍层厚度相对均匀一致，消除了镀镍层的不均匀性和针孔，从而使动力涡轮轴氮化后漏氮现象得到完全改善，除镍后零件表面不再出现黑斑、凹坑等现象，避免了零件报废现象，提高了氮化零件质量。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。