CN111926325A - 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 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了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，属于航空发动机设备的维修技术领域。本发明采用激光修复方法修复轴承机匣，同时采用不同于基体材料的特定组分材料，其修复区域为冶金结合，修复区抗拉强度与基体抗拉强度相当，保证了零件服役过程修复区不脱落；另外，通过控制激光修复的工艺参数，保证修复后的金相结合质量，提高修复后的结构强度，而且可降低修复过程产生的零件变形量以及保证修复质质量。

Description

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
技术领域
本发明涉及航空发动机设备的维修技术领域，尤其涉及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。
背景技术
航空发动机轴承机匣与衬套进行配合后装配发动机，该位置为间隙配合，在长期服役过程中轴承机匣与衬套发生微动磨损而导致间隙超标，造成轴承机匣报废。传统采用常规氩弧焊修复，由于热输入较高，因而容易导致轴承机匣在修复过程中变形严重，进而影响其装配尺寸精度。为提升航空装备的保障能力，增强自身修理能力建设，降低修复过程产生的零件变形量，同时缩短航空发动机修理周期，降低修理成本，有必要寻找一种针对航空发动机轴承机匣与衬套配合间隙的调整方法。
发明内容
本发明解决的技术问题是提供一种针对航空发动机轴承机匣与衬套配合间隙的修复调整方法，可降低修复过程产生的零件变形量以及保证修复质质量。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：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，包括以下步骤：
S1：用砂纸将轴承机匣上需要修复的内壁磨损位置进行打磨清理，然后用酒精清洗干净；
S2：采用专用粉末进行激光修复，所述专用粉末的化学成分是：铬含量为15.60～16.20wt％，碳含量为0.040～0.045wt％，锰含量为0.8～1.0wt％，硅含量为0.6～0.8wt％，镍含量为4.20～4.50wt％，铜含量为3.20～4.50wt％，硫含量为0.02～0.03wt％，磷含量为0.03～0.04wt％，钼含量为0.2～0.3wt％，铁含量为余量；并且粉末为球形，粉末的粒径范围为45～100μm；采用的激光修复工艺参数为：功率：500～600W，送粉量：6～8g/min，光斑直径：1～1.2mm，喷嘴扫描速度：10～12mm/s；
S3：对激光修复后的零件进行热处理，去除焊接应力；
S4：对零件激光修复位置进行车加工，恢复零件尺寸；
S5：着色检查修复区是否有焊接缺陷；
S6：检查零件表面有机硅耐热漆是否存在脱落，若脱落则恢复有机硅耐热漆。
进一步的是：其中热处理的保温温度：280℃±10℃，保温时间：2h±10min，保温后采用空冷方式冷却。
进一步的是：在步骤S2中进行激光修复过程中，在轴承机匣外周箍紧地套设有焊接修复工装，所述焊接修复工装由两个半圆形构件对称拼接组成的圆形卡箍结构，两个半圆形构件的两端分别通过螺钉连接。
进一步的是：组成焊接修复工装的两个半圆形构件的材质为紫铜。
进一步的是：在步骤S2中进行激光修复过程中，沿轴承机匣上需要修复的内壁磨损位置圆周方向将其分割为不少于五个修复区域，在激光修复过程中沿圆周方向采用间隔至少一个修复区域的方式进行对各修复区域的间隔修复。
进一步的是：修复区域设置有六个，且沿圆周方向依次编号为①、②、③、④、⑤、⑥，在激光修复过程按照①、③、⑤、②、④、⑥的顺序依次进行间隔修复。
本发明的有益效果是：
1、本发明采用激光修复方法修复轴承机匣，同时采用不同同于基体材料的特定组分材料，其修复区域为冶金结合，修复区抗拉强度与基体抗拉强度相当，保证了零件服役过程修复区不脱落，提高了零件修复质量；
2、修复区的材料不同于基体材料，修复的材料具有抗腐蚀、低摩擦系数等优点，并且修复区机械加工后表面粗糙度低，具有高的抗擦伤能力，可有效防止与衬套的粘着磨损；
3、修复区厚度为0.20～0.22mm，激光的热输入量较低，而且还通过制作专用焊接修复工装以及设计采用间隔修复的激光修复路径，从而减缓了整个零件在激光焊接修复过程中的热变形情况，保证零件修复后的尺寸精度。
附图说明
图1为本发明所述的轴承机匣与焊接修复工装组配后的示意图；
图2为本发明所述的轴承机匣的修复区域划分的示意图；
图3为本发明所述的修复方法修复后焊缝区金相显微组织示意图；
图中标记为：轴承机匣1、内壁磨损位置2、焊接修复工装3、半圆形构件4、螺钉5、修复区域6。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明进一步说明。
需要说明，若本发明中有涉及方向性指示用于，如上、下、左、右、前、后的方向、方位用语，是为了利于构件间相对位置联系的描述，非为相关构件、构件间位置关系的绝对位置特指，仅用于解释在某一特定姿态下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
本发明所述的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，包括以下步骤：
S1：用砂纸将轴承机匣1上需要修复的内壁磨损位置2进行打磨清理，然后用酒精清洗干净；
S2：采用专用粉末进行激光修复，所述专用粉末的化学成分是：铬含量为15.60～16.20wt％，碳含量为0.040～0.045wt％，锰含量为0.8～1.0wt％，硅含量为0.6～0.8wt％，镍含量为4.20～4.50wt％，铜含量为3.20～4.50wt％，硫含量为0.02～0.03wt％，磷含量为0.03～0.04wt％，钼含量为0.2～0.3wt％，铁含量为余量；并且粉末为球形，粉末的粒径范围为45～100μm；采用的激光修复工艺参数为：功率：500～600W，送粉量：6～8g/min，光斑直径：1～1.2mm，喷嘴扫描速度：10～12mm/s；
S3：对激光修复后的零件进行热处理，去除焊接应力；
S4：对零件激光修复位置进行车加工，恢复零件尺寸；
S5：着色检查修复区是否有焊接缺陷；
S6：检查零件表面有机硅耐热漆是否存在脱落，若脱落则恢复有机硅耐热漆。
其中，步骤S1为用以确保需要进行激光焊接修复部位的整洁，后续进行激光焊接修复操作提供有更佳的修复基体表面。另外，不失一般性，由于本发明中的轴承机匣1为用于安装航空发动机轴承的零件，因此其磨损的部位为其内壁面通常为圆周壁面；故在进行相应的处理时应当对其内周壁面进行整体的处理；同时结合实际的磨损量情况，其修复区对应的修复材料厚度优选为0.20～0.22mm即可。
另外，本发明中在S2的步骤中，针对本发明中航空发动机轴承机匣这一特殊的零件采用了激光焊接专用粉末，通过采用该组分的粉末，一方面可实现修复区域为冶金结合，修复区抗拉强度与基体抗拉强度相当，保证了零件服役过程修复区不脱落；另一方面，修复的材料具有抗腐蚀、低摩擦系数等优点，并且修复区机械加工后表面粗糙度低，具有高的抗擦伤能力，可有效防止与衬套的粘着磨损。对于采用本发明所述的特殊专用粉末修复后的焊接部位的金相可参照附图3中所示，可见其焊接修复后的结合有效性。
另外，本发明在S3步骤中，对激光修复后的零件进行热处理，以便于去除焊接应力，降低零件内部的应力状态。具体的，热处理可以采用常规的热处理方式即可；具体到本发明中，可进一步设置其中热处理的保温温度：280℃±10℃，保温时间：2h±10min，保温后采用空冷方式冷却。
另外，本发明在S4步骤中，为对焊接后的部位进行车削处理，以恢复至零件所需尺寸。另外，为了保证车削精度，在车削过程中还可配套相应的车削工装。
另外，对于S5以及步骤S6，均是为了确保焊接后的零件质量的常规处理步骤，本发明中不再详细介绍。
另外，由于在激光焊接过程中，不可避免的会产生轴承机匣1的热变形问题，为了进一步的降低轴承机匣1在焊接过程中的热变形问题，本发明中进一步可在步骤S2中进行激光修复过程中，在轴承机匣1外周箍紧地套设有焊接修复工装3，所述焊接修复工装3由两个半圆形构件4对称拼接组成的圆形卡箍结构，两个半圆形构件4的两端分别通过螺钉5连接。焊接修复工装3的具体结构如附图1中所示，其通过两个半圆形构件4扣接的包围在轴承机匣1的外周，进而起到对轴承机匣受热变形后的约束作用。更为具体的，本发明中进一步优选设置组成焊接修复工装3的两个半圆形构件4的材质为紫铜；以更好的实现对轴承机匣1的热量传递，降低轴承机匣1的热变形量。
另外，为了进一步降低焊接过程中对轴承机匣1的热变形量，本发明中还可在步骤S2中进行激光修复过程中，沿轴承机匣1上需要修复的内壁磨损位置2圆周方向将其分割为不少于五个修复区域6，在激光修复过程中沿圆周方向采用间隔至少一个修复区域6的方式进行对各修复区域6的间隔修复。这样一来即可使得焊接过程中的热量更加分散，进而降低局部过热的问题，进而可有效的降低焊接过程中引起的热变形量。具体的，如附图2中所示的示意图中，修复区域6设置有六个，且沿圆周方向依次编号为①、②、③、④、⑤、⑥，在激光修复过程按照①、③、⑤、②、④、⑥的顺序依次进行间隔修复。
另外，为更便于清楚的阐述本发明的技术方案，进一步体用如下两个具体实施例：
实施例1
S1：用砂纸将轴承机匣1上需要修复的内壁磨损位置2进行打磨清理，并用酒精清洗干净。
S2：采用本发明所述的专用粉末进行激光修复；激光功率：520W送粉量：6g/min，光斑直径：Φ1mm，喷嘴扫描速度：10mm。
S3：对零件进行热处理，以去除焊接应力。并且其保温温度：280℃±10℃，保温时间：2h±10min，冷却方式：空冷。
S4：对零件激光修复位置进行车加工，恢复零件尺寸。
S5：着色检查修复区是否有焊接缺陷。
S6：检查零件表面有机硅耐热漆是否存在脱落，若脱落则恢复有机硅耐热漆。
实施例2
S1：用砂纸将轴承机匣1上需要修复的内壁磨损位置2进行打磨清理，并用酒精清洗干净。
S2：采用本发明所述的专用粉末进行激光修复；激光功率：560W送粉量：8g/min，光斑直径：Φ1mm，喷嘴扫描速度：12mm。
S3：对零件进行热处理，以去除焊接应力。保温温度：280℃±10℃，保温时间：2h±10min，冷却方式：空冷。
S4：对零件激光修复位置进行车加工，恢复零件尺寸。
S5：着色检查修复区是否有焊接缺陷。
S6：检查零件表面有机硅耐热漆是否存在脱落，若脱落则恢复有机硅耐热漆。

Claims (6)

1.一种航空发动机轴承机匣与衬套配合间隙的修复调整方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1：用砂纸将轴承机匣(1)上需要修复的内壁磨损位置(2)进行打磨清理，然后用酒精清洗干净；
S2：采用专用粉末进行激光修复，所述专用粉末的化学成分是：铬含量为15.60～16.20wt％，碳含量为0.040～0.045wt％，锰含量为0.8～1.0wt％，硅含量为0.6～0.8wt％，镍含量为4.20～4.50wt％，铜含量为3.20～4.50wt％，硫含量为0.02～0.03wt％，磷含量为0.03～0.04wt％，钼含量为0.2～0.3wt％，铁含量为余量；并且粉末为球形，粉末的粒径范围为45～100μm；采用的激光修复工艺参数为：功率：500～600W，送粉量：6～8g/min，光斑直径：1～1.2mm，喷嘴扫描速度：10～12mm/s；
S3：对激光修复后的零件进行热处理，去除焊接应力；
S4：对零件激光修复位置进行车加工，恢复零件尺寸；
S5：着色检查修复区是否有焊接缺陷；
S6：检查零件表面有机硅耐热漆是否存在脱落，若脱落则恢复有机硅耐热漆。
2.如权利要求1所述的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，其特征在于：其中热处理的保温温度：280℃±10℃，保温时间：2h±10min，保温后采用空冷方式冷却。
3.如权利要求1所述的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，其特征在于：在步骤S2中进行激光修复过程中，在轴承机匣(1)外周箍紧地套设有焊接修复工装(3)，所述焊接修复工装(3)由两个半圆形构件(4)对称拼接组成的圆形卡箍结构，两个半圆形构件(4)的两端分别通过螺钉(5)连接。
4.如权利要求3所述的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，其特征在于：组成焊接修复工装(3)的两个半圆形构件(4)的材质为紫铜。
5.如权利要求1至4中任意一项所述的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，其特征在于：在步骤S2中进行激光修复过程中，沿轴承机匣(1)上需要修复的内壁磨损位置(2)圆周方向将其分割为不少于五个修复区域(6)，在激光修复过程中沿圆周方向采用间隔至少一个修复区域(6)的方式进行对各修复区域(6)的间隔修复。
6.如权利要求5所述的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，其特征在于：修复区域(6)设置有六个，且沿圆周方向依次编号为①、②、③、④、⑤、⑥，在激光修复过程按照①、③、⑤、②、④、⑥的顺序依次进行间隔修复。
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