CN109048220B - 一种更换飞机发动机叶片的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种更换飞机发动机叶片的方法，包括以下步骤：将低压涡轮导向器焊接组件上的叶片切割下来；根据焊接组件的形状对更换叶片的外形进行修型；将修型完的更换叶片装配入切割的低压涡轮导向器焊接组件上，进行焊接定位；更换叶片完全焊接固定在低压涡轮导向器焊接组件上后，对更换叶片的凸台端面进行车铣加工，对更换后的叶片进行定位孔精加工；定位孔加工完成后，打磨更换叶片上与导流片及上缘板前片、尾片焊接的部位直到露出金属光泽，使用点焊机将导流片、前片及尾片焊接到更换叶片的上缘板上。能够针对航空发动机导向叶片进行针对性更换，降低发动机维修成本。

Description

一种更换飞机发动机叶片的方法
技术领域
本发明涉及航空发动机叶片维修技术领域，具体涉及一种更换飞机发动机叶片的方法。
背景技术
导向叶片是航空发动机部件中承受高温和热冲击最厉害的零件，因此导向叶片极易容易损坏，特别是在航空发动机及燃机工作过程中，发动机涡轮导向器由于出现表面局部高温，涡轮导向叶片受热冲击、燃气腐蚀和振动载荷作用，导致叶片出现烧蚀形成故障，影响发动机的可靠运行。为保证发动机的安全使用，需对已出现的故障叶片进行更换，目前并没有针对叶片进行维修更换的方法，使得航空发动机的导向叶片维修成本较高。
发明内容
本发明为了解决上述技术问题提供一种更换飞机发动机叶片的方法，能够针对航空发动机导向叶片进行针对性更换，降低发动机维修成本。
本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种更换飞机发动机叶片的方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：将低压涡轮导向器焊接组件上的有缺陷需待换的低压涡轮导向器叶片切割下来；
步骤2：打磨清除低压涡轮导向器焊接组件切缝处附着的钎料余量，根据焊接组件的形状对更换叶片的外形进行修型；
步骤3：将修型完的更换叶片装配入步骤1所切割的低压涡轮导向器焊接组件上，对更换叶片与相邻叶片的对接处进行焊接定位，然后对流道处进行固定焊接；
步骤4：将步骤3焊接完成后，更换叶片完全焊接固定在低压涡轮导向器焊接组件上后，对更换叶片的凸台端面进行车铣加工，使其减薄至与相邻叶片齐平，对更换后的叶片进行定位孔精加工，去除尖边毛刺并清洗；
步骤5：定位孔加工完成后，打磨更换叶片上与导流片及上缘板前片、尾片焊接的部位直到露出金属光泽，使用点焊机将导流片、前片及尾片焊接到更换叶片的上缘板上。
本发明的有益效果是：通过本方法的打磨修型、定位安装及固定焊接的途径，将完好的叶片备件安装于已被切取的故障叶片处，实现完整更换，恢复导向器的可靠使用，该方法为发动机导向器叶片故障的解决提供了实质性的技术支持以及良好的经济效益。
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，通过电火花对故障的低压涡轮导向器叶片进行切割，电火花切割低压涡轮导向器叶片产生8条切缝，叶片上缘板和下缘板的对接焊缝处的切缝靠内侧距钎焊缝的距离为1-1.5mm，前环、前安装边和后安装边分别与叶片对接焊缝处的切缝靠近叶片一侧距钎焊缝的距离为1-1.5mm，沿排气边对叶片下缘板凸边的后环槽在竖直方向上的切缝深度为3.5-4mm。
采用上述进一步方案的有益效果是：通过电火花切割能够精确控制切割的长度和深度，防止损坏其他正常叶片。
进一步，所述步骤2中，更换叶片燃气通道部分的对接处以及前环、前安装边和后安装边与叶片的对接处的台阶长度小于0.5mm，叶片对接处的间隙小于1mm，叶片端面凸起的长度小于0.3mm，凹下的长度小于0.5mm。
采用上述进一步方案的有益效果是：使得更换叶片与低压涡轮导向器焊接组件吻合。
进一步，所述步骤3中，更换叶片与相邻叶片的定位焊点之间的距离为5-7mm。
采用上述进一步方案的有益效果是：利于对更换叶片进行预固定。
进一步，所述步骤3中，焊接的材料为GH4648合金，焊接的电流强度为40-60A。
采用上述进一步方案的有益效果是：焊接效果好，另外根据焊接部位的厚度不同，改变电流大小，使得焊接更加稳固。
进一步，所述步骤5中，点焊机的焊点之间距离为5-6mm，焊点的大小为1mm。
采用上述进一步方案的有益效果是：焊接效果好，而且能够避免损坏导流片、前片及尾片。
附图说明
图1为本发明上缘板切缝示意图；
图2为本发明下缘板切缝示意图。
附图中，各标号所代表的部件列表如下：
1、前环，2、下缘板，3、流道，4、切缝，5、更换叶片，6、上缘板，7、前安装边，8、后安装边。
具体实施方式
以下结合附图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。
实施例
一种更换飞机发动机叶片的方法，包括以下步骤：
步骤1：将低压涡轮导向器焊接组件上的有缺陷需待更换的低压涡轮导向器叶片通过电火花切割下来，切割方式如图1所示，一共8条切缝4，为了保留钎料打磨的余量，叶片上缘板6和下缘板2的对接焊缝处的切缝4靠内侧距钎焊缝的距离为1-1.5mm，前环1、前安装边7和后安装边8分别与叶片对接焊缝处的切缝4靠叶片一侧距钎焊缝的距离为1-1.5mm，沿排气边对叶片下缘板2凸边的后环槽在竖直方向上的切缝4深度为3.5-4mm，为了避免破坏叶片凸边和低压涡轮导向器焊接组件后环槽的搭接；其中叶片上缘板6的对接焊缝处的切缝4的切入深度为9-11mm，叶片下缘板2的对接焊缝处的切缝4的切入深度为7-9mm，叶片与前环1对接焊缝处的切缝4的深度为6-7mm，叶片与前安装边7的对接焊缝处的切缝4的深度为8-10mm，叶片与后安装边8的对接焊缝处的切缝4的深度为9-11mm；通过电火花切割过程中，需要注意保护叶片切割出的相邻部位，避免损坏其他叶片；
步骤2：打磨清除低压涡轮导向器焊接组件切缝4处附着的钎料余量，根据焊接组件的形状对更换叶片5的外形进行修型，对更换叶片5进行修型时，需要注意更换叶片5燃气通道部分的对接处以及前环1、前安装边7、后安装边8与叶片对接处的台阶小于0.5mm，叶片对接处的间隙小于1mm，叶片端面的突起高度小于0.3mm，凹下深度小于0.5mm；为了满足装配的要求，可打磨低压涡轮导向器叶片燃气通道部分的缘板；
步骤3：将修型完的更换叶片5装配入步骤1所切割的低压涡轮导向器焊接组件上，对更换叶片5与相邻叶片的对接处进行氩弧焊进行焊接定位，然后对流道3处进行固定焊接，叶片焊接定位的焊点的距离为5-7mm，焊接的材料为GH4648，GH4648合金是Ni-Cr基沉淀硬化型变形高温合金，具有优异的抗热腐蚀性能，同时合金具有中等的强度和良好的看疲劳和蠕变性能，具有良好的冷加工性能和焊接性能，焊接时的电流强度为40-60A，焊接的电极直径为1.6-2.0mm，氩的损耗量为8-12升/分，焊接过程中，对较厚部位进行焊接时，电流强度为60A，对薄的部位进行焊接时，电流强度为40A；焊接过程中需按对称的顺序进行焊接，及对相对平行的焊缝进行焊接，使得焊接的稳固性提高，当一条焊缝焊接完全冷却后再进行下一条焊缝的焊接，焊接后自然冷却释放应力，焊接时，焊缝的数量应控制越少越好，减小变形，若焊缝处产生焊接裂纹需要进行补焊，等所有焊缝完全冷却后，需要对焊缝焊瘤及不平处进行打磨，燃气通道内的凸起高度需要小于0.15mm，可将焊缝打磨到与基体材料圆滑过渡；当需要更换多片导向叶片时，不能同时对叶片进行焊接，需要一片一片进行焊接定位，当一片叶片进行焊接定位打磨完成后，才能对另一个片叶片进行焊接定位打磨；另外一个低压涡轮导向器上的叶片的更换数量需要小于5片，且缘板上相邻叶片之间的对接焊缝需要小于9条；焊接完成后，需要对叶片进行校正，是否焊接出现变形，另外需要用煤油白垩捡漏法进行检测焊缝，煤油白垩捡漏法为现有技术，焊缝不能出现穿透性裂纹。
步骤4：将步骤3焊接完成后，更换叶片5完全焊接固定在低压涡轮导向器焊接组件上后，对更换叶片5的凸台端面进行车铣加工，使其减薄至与相邻叶片齐平，再通过装上低压导向器组件外机匣在镗床上进行中心定位，进行定位孔精加工，定位孔靠近后安装边8，定位孔位于叶片凸台的端面上，定位孔的直径为10mm，开孔完成后，去除尖边毛刺并用汽油清洗；
步骤5：定位孔加工完成后，打磨更换叶片5上与导流片及上缘板6前片、尾片焊接的部位直到露出金属光泽，使得点焊机将导流片、前片及尾片焊接到更换叶片5的上缘板6上，焊接通过人工进行操作，焊点的间距为5-6mm，焊点的直径为1mm，焊接的电路电压为360-400V，电极的直径为5-8mm，电流强度为3-6KA。
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 (2)

1.一种更换飞机发动机叶片的方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：将低压涡轮导向器焊接组件上的有缺陷需待换的低压涡轮导向器叶片切割下来；
步骤2：打磨清除低压涡轮导向器焊接组件切缝处附着的钎料余量，根据焊接组件的形状对更换叶片的外形进行修型；
步骤3：将修型完的更换叶片装配入步骤1所切割的低压涡轮导向器焊接组件上，对更换叶片与相邻叶片的对接处进行焊接定位，然后对流道处进行固定焊接；
步骤4：将步骤3焊接完成后，更换叶片完全焊接固定在低压涡轮导向器焊接组件上后，对更换叶片的凸台端面进行车铣加工，使其减薄至与相邻叶片齐平，对更换后的叶片进行定位孔精加工，去除尖边毛刺并清洗；
步骤5：定位孔加工完成后，打磨更换叶片上与导流片及上缘板前片、尾片焊接的部位直到露出金属光泽，使用点焊机将导流片、前片及尾片焊接到更换叶片的上缘板上；
所述步骤1中，通过电火花对故障的低压涡轮导向器叶片进行切割，电火花切割低压涡轮导向器叶片产生8条切缝，叶片上缘板和下缘板的对接焊缝处的切缝靠内侧距钎焊缝的距离为1-1.5mm，前环、前安装边和后安装边分别与叶片对接焊缝处的切缝靠近叶片一侧距钎焊缝的距离为1-1.5mm，沿排气边对叶片下缘板凸边的后环槽在竖直方向上的切缝深度为3.5-4mm；
所述步骤2中，更换叶片燃气通道部分的对接处以及前环、前安装边和后安装边与叶片的对接处的台阶长度小于0.5mm，叶片对接处的间隙小于1mm，叶片端面凸起的长度小于0.3mm，凹下的长度小于0.5mm；
所述步骤3中，更换叶片与相邻叶片的定位焊点之间的距离为5-7mm；
所述步骤5中，点焊机的焊点之间距离为5-6mm，焊点的大小为1mm。
2.根据权利要求1所述的一种更换飞机发动机叶片的方法，其特征在于，所述步骤3中，焊接的材料为GH4648合金，焊接的电流强度为40-60A。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN112894270B (zh) * 2020-12-28 2023-02-24 深圳南山热电股份有限公司 一种燃气轮机压气机一级动叶拆除工艺

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE717414C (de) * 1935-08-28 1942-02-13 Audi Nsu Auto Union Ag Abfederung, insbesondere fuer Kraftfahrzeuge
US3745629A (en) * 1972-04-12 1973-07-17 Secr Defence Method of determining optimal shapes for stator blades
US3986793A (en) * 1974-10-29 1976-10-19 Westinghouse Electric Corporation Turbine rotating blade
US4305697A (en) * 1980-03-19 1981-12-15 General Electric Company Method and replacement member for repairing a gas turbine engine vane assembly
EP2159381A1 (de) * 2008-08-27 2010-03-03 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenleitschaufelträger für eine Gasturbine
EP2568114A1 (de) * 2011-09-09 2013-03-13 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Profilieren einer Ersatzschaufel als ein Eratzteil für eine Altschaufel für eine Axialströmungsmaschine
CN105328396B (zh) * 2015-11-26 2017-09-12 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种压气机静子叶片组件更换叶片修复方法
CN106493505A (zh) * 2016-11-16 2017-03-15 中国人民解放军第五七九工厂 一种航空发动机导向器叶片三维尺寸修复的先进钎焊方法
CN106514149B (zh) * 2016-11-29 2018-08-10 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种整体式导向器的加工方法
CN107803620B (zh) * 2017-09-28 2019-08-06 中国航发动力股份有限公司 一种涡轮导向叶片点焊过程喉道面积控制装置及方法
CN107584180B (zh) * 2017-09-28 2019-09-17 中国航发动力股份有限公司 一种串联式涡轮叶片多工位硬装夹电加工方法及装置
CN107999981B (zh) * 2017-11-30 2021-06-22 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种分体结构高压涡轮导向叶片的焊接工艺方法

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