CN108145333A - 一种航空加力作动机匣焊缝裂纹的修理方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种航空加力作动机匣焊缝裂纹的修理方法，包括分解待修理的加力作动机匣组件，得到前作动机匣组件和后作动机匣组件；制作置换环，置换环后端插入并固定在后作动机匣组件的内侧壁上；然后将置换环前端匹配焊接在前作动机匣组件的外侧壁上；均匀设置多个加强板，加强板焊接在置换环前端与前作动机匣组件的连接处，得到修复后的加力作动机匣。针对待修理焊缝裂纹较多且裂纹长度较长的加力作动机匣，提供了一种增加置换环的换段修理方法，该方法能够减小焊接应力，有效控制机匣变形的同时解决了在原电阻焊缝位置换段焊接易产生焊接缺陷和接头性能衰减的问题，保证焊缝强度满足使用要求的方法，延长机匣的使用寿命。

Description

一种航空加力作动机匣焊缝裂纹的修理方法
技术领域
本发明属于航空加力作动机修理技术领域；具体涉及一种航空加力作动机匣焊缝裂纹的修理方法。
背景技术
在航空发动机修理时，加力作动机匣双层封闭区焊缝处出现裂纹，这种裂纹故障在排故、到寿返厂发动机的加力作动机匣上均有出现，在各个寿命段发生频次不等。加力作动机匣组件材料为钛合金，属于薄壁钣金焊接组合件，由厚度为0.6mm～1.2mm的钣金件焊接而成，共有十余条电阻焊缝。发动机修理时，加力作动机匣100％存在裂纹故障，严重时，裂纹数量多达100余处，裂纹长度10mm～200mm不等。由于加力作动机匣为长寿命控制件，允许用氩弧焊的方法进行补救，发动机机匣组件(大修、排故)第二道焊缝裂纹在二次、三次大修时，由于裂纹条数及裂纹长度的增加，氩弧焊补焊后的零件变形严重，已经无法满足后期零件的组装。零件为钛合金薄壁多层结构，长期服役后污染严重，焊前清理困难，且存在多处加强筋封闭结构，焊接时背面保护难以实现，且在原电阻焊缝位置焊接易产生焊接缺陷和接头性能衰减的问题。
由于钛合金在原焊缝处补焊会造成其强度的显著降低，设计要求在同一焊缝需补焊的裂纹长度不超过原焊缝长度的25％，为延长作动机匣的使用寿命，裂纹数量较多或裂纹累积长度超过焊缝总长的25％时，经反复工艺试验，提供一种增加置换环的换段修理方法，以减小焊接应力，有效控制了机匣的变形同时解决了在原电阻焊缝位置换段焊接易产生焊接缺陷和接头性能衰减的问题，保证焊缝强度满足使用要求的方法，使其性能指标达到验收标准的要求，提升发动机机匣的修理水平。
发明内容
本发明提供了一种航空加力作动机匣焊缝裂纹的修理方法；针对待修理焊缝裂纹较多且裂纹长度较长的加力作动机匣，提供了一种增加置换环的换段修理方法，该方法能够减小焊接应力，有效控制机匣变形的同时解决了在原电阻焊缝位置换段焊接易产生焊接缺陷和接头性能衰减的问题，保证焊缝强度满足使用要求的方法，延长机匣的使用寿命。
本发明的技术方案是：一种航空加力作动机匣焊缝裂纹的修理方法，包括以下步骤：
步骤S1，分解待修理的加力作动机匣组件，得到前作动机匣组件和后作动机匣组件；
步骤S2，制作置换环；置换环后端插入并固定在后作动机匣组件的内侧壁上；
步骤S3，然后将置换环前端匹配焊接在前作动机匣组件的外侧壁上；
步骤S4，均匀设置多个加强板，加强板焊接在置换环前端与前作动机匣组件的连接处，并且对置换环后端与后作动机匣组件进行焊接，得到修复后的加力作动机匣。
更进一步的，本发明的特点还在于：
其中步骤S1中在后作动机匣组件的铆钉连接处进行分解切断。
其中步骤S2中置换环包括置换环前端和置换环后端，其中置换环前端的直径大于置换环后端的直径；且置换环后端的外壁与后作动机匣组件的内壁匹配，置换环前端的内壁与前作动机匣组件的外壁匹配。
其中步骤S2中置换环后端与后作动机匣组件之间通过铆钉结构连接，且后作动机匣组件的切口面与置换环后端之间为圆滑连接。
其中步骤S3中前作动机匣组件的切口面与置换环前端之间为圆滑连接。
其中步骤S4中还包括对加强板的焊缝以及前作动机匣组件与置换环前端之间的焊缝进行荧光或X光检查。
其中步骤S4中还包括将修复后的加力作动机匣与导轨组件进行组装。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：采用本发明的方法，实现了航空发动机钛合金加力作动机匣焊缝裂纹较多且裂纹长度较长修理时，采用增加置换环的换段修理，延长了作动机匣的使用寿命，并且确保了其性能指标达到验收标准的要求，提升了钛合金加力作动机匣的修理水平。
更进一步的，在前作动机匣组件和后作动机匣组件的连接处进行分解，对加力作动机匣整体的影响最小。
更进一步的，置换环设计为一端插入后作动机匣组件内，且另一端套在前作动机匣组件外部，并且置换环与前作动机匣组件和后作动机匣组件的切口面均为圆滑连接，提高了连接的可靠性。
更进一步的，该方法中还包括对焊缝进行荧光和X光检查，提高焊接的质量。
更进一步的，完成加力作动机匣和导轨组件的组装。
附图说明
图1为本发明中作动机匣分解的结构示意图；
图2为本发明中置换环的平面示意图；
图3为本发明中置换环的截面示意图；
图4为本发明中焊接的结构示意图；
图5为图4中I出的放大结构示意图。
图中：1为作动机匣组件；2为前作动机匣组件；3为后作动机匣组件；4为切口；5为置换环；6为置换环前端；7为置换环后端；8为弧形连接部；9为第一焊缝；10为第二焊缝；11为加强板。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明的技术方案进一步说明。
本发明提供了一种航空加力作动机匣焊缝裂纹的修理方法，包括以下步骤：
步骤S1，分解待修理的加力作动机匣组件；具体的包括分解导轨组件和机匣组件，机匣组件分解为前作动机匣组件2和后作动机匣组件3，其中在机匣组件的后作动机匣组件3的铆钉出进行切断，如图1所示，将作动机匣组件1沿着后作动机匣组件3上的切口4将前作动机匣组件2和后作动机匣组件3分开，并且对切口4进行修磨处理。
步骤S2，制作置换环5；如图2和3所示置换环5包括置换环前端6和置换环后端7，其中置换环前端6卷成筒状的直径大于置换环后端7卷成筒状的直径，且置换环前端6和置换环后端7之间通过弧形连接件8连接；具体的置换环前端6的内壁能够套在前作动机匣组件2的外侧且与与前作动机匣组件2的外壁贴合，置换环后端7的外壁能够插入内且与作动机匣组件3的内壁贴合；同时该步骤中将置换环后端7插入后作动机匣组件3内，且后作动机匣组件3的切口面与置换环5的弧形连接处8圆滑连接，同时在后作动机匣组件3和置换环后端7上重新开孔，并且使用铆钉连接。
步骤S3，将置换环前端6与前作动机匣组件2匹配连接，具体的将置换环前端6套在前作动机匣组件2的外侧，且前作动机匣组件2的切口面与置换环5的弧形连接处8圆滑连接；同时对置换环前端6和前作动机匣组件2进行焊接，如图4所示，第一焊缝9为置换环前端6和前作动机匣组件2进行焊接的部位。
步骤S4，将多个加强版均匀焊接在置换环前端6与前作动机匣组件2的连接处，并且对置换环后端7和后作动机匣组件3进行焊接，如图4和5所示，两条第二焊缝10为置换环前端6和前作动机匣组件2进行焊接的部位，在该步骤中还包括调整后作动机匣组件3的位置，使其与前作动机匣组件2匹配，然后进行焊接，并且对第一焊缝9和第二焊缝10进行荧光或X光检查，保证焊缝没有出错，然后得到修复后的加力作动机匣，并且将其与导轨组件进行组装。
本发明的具体实施例为：
实施例1
待修复的作动机匣为钛合金薄壁焊接组件，包括前作动机匣组件和后作动机匣组件，沿型面设置有7道加强板，作动机匣壁厚为0.7mm，加强板壁厚为1.2mm，作动机匣外表面共有14条电阻焊缝，在航空发动机维修过程中，裂纹故障率为100％，裂纹数量超过100条，裂纹长度为10-20mm之间，且第二道焊缝裂纹数量在50个以上，为了延长机匣的使用寿命，通过本发明的方法，通过增加置换环的换段方法进行修理，其具体过程是：
首先对作动机匣进行分解，包括分解导轨组件和机匣组件，如图1所示，并且将机匣组件在后作动机匣组件的铆钉出进行切断，将机匣组件分解为前机匣组件和后机匣组件；然后制作置换环，置换环为Ti230，且为退火板材，将置换环加工成如图2和3所示的结构，即置换环的置换环前端6的直径大于置换环后端7的直径，且置换环前端6和置换环后端7之间通过弧形连接部8连接起来；然后将置换环后端7插入后作动机匣组件3内，并且置换环后端7与后作动机匣组件3的内壁匹配，并且通过开孔、加铆钉的方式将后作动机匣组件3与置换环后端7连接起来；然后将置换环前端6套在前作动机匣组件2上，并且置换环前端6与前作动机匣组件2的外壁匹配，并且前作动机匣组件2和后作动机匣组件3的切口面与置换环的弧形连接部8圆滑连接；然后将加强板11焊接在前作动机匣组件2和置换环前端6上；再将置换环前端6与前作动机匣组件2之间焊接第一焊缝9，并且在置换环后端7与后作动机匣组件3之间焊接第二焊缝10，其中第二焊缝有两条。
最后对焊缝进行处理，并且通过荧光或X光对焊缝进行检验，然后将导轨组件与修复后的机匣组件组装起来。
实施例2
待修复的作动机匣为钛合金薄壁焊接组件，包括前作动机匣组件和后作动机匣组件，沿型面设置有7道加强板，作动机匣壁厚为0.7mm，加强板壁厚为1.2mm，作动机匣外表面共有14条电阻焊缝，在航空发动机维修过程中，裂纹故障率为100％，裂纹数量超过100条，裂纹长度为10-20mm之间，且待补焊裂纹的长度超过任何一条电阻焊缝总程度的25％，为了延长机匣的使用寿命，通过本发明的方法，通过增加置换环的换段方法进行修理，其具体过程是：
首先对作动机匣进行分解，包括分解导轨组件和机匣组件，如图1所示，并且将机匣组件在后作动机匣组件的铆钉出进行切断，将机匣组件分解为前机匣组件和后机匣组件；然后制作置换环，置换环为Ti230，且为退火板材，将置换环加工成如图2和3所示的结构，即置换环的置换环前端6的直径大于置换环后端7的直径，且置换环前端6和置换环后端7之间通过弧形连接部8连接起来；然后将置换环后端7插入后作动机匣组件3内，并且置换环后端7与后作动机匣组件3的内壁匹配，并且通过开孔、加铆钉的方式将后作动机匣组件3与置换环后端7连接起来；然后将置换环前端6套在前作动机匣组件2上，并且置换环前端6与前作动机匣组件2的外壁匹配，并且前作动机匣组件2和后作动机匣组件3的切口面与置换环的弧形连接部8圆滑连接；然后将加强板11焊接在前作动机匣组件2和置换环前端6上；再将置换环前端6与前作动机匣组件2之间焊接第一焊缝9，并且在置换环后端7与后作动机匣组件3之间焊接第二焊缝10，其中第二焊缝有两条。
最后对焊缝进行处理，并且通过荧光或X光对焊缝进行检验，然后将导轨组件与修复后的机匣组件组装起来。
使用本发明的方法能够实现对航空发动机加力作动机匣进行修理，特别是焊缝裂纹较多，且裂纹长度较长的作动机匣，能够有效控制机匣组件的变形，同时解决原电阻焊缝位置换段焊接易产生焊接缺陷和接头性能衰减的问题，保证了焊缝强度满足使用要求的方法，从而延长了作动机匣的使用寿命。

Claims (7)

1.一种航空加力作动机匣焊缝裂纹的修理方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S1，分解待修理的加力作动机匣组件，得到前作动机匣组件和后作动机匣组件；
步骤S2，制作置换环；置换环后端插入并固定在后作动机匣组件的内侧壁上；
步骤S3，然后将置换环前端匹配焊接在前作动机匣组件的外侧壁上；
步骤S4，均匀设置多个加强板，加强板焊接在置换环前端与前作动机匣组件的连接处，并且对置换环后端与后作动机匣组件进行焊接，得到修复后的加力作动机匣。
2.根据权利要求1所述的航空加力作动机匣焊缝裂纹的修理方法，其特征在于，所述步骤S1中在后作动机匣组件的铆钉连接处进行分解切断。
3.根据权利要求1所述的航空加力作动机匣焊缝裂纹的修理方法，其特征在于，所述步骤S2中置换环包括置换环前端(6)和置换环后端(7)，其中置换环前端(6)的直径大于置换环后端(7)的直径；且置换环后端(7)的外壁与后作动机匣组件(3)的内壁匹配，置换环前端(6)的内壁与前作动机匣组件(2)的外壁匹配。
4.根据权利要求1或3任意一项所述的航空加力作动机匣焊缝裂纹的修理方法，其特征在于，所述步骤S2中置换环后端与后作动机匣组件之间通过铆钉结构连接，且后作动机匣组件的切口面与置换环后端之间为圆滑连接。
5.根据权利要求1所述的航空加力作动机匣焊缝裂纹的修理方法，其特征在于，所述步骤S3中前作动机匣组件的切口面与置换环前端之间为圆滑连接。
6.根据权利要求1所述的航空加力作动机匣焊缝裂纹的修理方法，其特征在于，所述步骤S4中还包括对加强板的焊缝以及前作动机匣组件与置换环前端之间的焊缝进行荧光或X光检查。
7.根据权利要求1或6任意一项所述的航空加力作动机匣焊缝裂纹的修理方法，其特征在于，所述步骤S4中还包括将修复后的加力作动机匣与导轨组件进行组装。
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