CN111058907A - 一种航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整方法 - Google Patents

一种航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111058907A
CN111058907A CN201911135501.XA CN201911135501A CN111058907A CN 111058907 A CN111058907 A CN 111058907A CN 201911135501 A CN201911135501 A CN 201911135501A CN 111058907 A CN111058907 A CN 111058907A
Authority
CN
China
Prior art keywords
turbine
front edge
wall
powder
laser
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201911135501.XA
Other languages
English (en)
Inventor
窦磊
郭双全
陈海生
何勇
王建飞
李发
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
No 5719 Factory of PLA
Original Assignee
No 5719 Factory of PLA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by No 5719 Factory of PLA filed Critical No 5719 Factory of PLA
Priority to CN201911135501.XA priority Critical patent/CN111058907A/zh
Publication of CN111058907A publication Critical patent/CN111058907A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/34—Laser welding for purposes other than joining
    • B23K26/342—Build-up welding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/70—Auxiliary operations or equipment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings

Abstract

本发明公开了一种航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整方法，它包括以下步骤：S1、将待修复的涡轮前缘装夹在转台的中部，再在涡轮前缘的外部套上套环；S2、确保激光头正对涡轮前缘内孔的内壁，设定激光设备的激光功率为250~300W；S3、向送粉设备的储料仓中加入修复间隙用的粉末，粉末包括重量比为28~30%的铬，0.8~1.2%的碳，3.0~5.0%的钨，1.0~1.3%的硅，2.8~3.2%的铁，0.8~1.2%的钼，2.8~3.2%的镍，0.4~0.6%的锰，钴为余量；粉末的粒径为45~90μm；S4、设定送粉设备的送粉速率为1.0~2.0g/min；S5、设定转台的转速为1~1.3转/分钟，可在涡轮前缘内孔的内壁上形成一层厚度为0.18~0.22mm的修复层。本发明的有益效果是：提高修复层与基体结合强度、防止修复层脱落、减缓涡轮前缘修复过程热变形、操作简单。

Description

一种航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整方法
技术领域
本发明涉及航空发动机维修领域，特别涉及一种航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整方法。
背景技术
航空发动机涡轮前缘1采用粉末冶金材料FGH4097制造，其内孔壁与轴承进行配合后装配发动机，由于该位置为间隙配合，在长期服役过程中与轴承接触的内壁发生磨损而导致间隙超标，如图1所示为磨损后出现的待修复部位2。为将待修复部位2进行修复，常规的方法是采用电镀铬修复内壁磨损部位的尺寸，由于镀铬结合强度低，在长期使用过程中会出现镀铬层脱落故障，影响发动机正常服役。另一方面，由于涡轮前缘内孔直径约150mm，修复可达性差。也有采用普通激光方法来进行修复的，但是修复又无法实现。也有采用氩弧焊方法来进行修复的，但是修复后涡轮前缘的基体材料又会发生严重变形。因此，急需一种对内壁进行修复的新方法，实现航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的缺点，提供一种提高修复层与基体结合强度、防止修复层脱落、减缓涡轮前缘修复过程热变形、操作简单的航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整方法。
本发明的目的通过以下技术方案来实现：一种航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整方法，它包括以下步骤：
S1、涡轮前缘的工装固定：先将待修复的涡轮前缘装夹在转台的中部，再在涡轮前缘的外部套上套环，套环与涡轮前缘滑动配合，最终实现了涡轮前缘的工装固定；
S2、将激光设备的激光头伸入到涡轮前缘的内孔中，确保激光头正对涡轮前缘内孔的内壁，设定激光设备的激光功率为250~300W，激光头移动速度为0.5~0.65mm/分钟，激光束直径为1.2~1.5mm；
S3、向送粉设备的储料仓中加入修复间隙用的粉末，粉末包括重量比为28~30%的铬，0.8~1.2%的碳，3.0~5.0%的钨，1.0~1.3%的硅，2.8~3.2%的铁，0.8~1.2%的钼，2.8~3.2%的镍，0.4~0.6%的锰，钴为余量；粉末的粒径为45~90μm；
S4、将送粉喷头伸入到涡轮前缘中，确保送粉头正对涡轮前缘内孔的内壁，设定送粉设备的送粉速率为1.0~2.0g/min，送粉设备将粉末喷射到涡轮前缘内孔的内壁上，在激光束的作用下，粉末熔化并附着于涡轮前缘内孔的内壁上；
S5、设定转台的转速为1~1.3 转/分钟，转台带动涡轮前缘做周向转动，此时即可在涡轮前缘内孔的内壁上形成一层厚度为0.18~0.22mm的修复层，修复层将间隙覆盖；
S6、修复一段时间后，将已修复的涡轮前缘从转台上卸下，并将套环卸下，然后采用机械加工方式将涡轮前缘内孔加工到装配尺寸，从而最终实现了涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整。
所述粉末为球形。
所述机械加工方式包括车削加工和铰孔加工。
本发明具有以下优点：
（1）本发明采用内孔激光修复方法修复涡轮前缘内壁，修复层为冶金结合，结合强度是传统镀铬的7倍以上，保证了零件服役过程修复区不脱落。
（2）修复层的材料不同于基体材料，修复层的材料具有抗腐蚀、低摩擦系数等独特优点，并且修复层机械加工后表面粗糙度低，具有高的抗擦伤能力，可有效防止与轴承的粘着磨损，使用寿命远高于传统镀铬方法。
（3）通过该工艺得到的修复层厚度为0.18~0.22mm，低于传统激光修复单层厚度，可以有效降低热输入量。
（4）在涡轮前缘的外部始终套有套环，从而减缓了整个零件在修复过程中的热变形。
附图说明
图1 为涡轮前缘内壁磨损后的示意图；
图2 为涡轮前缘安装套环后的示意图；
图中，1-涡轮前缘，2-待修复部位，3-套环。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步的描述，本发明的保护范围不局限于以下所述：
实施例一：一种航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整方法，它包括以下步骤：
S1、涡轮前缘的工装固定：先将待修复的涡轮前缘1装夹在转台的中部，再在涡轮前缘1的外部套上套环3如图2所示，套环3与涡轮前缘1滑动配合，最终实现了涡轮前缘的工装固定；
S2、将激光设备的激光头伸入到涡轮前缘1的内孔中，确保激光头正对涡轮前缘1内孔的内壁，设定激光设备的激光功率为250W，激光头移动速度为0.5mm/分钟，激光束直径为1.2mm；
S3、向送粉设备的储料仓中加入修复间隙用的粉末，粉末包括重量比为28%的铬，0.8%的碳，3.0%的钨，1.0%的硅，2.8%的铁，0.8%的钼，2.8%的镍，0.4%的锰，钴为余量；粉末的粒径为45μm，粉末为球形；
S4、将送粉喷头伸入到涡轮前缘1中，确保送粉头正对涡轮前缘1内孔的内壁，设定送粉设备的送粉速率为1.0g/min，送粉设备将粉末喷射到涡轮前缘1内孔的内壁上，在激光束的作用下，粉末熔化并附着于涡轮前缘1内孔的内壁上；
S5、设定转台的转速为1转/分钟，转台带动涡轮前缘1做周向转动，此时即可在涡轮前缘1内孔的内壁上形成一层厚度为0.18mm的修复层，该厚度低于传统激光修复单层厚度，可以有效降低热输入量，修复层将间隙覆盖；此外采用内孔激光修复方法修复涡轮前缘内壁，修复层的材料为冶金结合，结合强度是传统镀铬的7倍以上，保证了零件服役过程修复区不脱落。此外在修复过程中，套环3始终套在涡轮前缘1的外部，从而避免了整个涡轮零件在修复过程中的热变形。
S6、修复一段时间后，将已修复的涡轮前缘从转台上卸下，并将套环3卸下，然后采用机械加工方式将涡轮前缘内孔加工到装配尺寸，从而最终实现了涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整。
所述机械加工方式包括车削加工和铰孔加工。
实施例二：一种航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整方法，它包括以下步骤：
S1、涡轮前缘的工装固定：先将待修复的涡轮前缘1装夹在转台的中部，再在涡轮前缘1的外部套上套环3如图2所示，套环3与涡轮前缘1滑动配合，最终实现了涡轮前缘的工装固定；
S2、将激光设备的激光头伸入到涡轮前缘1的内孔中，确保激光头正对涡轮前缘1内孔的内壁，设定激光设备的激光功率为280W，激光头移动速度为0.6mm/分钟，激光束直径为1.3mm；
S3、向送粉设备的储料仓中加入修复间隙用的粉末，粉末包括重量比为29%的铬，1.0%的碳，4.0%的钨，1.2%的硅，3.0%的铁，1.1%的钼，3.0%的镍，0.5%的锰，钴为余量；粉末的粒径为81μm，粉末为球形；
S4、将送粉喷头伸入到涡轮前缘1中，确保送粉头正对涡轮前缘1内孔的内壁，设定送粉设备的送粉速率为1.5g/min，送粉设备将粉末喷射到涡轮前缘1内孔的内壁上，在激光束的作用下，粉末熔化并附着于涡轮前缘1内孔的内壁上；
S5、设定转台的转速为1.1转/分钟，转台带动涡轮前缘1做周向转动，此时即可在涡轮前缘1内孔的内壁上形成一层厚度为0.20mm的修复层，修复层将间隙覆盖；
S6、修复一段时间后，将已修复的涡轮前缘从转台上卸下，并将套环3卸下，然后采用机械加工方式将涡轮前缘内孔加工到装配尺寸，从而最终实现了涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整。
所述机械加工方式包括车削加工和铰孔加工。
实施例三：一种航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整方法，它包括以下步骤：
S1、涡轮前缘的工装固定：先将待修复的涡轮前缘1装夹在转台的中部，再在涡轮前缘1的外部套上套环3如图2所示，套环3与涡轮前缘1滑动配合，最终实现了涡轮前缘的工装固定；
S2、将激光设备的激光头伸入到涡轮前缘1的内孔中，确保激光头正对涡轮前缘1内孔的内壁，设定激光设备的激光功率为300W，激光头移动速度为0.65mm/分钟，激光束直径为1.5mm；
S3、向送粉设备的储料仓中加入修复间隙用的粉末，粉末包括重量比为30%的铬， 1.2%的碳， 5.0%的钨， 1.3%的硅， 3.2%的铁， 1.2%的钼， 3.2%的镍， 0.6%的锰，钴为余量；粉末的粒径为90μm，粉末为球形；
S4、将送粉喷头伸入到涡轮前缘1中，确保送粉头正对涡轮前缘1内孔的内壁，设定送粉设备的送粉速率为2.0g/min，送粉设备将粉末喷射到涡轮前缘1内孔的内壁上，在激光束的作用下，粉末熔化并附着于涡轮前缘1内孔的内壁上；
S5、设定转台的转速为1.3 转/分钟，转台带动涡轮前缘1做周向转动，此时即可在涡轮前缘1内孔的内壁上形成一层厚度为0.22mm的修复层，修复层将间隙覆盖；
S6、修复一段时间后，将已修复的涡轮前缘从转台上卸下，并将套环3卸下，然后采用机械加工方式将涡轮前缘内孔加工到装配尺寸，从而最终实现了涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整。
所述机械加工方式包括车削加工和铰孔加工。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当理解本发明并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。

Claims (3)

1.一种航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整方法，其特征在于：它包括以下步骤：
S1、涡轮前缘的工装固定：先将待修复的涡轮前缘（1）装夹在转台的中部，再在涡轮前缘（1）的外部套上套环（3），套环（3）与涡轮前缘（1）滑动配合，最终实现了涡轮前缘的工装固定；
S2、将激光设备的激光头伸入到涡轮前缘（1）的内孔中，确保激光头正对涡轮前缘（1）内孔的内壁，设定激光设备的激光功率为250~300W，激光头移动速度为0.5~0.65mm/分钟，激光束直径为1.2~1.5mm；
S3、向送粉设备的储料仓中加入修复间隙用的粉末，粉末包括重量比为28~30%的铬，0.8~1.2%的碳，3.0~5.0%的钨，1.0~1.3%的硅，2.8~3.2%的铁，0.8~1.2%的钼，2.8~3.2%的镍，0.4~0.6%的锰，钴为余量；粉末的粒径为45~90μm；
S4、将送粉喷头伸入到涡轮前缘（1）中，确保送粉头正对涡轮前缘（1）内孔的内壁，设定送粉设备的送粉速率为1.0~2.0g/min，送粉设备将粉末喷射到涡轮前缘（1）内孔的内壁上，在激光束的作用下，粉末熔化并附着于涡轮前缘（1）内孔的内壁上；
S5、设定转台的转速为1~1.3 转/分钟，转台带动涡轮前缘（1）做周向转动，此时即可在涡轮前缘（1）内孔的内壁上形成一层厚度为0.18~0.22mm的修复层，修复层将间隙覆盖；
S6、修复一段时间后，将已修复的涡轮前缘从转台上卸下，并将套环（3）卸下，然后采用机械加工方式将涡轮前缘内孔加工到装配尺寸，从而最终实现了涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整方法，其特征在于：所述粉末为球形。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整方法，其特征在于：所述机械加工方式包括车削加工和铰孔加工。
CN201911135501.XA 2019-11-19 2019-11-19 一种航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整方法 Pending CN111058907A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911135501.XA CN111058907A (zh) 2019-11-19 2019-11-19 一种航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911135501.XA CN111058907A (zh) 2019-11-19 2019-11-19 一种航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN111058907A true CN111058907A (zh) 2020-04-24

Family

ID=70297842

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911135501.XA Pending CN111058907A (zh) 2019-11-19 2019-11-19 一种航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111058907A (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111927580A (zh) * 2020-08-12 2020-11-13 中国人民解放军第五七一九工厂 航空发动机涡轮机匣导正结构及安装方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN201058890Y (zh) * 2007-07-13 2008-05-14 熊林勇 内孔工件感应熔涂装置
CN101338425A (zh) * 2008-08-07 2009-01-07 沈阳大陆激光成套设备有限公司 铁路道岔滑床板表面耐磨抗蚀合金涂层激光熔覆工艺
US20120273468A1 (en) * 2009-11-04 2012-11-01 Nikolai Arjakine Single crystal welding of directionally solidified materials
CN103540928A (zh) * 2013-09-30 2014-01-29 广州有色金属研究院 一种风管表面涂层的制造方法
CN104213118A (zh) * 2013-05-29 2014-12-17 沈阳大陆激光柔性制造技术有限公司 一种热镀锌衬套的制造方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN201058890Y (zh) * 2007-07-13 2008-05-14 熊林勇 内孔工件感应熔涂装置
CN101338425A (zh) * 2008-08-07 2009-01-07 沈阳大陆激光成套设备有限公司 铁路道岔滑床板表面耐磨抗蚀合金涂层激光熔覆工艺
US20120273468A1 (en) * 2009-11-04 2012-11-01 Nikolai Arjakine Single crystal welding of directionally solidified materials
CN104213118A (zh) * 2013-05-29 2014-12-17 沈阳大陆激光柔性制造技术有限公司 一种热镀锌衬套的制造方法
CN103540928A (zh) * 2013-09-30 2014-01-29 广州有色金属研究院 一种风管表面涂层的制造方法

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111927580A (zh) * 2020-08-12 2020-11-13 中国人民解放军第五七一九工厂 航空发动机涡轮机匣导正结构及安装方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8021120B2 (en) Turbine blade with a cover plate and a protective layer applied to the cover plate
KR100867020B1 (ko) 마찰교반 접합장치 및 마찰교반 접합 툴
CN101187312B (zh) 制造具有mmc环形构件和整体式翼型构件的转子的系统
JP4318140B2 (ja) プラズマ移行性アーク溶接を使用してガスタービンエンジンの固定シュラウドを修理する方法
US20060245916A1 (en) Stator blades, turbomachines comprising such blades and method of repairing such blades
US9745648B2 (en) Powder
CN101421526B (zh) 滑动轴承，制造方法以及这种滑动轴承的用途
EP1835046B1 (en) Wear-resistant coating
CN101182785B (zh) 制造包括mmc环形部件和具mmc翼型的翼型部件的转子的系统
US11635117B2 (en) Process for producing a protective coating on a brake side of a brake disk main element and process for producing a brake disk
JP2017534460A (ja) レーザークラッディングメカニカルシール
US20140140835A1 (en) Component with cladding surface and method of applying same
CN111058907A (zh) 一种航空发动机涡轮前缘内壁与轴承配合间隙的调整方法
CN103255413B (zh) 铜及铜合金表面激光熔覆钴基自润滑涂层及制备工艺
CN108350558A (zh) 用于机械密封件的热涂层
Riddihough Stellite as a wear-resistant material
LeSter et al. New systems for laser cladding: laser surface modifications in steel industry
JP2017002948A (ja) 摺動部材およびポンプ
US20160076128A1 (en) Thermal Spray Coating for Mechanical Face Seals
US11976732B2 (en) Low friction, wear resistant piston seal
RU53354U1 (ru) Шарошка
EP3779218B1 (en) Sliding member and production method therefor
CN108115351A (zh) 一种扁头套内孔修复方法
CN111577928A (zh) 一种基于高速激光熔覆技术的高耐磨球阀及其制备方法
CN111926325A (zh) 一种航空发动机轴承机匣与衬套配合间隙的修复调整方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20200424