CN112345170B - 航空发动机支承机匣气密性检测夹具及检测方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机支承机匣气密性检测夹具及检测方法，检测夹具主要由下端面密封组件、上端面密封组件、支板进气组件、压紧带肩长螺栓及转接管密封组件组成。气密检测时，通过下端面密封组件、上端面密封组件、压紧带肩长螺栓及转接管密封组件密封实现S腔和转接管内腔的密封检测，然后再针对支板逐一通气检测支板内腔的气密性。本发明通过气密夹具的巧妙设计和检测顺序的安排实现了航空发动机支承机匣的气密性检测，保证所有焊缝的气密性都得到检测，提高检测效率，避免漏检。

Description

航空发动机支承机匣气密性检测夹具及检测方法

技术领域

本发明属于航空发动机加工和焊接检测技术领域，特别是一种涡扇发动机支承机匣气密性检测夹具及检测方法。

背景技术

涡扇发动机支承机匣为多层薄壁件组合焊接而成的环形组件(图1、图2)，支承机匣由60多件零部件焊接组成，其结构复杂，有多达104条不同形状、不同位置的焊缝，涉及到的材料主要为TA15、TC2等。

为保证焊接质量，产品要求检测支承机匣内所有腔体的焊缝气密性，不允许有焊漏或裂缝等缺陷，密封检测方式是将支承机匣密封后放入水中充气检测，这就不仅需要对支承机匣壳体下安装边、上安装边及支板内转接管等处进行密封，同时设计与试验器进气口匹配的装置，而且还要设计合理的检测顺序才能实现所有腔体焊缝处的气密检测。由于支承机匣中需要气密检测的腔体较多，包括S腔和多个支板内腔体，且腔体的结构还各不相同，焊缝分布并不完全对称，因此不合适的检测顺序以及不合适的检测夹具容易造成气密检测效率低，耗时长，密封操作复杂，甚至会造成气密检测失败或者气密检测遗漏。

发明内容

由于支承机匣的结构特殊，焊缝数量多，因此需要设计一套有效的检测方法和夹具，高效率、高质量的完成气密检测。本发明旨在提出一种支承机匣气密性检测夹具及气密检测方法，解决支承机匣多层复杂焊接的气密性检测难题，降低气密检测操作的复杂程度，在密封结构不破坏机匣结构的前提下，保证气密检测效率和准确率的同时避免漏检。

航空发动机支承机匣气密性检测夹具，包括下端面密封组件、上端面密封组件、支板进气组件、压紧带肩长螺栓及转接管密封组件；

所述下端面密封组件为圆盘形组件，下端面密封组件中心部位有一个第一凸台，第一凸台外侧且沿着第一凸台的周向设置有一条凸台环槽，凸台环槽内安装有胶皮密封圈，凸台环槽内侧的第一凸台上安装有螺纹衬套；

所述上端面密封组件为圆盘形组件，上端面密封组件的下端面上有一条环槽，环槽内安装有胶皮密封圈，上端面密封组件开有数量与螺纹衬套一致的通孔，通孔内安装有衬套，上端面密封组件上安装有第一进气嘴；

所述压紧带肩长螺栓的一端穿过上端面密封组件的衬套，另一端拧入下端面密封组件的螺纹衬套，且压紧带肩长螺栓与衬套上端面之间安装有密封垫圈；

所述支板进气组件包括安装座和第二进气嘴，安装座安装在下端面密封组件上且位于凸台环槽外侧，第二进气嘴与安装座螺纹连接；

所述转接管密封组件为管端密封组件，转接管密封组件主要由锁紧螺栓、带肩螺母及密封胶圈组成，锁紧螺栓底部有第二凸台，顶部为四方头，且第二凸台的上端面有一条环槽，密封胶圈套入锁紧螺栓的第二凸台上端面的环槽中。

进一步，所述第一凸台的上端面高于凸台环槽内胶皮密封圈的上端面；所述螺纹衬套沿着第一凸台周向分布，螺纹衬套上的螺纹孔为不通孔，且通过密封O型圈与第一凸台密封连接。

进一步，所述下端面密封组件上的凸台环槽外径大于支承机匣壳体下安装边的外径，所述上端面密封组件上的环槽外径大于上安装边的外径。

一种航空发动机支承机匣气密性检测方法，所述支承机匣主要由支承机匣壳体、上安装边、前安装边、支板及转接管组成，支承机匣壳体为带有下安装边的薄壁锥筒形零件，上安装边焊接在支承机匣壳体上端面，前安装边是焊接组件，由上、中、下共三条安装边和上、下锥筒焊接而成，位于支承机匣壳体的外环位置；支板为流线形空心结构并带有进气孔，且支板穿过前安装边和支承机匣壳体的锥面并分别与前安装边和支承机匣壳体焊接成组件，多块支板沿支承机匣壳体周向均布，其中一部分支板内侧端面封闭，另一部分支板内腔有转接管，且转接管贯穿这部分支板内、外侧端面并与内、外侧端面通过焊接方式连接，转接管为带管接头的管子；

检测方法采用前述夹具，且包括以下步骤：

步骤一，针对内腔具有转接管的支板，将转接管密封组件安装在其中的转接管管口，拧紧带肩螺母实现密封；

步骤二，将支承机匣安装在下端面密封组件上，保证支承机匣壳体下安装边位于下端面密封组件的胶皮密封圈上端面，将上端面密封组件盖在上安装边上端面，保证上端面密封组件胶皮密封圈胶皮密封圈位于上安装边上端面，将压紧带肩长螺栓穿过上端面密封组件的衬套并拧入下端面密封组件的螺纹衬套，拧紧压紧带肩长螺栓，实现支承机匣S腔上、下端面密封；

步骤三，将支承机匣浸入水中，从上端面密封组件上的第一进气嘴输入压力空气检查S内腔以及支板内转接管内腔的密封性，持续一段时间，若有漏气则标记出相应的焊缝漏气位置；

步骤四，将支承机匣从水中取出并晾干；

步骤五，将支板进气组件中的第二进气嘴拧入安装座，从多个支板中选择一个，对准该支板的进气孔插入并压紧密封胶圈，将该支板完全浸入水中，从支板进气组件的第二进气嘴输入压力空气检查该支板焊缝的密封性，持续一段时间，若有漏气则标记出相应的焊缝漏气处；

步骤六，重复步骤五，依次检查剩余支板的焊缝密封性。

现有技术中没有针对这类多层结构、多焊缝机匣的气密性检测方案，该类零件的气密性检查难度在于焊缝多，因此潜在的漏气点也多，不同位置的焊缝潜在漏气点之间可能产生干涉，造成确定漏气点位置的难度增加(例如两块支板同时检测的话，一方面要同时封堵两个支板，密封操作难度增加，另一方面，一旦有多处漏气点很难判断是哪一块支板焊缝漏气)，如何在相对较少的次数内实现所有焊缝的气密检查并且不遗漏、不误判是一项很大的挑战，而本发明提出了一种可以实现的解决思路，将多条焊缝划分到不同的密封区域，只需使用简单的密封结构配合特定的检测顺序即可实现。

本发明将支承机匣的多个腔体划分为两个步骤进行气密检测，即S腔和支板内腔分开检测，从而降低了密封夹具的设计难度和气密检测的操作复杂度，通过设计一套简单的支承机匣气密性检测夹具，在密封结构不破坏机匣结构的前提下实现了支承机匣多层复杂结构、多焊缝的气密性检测要求，保证效率的同时避免了漏检的发生。

附图说明

图1是支承机匣结构示意图；

图2是图1的俯视图；

图3是气密检测夹具与支承机匣装配后的结构示意图；

图4是支承机匣壳体的结构示意图；

图5是支承机匣立体示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的说明，但不应就此理解为本发明所述主题的范围仅限于以下的实施例，在不脱离本发明上述技术思想情况下，凡根据本领域普通技术知识和惯用手段做出的各种修改、替换和变更，均包括在本发明的范围内。

所需检测的支承机匣结构如图1和图2所示。支承机匣主要由支承机匣壳体1(根据支承机匣壳体1在支承机匣内的位置可将支承机匣壳体1视为支承机匣的内环组件)、上安装边2、前安装边3(根据前安装边3在支承机匣内的位置可将前安装边3视为支承机匣的外环组件)、支板4及转接管5组成。支承机匣壳体1为带有下安装边的薄壁锥筒形零件，上安装边2通过焊接的方式焊于支承机匣壳体1上端面，前安装边3是焊接组件，由上、中、下共三条安装边和上、下锥筒焊接而成，位于支承机匣壳体1的外环位置；支板4一共有10块，10处支板4均为流线形空心结构，支板4穿过前安装边3和支承机匣壳体1的锥面并分别与前安装边3和支承机匣壳体1焊接成组件，10处支板4沿着支承机匣壳体1的周向均布，按顺时针方向编号为A1、A2、A3、A4、A5、A6、A7、A8、A9、A10支板，其中A1、A4、A5、A9支板内侧端面封闭，而A2、A3、A6、A7、A8、A10支板内腔有转接管5，转接管5为带管接头管子，这些转接管5贯穿A2、A3、A6、A7、A8、A10支板的内、外侧端面并与内、外侧端面通过焊接方式连接。

如图4所示，更具体的，支承机匣壳体1是由带下安装边的内环1a、带上下安装边的外环1b焊接组成，在环面上开有10处的第一支板槽口1c，内环1a的下安装边和外环1b的下安装边共同组成支承机匣壳体1的下安装边。

如图5所示，为支承机匣壳体1、前安装边3、支板4三者在空间上的位置关系。在上、下锥筒的筒体侧面上开有10处与支承机匣壳体1对应的第二支板槽口，10块支板4穿过支承机匣壳体1的第一支板槽口1c及前安装边3的第二支板槽口焊接成整体，支板4为流线形的空心结构，前、后端面有支板堵盖焊接在支板4两端口，转接管5穿过支板4的腔体，与支板4前后端的支板堵盖焊接连接。

由于支承机匣零件结构复杂，焊缝多，焊缝密封性检查工作量大且不易检查，还容易产生漏查的现象，为了提高检测效率和检查的准确率，根据零件结构特点，将支承机匣分成不同腔体，分别将对腔体S及10个支板腔体分别进行密封气密检查。

支承机匣气密检测夹具与支承机匣装配后的状态示意图见图3，该检测夹具主要由下端面密封组件6、上端面密封组件7、支板进气组件8、压紧带肩长螺栓9及转接管密封组件10组成。

下端面密封组件6为圆盘形组件，圆盘形组件的中心部位有一个第一凸台，第一凸台的外侧且沿着第一凸台的周向加工有一条凸台环槽，沿着凸台环槽的内腔安装有胶皮密封圈，用于密封支承机匣壳体1的下安装边，即支承机匣壳体1的下安装边位于胶皮密封圈上端面，在凸台环槽安装有胶皮密封圈的内侧且在第一凸台上沿第一凸台的周向均布安装有3处螺纹衬套，螺纹衬套的螺纹孔为不通孔，与圆盘组件上的第一凸台安装时通过密封O型圈密封连接；

上端面密封组件7同样为圆盘形组件，其下端面上开有一条环槽，胶皮密封圈粘接在上端面密封组件7下端面的环槽内，检测时胶皮密封圈位于上安装边2上端面，用于密封上安装边2，上端面密封组件7上开有3个通孔，通孔内安装有衬套，压紧带肩长螺栓9穿过上端面密封组件7的衬套拧入下端面密封组件6的螺纹衬套螺纹孔，在上端面密封组件7衬套的上端面安装有密封垫圈，在上端面密封组件7上安装有第一进气嘴。

转接管密封组件10为管端密封组件，用于A2、A3、A6、A7、A8、A10支板内腔的转接管5管端的密封，转接管密封组件10主要由锁紧螺栓、带肩螺母及密封胶圈组成，锁紧螺栓底部有第二凸台，顶部为四方头，且第二凸台的上端面上有一条环槽。检测密封性时，密封胶圈套入锁紧螺栓第二凸台上端面的环槽中，插入转接管5的管端口，拧紧带肩螺母时，用扳手固定锁紧螺栓顶部的四方头，密封胶圈在带肩螺母向下拧紧的压力下向外膨胀实现管端口密封(密封胶圈被带肩螺母的下端面和第二凸台的上端面挤压，从而径向膨胀，轴向压缩，最终实现密封)。

支板进气组件8位于支承机匣前安装边3的外侧，支板进气组件8由安装座和第二进气嘴组成，安装座通过螺钉等紧固件安装在下端面密封组件6的圆盘结构上，检测时，第二进气嘴通过螺纹拧入安装座，然后对准支承机匣支板4上的进气孔并压紧密封胶圈；

使用支承机匣气密性检测夹具进行气密检测时，检测方法包括以下步骤：

1、将转接管密封组件10安装在支板A2、A3、A6、A7、A8和A10内的转接管5的管口，拧紧带肩螺母密封；

2、将支承机匣安装在下端面密封组件6上，保证支承机匣壳体1下安装边位于下端面密封组件6胶皮密封圈上端面，将上端面密封组件7盖在安装边2上端面上，保证上端面密封组件7胶皮密封圈胶皮密封圈位于上安装边2上端面，将压紧带肩长螺栓9穿过上端面密封组件7的衬套拧入下端面密封组件6螺纹衬套螺纹孔，并拧紧压紧带肩长螺栓9，实现支承机匣S腔上下端面密封；

3、将支承机匣浸入水中，从上端面密封组件7上的第一进气嘴输入压力0.17～0.2MPa的空气检查S内腔密封性，也包括支板4上转接管5内腔的密封性，持续10min，要求完全密封，若有气泡标记焊缝裂纹处；

4、将支承机匣从水中取出，晾干；

5、将支板进气组件8的第二进气嘴通过螺纹拧入安装座，对准支承机匣支板A1的进气孔压紧密封胶圈，将A1支板完全浸入水中，从支板进气组件8的第二进气嘴输入压力0.18～0.2MPa的空气检查A1支板焊缝的密封性，持续10min，要求完全密封，不允许有裂缝，若有漏气，标记焊缝裂纹处；

6、重复步骤5，依次检查剩余的A2～A10支板的焊缝密封性。

Claims (3)

1.一种航空发动机支承机匣气密性检测方法，所述支承机匣主要由支承机匣壳体(1)、上安装边(2)、前安装边(3)、支板(4)及转接管(5)组成，支承机匣壳体(1)为带有下安装边的薄壁锥筒形零件，上安装边(2)焊接在支承机匣壳体(1)上端面，前安装边(3)是焊接组件，由上、中、下共三条安装边和上、下锥筒焊接而成，位于支承机匣壳体(1)的外环位置；支板(4)为流线形空心结构并带有进气孔，且支板(4)穿过前安装边(3)和支承机匣壳体(1)的锥面并分别与前安装边(3)和支承机匣壳体(1)焊接成组件，多块支板(4)沿支承机匣壳体(1)周向均布，其中一部分支板(4)内侧端面封闭，另一部分支板(4)内腔有转接管(5)，且转接管(5)贯穿这部分支板(4)内、外侧端面并与内、外侧端面通过焊接方式连接，转接管(5)为带管接头的管子；

其特征在于：

检测方法采用的夹具包括下端面密封组件(6)、上端面密封组件(7)、支板进气组件(8)、压紧带肩长螺栓(9)及转接管密封组件(10)；

所述下端面密封组件(6)为圆盘形组件，下端面密封组件(6)中心部位有一个第一凸台，第一凸台外侧且沿着第一凸台的周向设置有一条凸台环槽，凸台环槽内安装有胶皮密封圈，凸台环槽内侧的第一凸台上安装有螺纹衬套；

所述上端面密封组件(7)为圆盘形组件，上端面密封组件(7)的下端面上有一条环槽，环槽内安装有胶皮密封圈，上端面密封组件(7)开有数量与螺纹衬套一致的通孔，通孔内安装有衬套，上端面密封组件(7)上安装有第一进气嘴；

所述压紧带肩长螺栓(9)的一端穿过上端面密封组件(7)的衬套，另一端拧入下端面密封组件(6)的螺纹衬套，且压紧带肩长螺栓(9)与衬套上端面之间安装有密封垫圈；

所述支板进气组件(8)包括安装座和第二进气嘴，安装座安装在下端面密封组件(6)上且位于凸台环槽外侧，第二进气嘴与安装座螺纹连接；

所述转接管密封组件(10)为管端密封组件，转接管密封组件(10)主要由锁紧螺栓、带肩螺母及密封胶圈组成，锁紧螺栓底部有第二凸台，顶部为四方头，且第二凸台的上端面有一条环槽，密封胶圈套入锁紧螺栓的第二凸台上端面的环槽中；

且检测方法包括以下步骤：

步骤一，针对内腔具有转接管(5)的支板(4)，将转接管密封组件(10)安装在其中的转接管(5)管口，拧紧带肩螺母实现密封；

步骤二，将支承机匣安装在下端面密封组件(6)上，保证支承机匣壳体(1)下安装边位于下端面密封组件(6)的胶皮密封圈上端面，将上端面密封组件(7)盖在上安装边(2)上端面，保证上端面密封组件(7)胶皮密封圈胶皮密封圈位于上安装边(2)上端面，将压紧带肩长螺栓(9)穿过上端面密封组件(7)的衬套并拧入下端面密封组件(6)的螺纹衬套，拧紧压紧带肩长螺栓(9)，实现支承机匣S腔上、下端面密封；

步骤三，将支承机匣浸入水中，从上端面密封组件(7)上的第一进气嘴输入压力空气检查S内腔以及支板(4)内转接管(5)内腔的密封性，持续一段时间，若有漏气则标记出相应的焊缝漏气位置；

步骤四，将支承机匣从水中取出并晾干；

步骤五，将支板进气组件(8)中的第二进气嘴拧入安装座，从多个支板(4)中选择一个，对准该支板(4)的进气孔插入并压紧密封胶圈，将该支板(4)完全浸入水中，从支板进气组件(8)的第二进气嘴输入压力空气检查该支板(4)焊缝的密封性，持续一段时间，若有漏气则标记出相应的焊缝漏气处；

步骤六，重复步骤五，依次检查剩余支板(4)的焊缝密封性。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机支承机匣气密性检测方法，其特征在于：

所述第一凸台的上端面高于凸台环槽内胶皮密封圈的上端面；

所述螺纹衬套沿着第一凸台周向分布，螺纹衬套上的螺纹孔为不通孔，且通过密封O型圈与第一凸台密封连接。

3.根据权利要求1所述的一种航空发动机支承机匣气密性检测方法，其特征在于：

所述下端面密封组件(6)上的凸台环槽外径大于支承机匣壳体下安装边的外径，所述上端面密封组件(7)上的环槽外径大于上安装边(2)的外径。

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