CN109014458A - 一种飞机发动机叶片的切割方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞机发动机叶片的切割方法，本切割方法为电火花加工切割，将发动机低压涡轮导向器进气边朝上水平放置于电火花设备平台上，包括以下切割步骤：对叶片的下缘板的左右两端沿水平方向进行切割；对叶片的上缘板的左右两端沿水平方向进行切割；对第一固定环的左右两端沿竖直向下进行切割；对波纹管的左端和右端沿竖直向下进行切割；对第一安装边的左端和右端沿竖直向下进行切割；对第二固定环端沿竖直向下进行切割；对第二安装边的左端和右端沿竖直向下进行切割。通过本方法对飞机发动机低压涡轮导向器叶片进行切割，能够保证飞机发动机的稳定，使得更换后的叶片与原来的叶片相匹配，保持同样的稳定性。

Description

一种飞机发动机叶片的切割方法
技术领域
本发明涉及航空发动机叶片维修技术领域，具体涉及一种飞机发动机叶片的切割方法。
背景技术
发动机低压涡轮导向器在使用过程中，由于叶片表面局部高温带的出现，会使其表面渗铝层遭到破坏从而产生热烧蚀点，进而衍生为裂纹或孔洞逐渐由外及里延伸，导致烧蚀面积逐步扩大，形成叶片故障，给发动机的安全使用带来了隐患。为了去除烧蚀的故障叶片，通过采取电火花切割的途径，将发动机上已出现故障的低压涡轮导向器叶片进行安全可靠的切取，为后续更换良好的叶片奠定技术准备，给解决发动机低压涡轮导向器叶片故障提供了较好的经济效益与技术支持，但是单纯的对发动机低压涡轮导向器的叶片进行切割容易造成叶片的不稳定性，导致发动机低压涡轮导向器因为更换叶片后出现故障。
发明内容
本发明为了解决上述技术问题提供一种飞机发动机叶片的切割方法，通过本方法对飞机发动机低压涡轮导向器叶片进行切割，能够保证飞机发动机的稳定，使得更换后的叶片与原来的叶片相匹配，保持同样的稳定性。
本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种飞机发动机叶片的切割方法，包括以下切割步骤：
步骤1：将发动机低压涡轮导向器进气边朝上水平放置于电火花设备平台上，对叶片的下缘板的两端沿垂直于电火花设备平台上表面方向进行切割；
步骤2：对叶片的上缘板的两端沿垂直于电火花设备平台上表面方向进行切割；
步骤3:对第一固定环的两端沿平行于电火花设备平台的上表面方向进行切割，并分别与步骤1中的所产生的切割线末端相交；
步骤4：沿步骤3中产生的切割线末端连线的方向，沿叶片隔板平行于电火花设备平台的上表面方向进行切割；
步骤5：对波纹管的两端沿平行于电火花设备平台的上表面方向进行切割，并分别与步骤2中所产生的切割线末端相交；
步骤6：沿步骤5产生的切割线末端的连线方向进行切割；
步骤7：对第一安装边的两端沿平行于电火花设备平台的上表面方向进行切割，并分别与步骤2中所产生的切割线末端相交；
步骤8：对第二固定环的两端沿平行于电火花设备平台的上表面方向进行切割；
步骤9：对第二安装边的两端沿平行于电火花设备平台的上表面方向进行切割，并分别与步骤2中所产生的切割线末端相交。
本发明的有益效果是：通过本方法采取电火花切割的途径，将发动机上已出现故障的低压涡轮导向器叶片进行安全可靠的切取，根据本切割步骤，能够实现低压涡轮导向器叶片更换后达到同样的稳定性，不影响飞行器的飞行。
在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进。
进一步，所述步骤1中，切割长度为61-64mm，切割深度为7-9mm。
采用上述进一步方案的有益效果是：利于低压涡轮导向器叶片的切取。
进一步，所述步骤2中，切割长度为75-78mm，切割深度为9-11mm。
采用上述进一步方案的有益效果是：利于低压涡轮导向器叶片的切取。
进一步，所述步骤3中，切割长度为12-15mm。
采用上述进一步方案的有益效果是：利于叶片的平衡，避免切取过多。
进一步，所述步骤4中，切割深度为1.5-2mm。
采用上述进一步方案的有益效果是：避免损坏前隔板。
进一步，所述步骤5中，切割长度为10-13mm，切割深度为18-21mm。
采用上述进一步方案的有益效果是：利于取出低压涡轮导向器叶片。
进一步，所述步骤6中，切割深度为3-6mm。
采用上述进一步方案的有益效果是：切取部分波纹管，使得更换后的叶片稳固性更好。
进一步，所述步骤7中，切割长度为8-11mm。
采用上述进一步方案的有益效果是：符合安装边的高度，用于取出低压涡轮导向器叶片。
进一步，所述步骤8中，切割深度为1.5-2mm。
采用上述进一步方案的有益效果是：提高更换后叶片的稳定性。
进一步，所述步骤9中，切割长度为14-17mm。
采用上述进一步方案的有益效果是：利于更换厚度叶片进行固定。
附图说明
图1为本发明结构示意图。
附图中，各标号所代表的部件列表如下：
1、电火花设备平台，2、第一安装边，3、上缘板，4、波纹管，5、第二安装边，6、第一固定环，7、叶片隔板，8、下缘板，9、第二固定环，10、导向器，11、叶身。
具体实施方式
以下对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。
如图1所示，飞机发动机涡轮包括导向器10和导向叶片，导向叶片包括上缘板3、下缘板8和叶身11，叶片上缘板3的两端分别设有第一安装边2和第二安装边5，叶片上缘板3的两端分别与第一安装边2和第二安装边5固定连接，第一安装边2和第二安装边5为圆环型，主要用于固定叶片，导向器10上连接有第一固定环6和第二固定化，叶片下缘板8的两端分别与第一固定环6和第二固定环9固定连接，第一固定环6和第二固定环9用于将叶片固定在导向器10上，第二安装边5上固定连接一波纹管4，第一固定环6与导向器10之间还连接有一叶片隔板7；
实施例
本切割方法为电火花加工切割，将发动机低压涡轮导向器10进气边朝上水平放置于电火花设备平台1上，在电火花切割加工中，利用移动的薄紫铜片接脉冲电源的负极，叶片接脉冲电源的正级，在正负极之间加载脉冲电源，当形成一个电脉冲时，在铜片尖端和叶片间将产生一次火花放电，在放电通道处中心温度瞬时高达上千度，高温使叶片局部金属熔化从而形成较细的切缝以达到切割的目的；
具体的切割步骤如下：
步骤1：对叶片的下缘板8的垂直于电火花设备平台1的两端沿垂直于电火花设备平台1上表面的方向进行切割，切割口距离钎焊缝的距离为0.5-1mm，切割长度为61-64mm，切割深度为7-9mm，切割时，先进行切割一端，然后切割另一端，使得两端的形成平衡对称；
步骤2：对叶片的上缘板3的垂直于电火花设备平台1的两端沿垂直于电火花设备平台1上表面的方向进行切割，切割口距离钎焊缝的距离为0.5-1mm，切割长度为75-78mm，切割深度为9-11mm，切割时，先进行切割一端，然后切割另一端，使得两端的形成平衡对称；
步骤3:对第一固定环6的两端沿平行于电火花设备平台1上表面方向进行切割，向着与步骤1中所产生的切割线方向切割，并分别与步骤1中的所产生的切割线末端相交，切割长度为12-15mm，切割深度为切割到与步骤1所产生的切割线末端之间的距离；
步骤4：沿步骤3中产生的切割线末端连线的方向，沿叶片隔板7平行于电火花设备平台1的上表面方向进行切割，切割长度为步骤3产生的切割线之间的距离，切割深度为1.5-2mm；
步骤5：对波纹管4的两端沿平行于电火花设备平台1的上表面方向进行切割，向着与步骤2中所产生的切割线方向切割，并分别与步骤2中所产生的切割线末端相交，切割长度为10-13mm，切割深度为18-21mm；
步骤6：沿步骤5产生的切割线末端的连线方向进行切割，切割长度为步骤5产生的切割线之间的距离，切割深度为3-6mm；
步骤7：对第一安装边2的两端沿平行于电火花设备平台1的上表面方向进行切割，向着与步骤2中所产生的切割线方向切割，并分别与步骤2中所产生的切割线末端相交，切割长度为8-11mm，切割深度为切割到与步骤2所产生的切割线末端之间的距离；
步骤8：对第二固定环9的两端沿平行于电火花设备平台1的上表面方向进行切割，切割长度为步骤1所产生的切割线之间的距离，切割深度为1.5-2mm；
步骤9：对第二安装边5的两端沿平行于电火花设备平台1的上表面方向进行切割，向着与步骤2中所产生的切割线方向切割，并分别与步骤2中所产生的切割线末端相交，切割长度为14-17mm，切割深度为切割到与步骤2所产生的切割线末端之间的距离；
在上述电火花切割导向叶片整个过程中，需保证各切缝的切割到位以及切缝间相交处的连贯通透，如此可将导向叶片从导向器10中取出。
以上仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，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。

Claims (10)

1.一种飞机发动机叶片的切割方法，其特征在于，包括以下切割步骤：
步骤1：将发动机低压涡轮导向器进气边朝上水平放置于电火花设备平台上，对叶片的下缘板的两端沿垂直于电火花设备平台上表面方向进行切割；
步骤2：对叶片的上缘板的两端沿垂直于电火花设备平台上表面方向进行切割；
步骤3:对第一固定环的两端沿平行于电火花设备平台的上表面方向进行切割，并分别与步骤1中的所产生的切割线末端相交；
步骤4：沿步骤3中产生的切割线末端连线的方向，沿叶片隔板平行于电火花设备平台的上表面方向进行切割；
步骤5：对波纹管的两端沿平行于电火花设备平台的上表面方向进行切割，并分别与步骤2中所产生的切割线末端相交；
步骤6：沿步骤5产生的切割线末端的连线方向进行切割；
步骤7：对第一安装边的两端沿平行于电火花设备平台的上表面方向进行切割，并分别与步骤2中所产生的切割线末端相交；
步骤8：对第二固定环的两端沿平行于电火花设备平台的上表面方向进行切割；
步骤9：对第二安装边的两端沿平行于电火花设备平台的上表面方向进行切割，并分别与步骤2中所产生的切割线末端相交。
2.根据权利要求1所述的一种飞机发动机叶片的切割方法，其特征在于，所述步骤1中，切割长度为61-64mm，切割深度为7-9mm。
3.根据权利要求1所述的一种飞机发动机叶片的切割方法，其特征在于，所述步骤2中，切割长度为75-78mm，切割深度为9-11mm。
4.根据权利要求1所述的一种飞机发动机叶片的切割方法，其特征在于，所述步骤3中，切割长度为12-15mm。
5.根据权利要求1至4任一项所述的一种飞机发动机叶片的切割方法，其特征在于，所述步骤4中，切割深度为1.5-2mm。
6.根据权利要求1至4任一项所述的一种飞机发动机叶片的切割方法，其特征在于，所述步骤5中，切割长度为10-13mm，切割深度为18-21mm。
7.根据权利要求1至4任一项所述的一种飞机发动机叶片的切割方法，其特征在于，所述步骤6中，切割深度为3-6mm。
8.根据权利要求1至4任一项所述的一种飞机发动机叶片的切割方法，其特征在于，所述步骤7中，切割长度为8-11mm。
9.根据权利要求1至4任一项所述的一种飞机发动机叶片的切割方法，其特征在于，所述步骤8中，切割深度为1.5-2mm。
10.根据权利要求1至4任一项所述的一种飞机发动机叶片的切割方法，其特征在于，所述步骤9中，切割长度为14-17mm。
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