CN107116336A - 一种航空发动机复合材料机匣修复方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空发动机复合材料机匣修复方法，其具体操作步骤如下：S1、检测待修复机匣的受损程度；S2、修复区域预处理；S3、预处理区域钻孔；S4、确定钛合金金属加强片面积；S5、钛合金金属加强片仿形；S6、钛合金金属加强片钻孔；S7、对比受损深度和工件原始厚度；S8、钛合金金属加强片铆接到机匣上，本发明的有益效果在于修复速度快，采用仿形钛合金金属加强片修复，可以保证钛合金金属加强片与机匣修复区域紧密贴合，可有效防止机匣缺陷区域进一步扩大，工艺简单，且无需加热固化设备，适宜外场修补。

Description

一种航空发动机复合材料机匣修复方法

技术领域

本发明涉及复合材料修复应用技术，特别是一种航空发动机复合材料机匣修复方法。

背景技术

复合材料因其高比强度和比模量、抗蠕变、耐腐蚀等特点，在航空发动机领域得到了广泛应用，各国先进的发动机都采用复合材料机匣代替原有钛合金机匣。复合材料机匣在长时间服役过程中不可避免的遭受外来物的撞击，、异常燃气产生高温燃气冲刷，经常导致内表面烧蚀缺陷。特别是在外来异物的冲击下，会发生损伤和局部的屈曲，造成机匣的强度和刚度下降。

航空发动机复合材料机匣为层压板结构，但因其为筒形结构，给再生修复带来一定难度，需要根据缺陷和损伤类型进行专项修复。发动机机匣工作温度为200~280℃，传统的树脂预浸料难以满足耐温要求，并且机匣体积大、结构形状复杂无法实现固化过程中的加热、加压、真空加热等关键工艺。因此现有的技术无法实现航空发动机复合材料机匣的修复，导致机匣严重受损后不能多次重复使用，造成资源浪费。因此，针对损伤较为严重、缺陷形状不规则、尺寸范围大的复合材料修复，本专利发明了一种快速金属加强片修复方法。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的缺点，提供一种航空发动机复合材料机匣修复方法。

本发明的目的通过以下技术方案来实现：一种航空发动机复合材料机匣修复方法，它包括以下步骤：

S1、检测待修复机匣的受损程度，测量受损部位的尺寸和形状，记录损伤区域损伤深度的最大值;

S2、修复区域预处理，使用旋转打磨头对损伤区进行圆滑过渡打磨，结合机匣设计图纸要求获得受损部位关键尺寸和使用要求适当扩大打磨的区域，然后用丙酮清洗打磨区域对清洗过后的区域烘干处理，从而实现了修复区域的预处理；

S3、在步骤S2中烘干后，先在预处理区域上钻金属片加强片安装孔，距离损伤区域边缘外10~20 mm处的四个角上均匀钻孔4个，孔直径为3~4 mm，然后在相邻两个孔之间间隔40~60 mm钻相同直径的孔，孔位置排列应均匀；

S4、钛合金金属加强片的面积确定，选用厚度为1~1.5 mm钛合金材料为金属加强片，计算损伤区域的面积，按照损伤区域面积的1.5~2.0倍切割钛合金金属加强片；

S5、钛合金金属加强片的仿形，其具体操作步骤如下：

S5（1）、将步骤S4中切割后的钛合金金属加强片放在与发动机机匣曲率相同弧形工装上，进行预压成型，并采用螺栓夹紧；

S5（2）、将装有钛合金金属加强片的工装放到500℃~600℃的加热箱中保持2~4 h进行热校形，从而获得修复区域曲率相同的的仿形钛合金金属加强片;

S5（3）、根据步骤S3中损伤区域钻孔的位置，在相对应的钛合金金属加强片上钻直径相同且分布一致的通孔；

S5（4）、判断步骤S1中的损伤区域损伤深度的最大值是否超过受损区域原始厚度的二分之一，若未超过则只需对内表面安装钛合金金属片加强片，若大于或等于损区域原始厚度的二分之一，则对内表面和外表面同时安装钛合金金属片加强片；

S6、将步骤S5中制作的钛合金金属加强片采用铆接的方式铆接到步骤3的受损区域上，铆接采用的铆钉为TC4钛合金，实现了航空发动机符合材料机匣的修复。

本发明具有以下优点：

1、修复速度快。

2、采用仿形钛合金金属加强片修复，可以保证钛合金金属加强片与机匣修复区域紧密贴合，可有效防止机匣缺陷区域进一步扩大。

3、工艺简单，且无需加热固化设备，适宜外场修补。

附图说明

图1 为本发明的流程图；

图2 为钛合金金属片；

图3 为钛合金金属片仿形加工；

图4 为实施例一受损区域示意图；

图5 为实施例一修复区域预处理后示意图；

图6 为实施例一金属加强片处理后示意图；

图7 为实施例一修复后的示意图；

图8 为实施例二受损区域示意图；

图9 为实施例二修复区域预处理后示意图；

图10 为实施例而金属加强片处理后示意图；

图11 为实施例二修复后的示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步的描述，但本发明的保护范围不局限于以下所述。

如图1所示，一种航空发动机复合材料机匣修复方法，它包括它包括以下步骤：

S1、检测待修复机匣的受损程度，测量受损部位的尺寸和形状，记录损伤区域损伤深度的最大值；

S2、修复区域预处理，使用旋转打磨头对损伤区进行圆滑过渡打磨，结合机匣设计图纸要求获得受损部位关键尺寸和使用要求适当扩大打磨的区域，然后用丙酮清洗打磨区域对清洗过后的区域烘干处理，从而实现了修复区域的预处理；

S3、在步骤S2中烘干后，先在预处理区域上钻金属片加强片安装孔，距离损伤区域边缘外10~20 mm处的四个角上均匀钻孔4个，孔直径为3~4 mm，然后在相邻两个孔之间间隔40~60 mm钻相同直径的孔，孔位置排列应均匀；

S4、钛合金金属加强片的面积确定，选用厚度为1~1.5 mm钛合金材料为金属加强片，计算损伤区域的面积，按照损伤区域面积的1.5~2.0倍切割钛合金金属加强片；

S5、钛合金金属加强片的仿形，其具体操作步骤如下：

S5（1）、将步骤S4中切割后的钛合金金属加强片放在与发动机机匣曲率相同弧形工装上，进行预压成型，并采用螺栓夹紧；

S5（2）、将装有钛合金金属加强片的工装放到500℃~600℃的加热箱中保持2~4 h进行热校形，从而获得修复区域曲率相同的的仿形钛合金金属加强片;

S5（3）、根据步骤S3中损伤区域钻孔的位置，在相对应的钛合金金属加强片上钻直径相同且分布一致的通孔；

S5（4）、判断步骤S1中的损伤区域损伤深度的最大值是否超过受损区域原始厚度的二分之一，若未超过则只需对内表面安装钛合金金属片加强片，若大于或等于损区域原始厚度的二分之一，则对内表面和外表面同时安装钛合金金属片加强片；

S6、将步骤S5中制作的钛合金金属加强片采用铆接的方式铆接到步骤3的受损区域上，铆接采用的铆钉为TC4钛合金，实现了航空发动机符合材料机匣的修复

本发明的工作过程如下：实施例一、某型航空发动机在修理时，发现机匣内部表面有一处烧蚀区域，该烧蚀在厚度方向上没有穿透，按照本发明提供的方法进行内表面修复。具体操作步骤如下：

S1、检查复合材料机匣受损程度，测量缺陷尺寸和形状，损伤区尺寸约140 mm×100mm，损伤深度约0.37 mm（距内表面），示意图如图3所示。

S2、用旋转打磨头对损伤区进行圆滑过渡打磨，去掉损伤区域，打磨深度约为0.4mm，丙酮清洗后烘干处理。缺陷深度未超过原始厚度（2 mm）的二分之一，因此只需要对正面进行金属加强片修补。在距离缺陷边缘处均匀钻孔10个，孔直径为3 mm，示意图如图4所示。

S3、金属加强片处理，切取1 mm厚TC4钛合金片，片尺寸为150 mm×110 mm，将补片放入校型工装，在空气炉内进行热校型，温度580℃，保温时间2h30min，空冷，校型后确保加强片与机匣内表面能完全贴合，示意图如图5所示。

S4、装配连接，将制备好的金属加强片利用紧固件装配连接，最后检查铆接质量，铆钉头与和镦头不允许有较深的切痕、下陷、裂纹及其他机械损伤缺陷，镦头呈鼓形，图6为修复后的示意图。

实施例二

某型航空发动机在修理时，发现机匣内部表面有一处烧蚀区域，该烧蚀在厚度方向上穿透，按照本发明提供的方法进行内表面和外表面同时修复。具体操作步骤如下：

S1、检查复合材料机匣受损程度，测量缺陷尺寸和形状，损伤区尺寸约90 mm×40 mm，在厚度方向上穿透，示意图如图7所示。

S2、用旋转打磨头对损伤区进行圆滑过渡打磨，去掉损伤区域，打磨深度约为1.4mm，丙酮清洗后烘干处理。缺陷深度超过原始厚度（2 mm）的二分之一，因此需要对正反两面进行金属加强片修补。在距离缺陷边缘处均匀钻孔6个，，孔直径为3 mm，示意图如图8所示。

S3、金属加强片处理，切取1 mm厚TC4钛合金两片片，片尺寸都为100 mm×60 mm，将补片放入校型工装，在空气炉内进行热校型，温度580℃，保温时间3h，空冷。校型后确保加强片与机匣内外表面都能完全贴合，示意图如图9所示。

S4、装配连接，将制备好的金属加强片利用紧固件装配连接，最后检查铆接质量，铆钉头与和镦头不允许有较深的切痕、下陷、裂纹及其他机械损伤缺陷，镦头呈鼓形，装配完成后如图10所示。

Claims (1)

1.一种航空发动机复合材料机匣修复方法，其特征在于：它包括以下步骤：

S1、检测待修复机匣的受损程度，测量受损部位的尺寸和形状，记录损伤区域损伤深度的最大值;

S2、修复区域预处理，使用旋转打磨头对损伤区进行圆滑过渡打磨，结合机匣设计图纸要求获得受损部位关键尺寸和使用要求适当扩大打磨的区域，然后用丙酮清洗打磨区域对清洗过后的区域烘干处理，从而实现了修复区域的预处理；

S3、在步骤S2中烘干后，先在预处理区域上钻金属片加强片安装孔，距离损伤区域边缘外10~20 mm处的四个角上均匀钻孔4个，孔直径为3~4 mm，然后在相邻两个孔之间间隔40~60 mm钻相同直径的孔，孔位置排列应均匀；

S4、钛合金金属加强片的面积确定，选用厚度为1~1.5 mm钛合金材料为金属加强片，计算损伤区域的面积，按照损伤区域面积的1.5~2.0倍切割钛合金金属加强片；

S5、钛合金金属加强片的仿形，其具体操作步骤如下：

S5（1）、将步骤S4中切割后的钛合金金属加强片放在与发动机机匣曲率相同弧形工装上，进行预压成型，并采用螺栓夹紧；

S5（2）、将装有钛合金金属加强片的工装放到500℃~600℃的加热箱中保持2~4 h进行热校形，从而获得修复区域曲率相同的的仿形钛合金金属加强片;

S5（3）、根据步骤S3中损伤区域钻孔的位置，在相对应的钛合金金属加强片上钻直径相同且分布一致的通孔；

S5（4）、判断步骤S1中的损伤区域损伤深度的最大值是否超过受损区域原始厚度的二分之一，若未超过则只需对内表面安装钛合金金属片加强片，若大于或等于损区域原始厚度的二分之一，则对内表面和外表面同时安装钛合金金属片加强片；

S6、将步骤S5中制作的钛合金金属加强片采用铆接的方式铆接到步骤3的受损区域上，铆接采用的铆钉为TC4钛合金，实现了航空发动机符合材料机匣的修复。