CN116219434A - 一种航空发动机涡轮导向叶片修复装置及修复方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种航空发动机涡轮导向叶片修复装置及修复方法，涉及发动机技术领域，目的是解决现有的涡轮叶片在修复过程中由于激光熔覆导致修复部位出现热应力集中的问题。该航空发动机涡轮导向叶片修复装置，包括：操作箱、惰性气体储存罐、定位夹具、机械臂、激光熔覆头、若干辅助板和散热组件；操作箱的上具有进气口和出气口；惰性气体储存罐与进气口连通；定位夹具安装在操作箱内；机械臂安装在操作箱内；激光熔覆头安装在机械臂上；每块辅助板上均设有与涡轮叶片上的导流孔相配合的定位轴，辅助板依次排列安装后形成辅助支架；散热组件用于辅助板的冷却。本发明通过辅助板和散热组件对激光熔覆时产生的热量进行交换，减少热应力集中的问题。

Description

一种航空发动机涡轮导向叶片修复装置及修复方法

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，尤其是涉及一种航空发动机涡轮导向叶片修复装置及修复方法。

背景技术

航空发动机涡轮叶片的工作条件非常恶劣，因此，在性能先进的航空发动机上，涡轮叶片都采用了性能优异但价格昂贵的镍基和钴基高温合金材料以及复杂的制造工艺（例如：定向凝固叶片和单晶叶片）。

涡轮叶片在服役一端时间后，在磨损、冲击、高温燃气和冷却热疲劳的作用下产生点蚀、裂纹等缺陷。如果将其直接进行报废处理往往会提高航空公司的维护费用，因此会对涡轮叶片进行修复。现有的修复方式包括：激光熔覆技术和活化扩散愈合法。

激光熔覆技术：是利用一定功率密度的激光熔覆头照射（扫描）覆于裂纹、缺陷处的合金粉末，使之完全融化，而基材金属表层微熔，冷凝后在基材表面形成一个低稀释度的包覆层，从而弥合裂纹及缺陷。

活化扩散愈合法：借助低熔点焊接合金把高温合金粉末“注入”裂纹中，通过液相烧结使焊接合金同时向高温合金粉末和基体金属中扩散，从而使裂纹得到愈合。

当航空发动机的涡轮叶片在进行激光熔覆修复时由于合金粉末的快速熔化和凝固，快速凝固后形成与基体材料冶金结合的熔覆层组织，二者之间的界面在很窄的区域内迅速产生分子或原子级交互扩散，同时形成牢固的冶金结合。但这个修复方式主要应用在叶尖和叶根的修复，在进行叶片的侧壁修复时则存在裂纹周围出现热应力集中的问题。

发明内容

本发明为解决现有的涡轮叶片在修复过程中由于激光熔覆导致修复部位出现热应力集中的问题，提供了一种航空发动机涡轮导向叶片修复装置，通过设置辅助板和散热组件对激光熔覆时产生的热量进行交换，减少修补区域内热应力集中的问题。

本发明采用的技术方案是：

一种航空发动机涡轮导向叶片修复装置，包括：

操作箱，所述操作箱的上具有进气口和出气口；

惰性气体储存罐，与所述进气口连通；

定位夹具，安装在所述操作箱内；

机械臂，安装在所述操作箱内；

激光熔覆头，安装在所述机械臂上，所述激光熔覆头的储料机构安装在所述操作箱内；

若干辅助板，每块所述辅助板上均设有与涡轮叶片上的导流孔相配合的定位轴；及

散热组件，用于对所述辅助板的冷却；

其中，所述辅助板安装在所述涡轮叶片上，避开涡轮叶片需要修补的区域；所述辅助板靠近修补区域的散热速度朝向远离修补区域逐渐降低；所述惰性气体储存罐向所述操作箱内充入惰性气体，所述操作箱内的空气通过所述出气口排出。

可选地，所述定位夹具包括：

工作台，安装在所述操作箱的底部，所述工作台的顶部具有安装腔室和滑轨，所述滑轨呈环形设置，且位于所述安装腔室外侧；

转动电机，安装在所述安装腔室内；

转台，其底部具有与所述滑轨相配合的限位槽，所述转动电机的输出轴与转台的底部连接，所述转台的顶部具有两相对设置的滑槽；

两夹板，相对设置在所述滑槽内，两所述夹板通过驱动机构带动其运动。

可选地，所述转台的顶部中部设有安装开口，所述定位夹具进一步包括：

辅助定位机构，所述辅助定位机构安装在所述安装开口内，用于对涡轮叶片进行辅助支撑；所述辅助定位机构在未使用状态时所述辅助定位机构完全容纳于所述安装开口内。

可选地，所述辅助定位机构包括：

升降杆，安装在所述安装开口内，其活动端朝向所述安装开口外设置；

支撑块，安装在所述升降杆的活动端端部；

其中，当涡轮叶片安装在两所述夹板之间时，所述升降杆带动所述支撑块运动，使得所述支撑块与涡轮叶片相抵接。

可选地，所述夹板的内部设有若干冷却通道，所述冷却通道的进口和出口分别连接所述散热组件的供气出口和回收进口。

可选地，所述辅助板的侧壁内部设有冷却腔室，所述冷却腔室与所述散热组件连通；所述散热组件包括：

冷却介质存储罐，所述冷却介质存储罐上设有多根输送管道，所述输送管道与所述冷却腔室的进口连通；

回收罐，与所述冷却腔室的出口连通；

其中，所述输送管道上设有流量调节阀门，用于调节进入冷却腔室内的冷却介质的流量；

当所述辅助板安装在涡轮叶片上，露出涡轮叶片需要修补的区域后，可通过设置在所述输送管道上的所述流量调节阀门控制冷却介质进入所述辅助板内的流量，使得靠近修补区域的所述辅助板内的流量大于远离修补区域的所述辅助板内的流量。

可选地，所述辅助板为陶瓷板。

采用上述装置对侧壁出现裂纹的叶片进行修复，降低厂商的更换成本；同时在修复过程中采用热交换远离降低在修复是产生的热应力问题，提高修复后的结构强度。为了更好的使用该装置，本发明还提供使用该装置进行修复的修复方法。

该修复方法，包括以下步骤：

S1、判断叶片是否进行修复，若叶片的缺陷深度为其侧壁的厚度60%以上，或缺陷与气膜孔连通，则放弃修复；否则进行修复；

S2、去除缺陷周围的热障涂层，若缺陷深度大于叶片的厚度30%以上，则沿缺陷设置坡口；

S3、固定待修复叶片至定位夹具上，并将辅助板安装在叶片上，位于修补区域处的辅助板不安装，使得缺陷露出；

S4、通过机械臂带动激光熔覆头进行增材修复，在修复过程中散热组件给设置在叶片上的辅助板提供冷却介质，通过冷却介质将修复时产生的热量带走；

S5、将修复后的叶片送入马沸炉中进行热处理。

可选地，在步骤S4中冷却介质存储罐通过输送管道给辅助板和夹板提供冷却介质，可通过设置在输送管道上的流量调节阀门控制冷却介质进入辅助板内的流量，使得靠近修补区域的流量大于远离修补区域的流量。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

1、通过设置辅助板，辅助板与散热组件连通，可在熔覆过程进行热交换，进一步扩大温度梯度，减少杂晶的数量，也能够减少热应力。

2、由于辅助板通过定位轴安装在涡轮叶片的导流孔内，因此可根据修补区域的不同进行灵活调整辅助板的安装位置，使得修补区域露出。

3、设置辅助定位机构是为了方便不同型号、不同叶根长度的涡轮叶片使用。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为航空发动机涡轮导向叶片修复装置的立体结构示意图。

图2为航空发动机涡轮导向叶片修复装置的主视内部结构示意图。

图3为航空发动机涡轮导向叶片修复装置的定位夹具的立体结构示意图。

图4为航空发动机涡轮导向叶片修复装置的定位夹具的全剖结构示意图。

图5为航空发动机涡轮导向叶片修复装置的定位夹具具有冷却管道的结构示意图。

图6为航空发动机涡轮导向叶片修复装置的辅助板的结构示意图。

图7为航空发动机涡轮导向叶片修复装置的辅助板的透视结构示意图。

图8为航空发动机涡轮导向叶片修复装置的夹板具有冷却通道的结构示意图。

图9为辅助板安装在涡轮叶片上露出修补区域的结构示意图。

附图标记：

1、操作箱；11、进气口；12、出气口；

2、惰性气体储存罐；

3、定位夹具；31、工作台；32、安装腔室；33、滑轨；34、转动电机；35、转台；36、限位槽；37、滑槽；38、夹板；39、驱动机构；310、安装开口；311、冷却通道；

4、机械臂；

5、激光熔覆头；

6、辅助板；61、定位轴；62、冷却腔室；

7、散热组件；71、冷却介质存储罐；72、回收罐；73、流量调节阀门；

8、辅助定位机构；81、升降杆；82、支撑块。

具体实施方式

在下文中，仅简单地描述了某些示例性实施例。正如本领域技术人员可认识到的那样，在不脱离本发明的精神或范围的情况下，可通过各种不同方式修改所描述的实施例。因此，附图和描述被认为本质上是示例性的而非限制性的。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“上”、“下”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是本发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是通信；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

下文的公开提供了许多不同的实施方式或例子用来实现本发明的不同结构。为了简化本发明的公开，下文中对特定例子的部件和设置进行描述。当然，它们仅仅为示例，并且目的不在于限制本发明。此外，本发明可以在不同例子中重复参考数字和/或参考字母，这种重复是为了简化和清楚的目的，其本身不指示所讨论各种实施方式和/或设置之间的关系。此外，本发明提供了的各种特定的工艺和材料的例子，但是本领域普通技术人员可以意识到其他工艺的应用和/或其他材料的使用。

下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

如图1、图2、图3、图4和图9所示，本发明实施例提供了一种航空发动机涡轮导向叶片修复装置，包括：操作箱1、惰性气体储存罐2、定位夹具3、机械臂4、激光熔覆头5、若干辅助板6和散热组件7。

操作箱1上具有进气口11和出气口12；惰性气体储存罐2与所述进气口11连通；定位夹具3安装在所述操作箱1内；机械臂4安装在所述操作箱1内；激光熔覆头5安装在所述机械臂4上，所述激光熔覆头5的储料机构安装在所述操作箱1内；每块所述辅助板6上均设有与涡轮叶片上的导流孔相配合的定位轴61；散热组件7用于对所述辅助板6进行冷却。

在进行辅助板6安装时，避开涡轮叶片需要修补的区域；所述辅助板6靠近修补区域的散热速度朝向远离修补区域逐渐降低；所述惰性气体储存罐2向所述操作箱1内充入惰性气体，所述操作箱1内的空气通过所述出气口12排出。

在进行修复时，选择满足修复条件的涡轮叶片，将涡轮叶片上的热障涂层清理，将涡轮叶片上出现裂纹的地方完全暴露出来，并加工出坡口，加工出坡口后固定在定位夹具3上，然后将辅助板6安装在涡轮叶片上。在安装时，将辅助板6上的定位轴61插入涡轮叶片上的导流孔内，同时在安装过程中将涡轮叶片上具有裂纹的地方露出，方便激光熔覆头5对裂纹进行修复。激光熔覆头5在工作时，激光熔覆头5的储料机构给其提供修复物料，散热组件7给辅助板6提供冷却介质扩大温度梯度（熔覆区域和涡轮叶片其他区域的温度差），减少杂晶的数量，也能够减少热应力。在进行熔覆的过程中通过惰性气体储存罐2给处理箱内冲入惰性气体进行保护。

需要进行说明的时，由于部分辅助板6靠近熔覆区域，吸收的热量多，因此靠近熔覆区域的辅助板6的热交换效率高于其他区域的。本实施例中的定位轴61呈锥形结构，其直径小的一端远离辅助板6设置，方便将定位轴61插入对应的导流孔中。

在另外一个实施例中，如图3所示，为了方便对涡轮叶片进行固定，该定位夹具3包括：工作台31、转动电机34、转台35和两夹板38；工作台31可安装在所述操作箱1的底部，所述工作台31的顶部具有安装腔室32和滑轨33，所述滑轨33呈环形设置，且位于所述安装腔室32外侧。转动电机34安装在所述安装腔室32内；转台35的底部具有与所述滑轨33相配合的限位槽36，所述转动电机34的输出轴与转台35的底部连接，所述转台35的顶部具有两相对设置的滑槽37。两夹板38相对设置在所述滑槽37内，两所述夹板38通过驱动机构39带动其运动。

在使用时，将涡轮叶片放置在两夹板38之间，然后通过驱动机构39带动两夹板38相对运动，使得两夹板38将涡轮叶片固定好。在进行熔覆时，还可通过转动电机34带动转台35旋转，使得涡轮叶片的裂纹朝向激光熔覆头5，方便机械臂4带动激光熔覆头5对涡轮叶片进行修复。

在其他的实施方式中，可以将工作台31固定在机械臂上、固定在加工台上或工作台31直接固定在操作箱1内。

在另外一个实施例中，如图3和图4所示，为了方便不同尺寸型号的涡轮叶片使用，在转台35上设置了辅助定位机构8。更具体的是：所述转台35的顶部中部设有安装开口310，所述定位夹具3进一步包括：辅助定位机构8，所述辅助定位机构8安装在所述安装开口310内，辅助定位机构8用于支撑涡轮叶片；辅助定位机构8在未使用状态时所述辅助定位机构8完全容纳于所述安装开口310内。

辅助定位机构8包括：升降杆81和支撑块82，升降杆81安装在所述安装开口310内，其活动端朝向所述安装开口310外设置；支撑块82安装在所述升降杆81的活动端端部。其中，当涡轮叶片安装在两所述夹板38之间时，所述升降杆81带动所述支撑块82运动，使得所述支撑块82与涡轮叶片相抵接。

在另外一个实施例中，如图8所示，为了进一步扩大扩大温度梯度，在夹板38的内部设有若干冷却通道311，所述冷却通道311的进口和出口分别连接所述散热组件7的供气出口和回收进口。

在另外一个实施例中，如图6和图7所示，所述辅助板6的侧壁内部设有冷却腔室62，所述冷却腔室62与所述散热组件7连通；所述散热组件7包括：冷却介质存储罐71和回收罐72；冷却介质存储罐71上设置有多根输送管道，输送管道与所述冷却腔室62的进口连通；回收罐72与所述冷却腔室62的出口连通。其中，所述输送管道上设有用于调节进入冷却腔室62内的冷却介质的流量调节阀门73。

在使用时，冷却介质存储罐71给辅助板6提供冷却介质，安装在输送管道上的调节阀门根据其靠近或远离修补区域的远近调整其流量的大小，方便扩大温度梯度。

在另外一个实施例中，为了方便快速完成热交换，所述辅助板6为陶瓷板。

在另外一个实施例中，如图5所示，在转台35的内部设有冷却管道，通过散热组件7给其提供冷却介质，循环后回收即可。进一步提高热交换效率。需要进行说明的是：辅助板6内的流量、夹板38内的流量以及转台35内的流量依次减小。

一种航空发动机涡轮导向叶片的修复方法，包括一下步骤：

S1、判断叶片是否需要进行修复，若叶片的缺陷（本方法中的缺陷指裂纹）深度为其侧壁的厚度60%以上，或缺陷与气膜孔连通，则放弃修复；否则进行修复；若需要修复叶片的腐蚀面，则需要根据其腐蚀面积进行重新判断，如：其腐蚀面大于5mm²以上就放弃修复。

S2、通过打磨、喷砂、浸泡等工艺去除缺陷周围的热障涂层，若裂纹的深度大于叶片的厚度30%以上，则沿裂纹的开口处设置坡口；

S3、固定进行清理的待修复叶片至定位夹具3上，然后调整叶片的朝向，使得叶片的修补区域朝向机械臂4，然后在将辅助板6安装在叶片上，位于修补区域处的辅助板6不安装，使得缺陷露出，方便激光熔覆头5对叶片进行修复；

S4、通过机械臂4带动激光熔覆头5进行增材修复，在修复过程中设置在叶片上的辅助板6进行热量交换；在修复过程中叶片会吸收激光的温度，使得叶片的温度升高，因此在修复过程中冷却介质进入辅助板6内，通过冷却介质的循环扩大修补区域和不需要修补区域的温度差，减少杂晶的数量，同时也能够减少热应力，提高修复后的结构强度。

S5、为了进一步降低热应力，将修复后的叶片送入马沸炉中进行热处理。

其中，为了更进一步的扩大温度阶梯，在步骤S4中冷却介质存储罐71给辅助板6和夹板38提供冷却介质，靠近修补区域处的辅助板6内的冷却介质流速朝向远离修补区域逐渐降低。

最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。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 (9)

1.一种航空发动机涡轮导向叶片修复装置，其特征在于，包括：

操作箱，所述操作箱上具有进气口和出气口；

惰性气体储存罐，与所述进气口连通；

定位夹具，安装在所述操作箱内；

机械臂，安装在所述操作箱内；

激光熔覆头，安装在所述机械臂上，所述激光熔覆头的储料机构安装在所述操作箱内；

若干辅助板，每块所述辅助板上均设有与涡轮叶片上的导流孔相配合的定位轴；及

散热组件，用于对所述辅助板进行冷却；

其中，所述辅助板安装在所述涡轮叶片上，避开涡轮叶片需要修补的区域；所述辅助板的散热速度由靠近修补区域向远离修补区域方向逐渐降低；所述惰性气体储存罐向所述操作箱内充入惰性气体，所述操作箱内的空气通过所述出气口排出。

2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮导向叶片修复装置，其特征在于，所述定位夹具包括：

工作台，安装在所述操作箱的底部，所述工作台的顶部具有安装腔室和滑轨，所述滑轨呈环形设置，且位于所述安装腔室外侧；

转动电机，安装在所述安装腔室内；

转台，其底部具有与所述滑轨相配合的限位槽，所述转动电机的输出轴与转台的底部连接，所述转台的顶部具有两相对设置的滑槽；

两夹板，相对设置在所述滑槽内，两所述夹板通过驱动机构带动其运动。

3.根据权利要求2所述的航空发动机涡轮导向叶片修复装置，其特征在于，所述转台的顶部中部设有安装开口，所述定位夹具进一步包括：

辅助定位机构，所述辅助定位机构安装在所述安装开口内，用于对涡轮叶片进行辅助支撑；所述辅助定位机构在未使用状态时所述辅助定位机构完全容纳于所述安装开口内。

4.根据权利要求3所述的航空发动机涡轮导向叶片修复装置，其特征在于，所述辅助定位机构包括：

升降杆，安装在所述安装开口内，其活动端朝向所述安装开口外设置；

支撑块，安装在所述升降杆的活动端端部；

其中，当涡轮叶片安装在两所述夹板之间时，所述升降杆带动所述支撑块运动，使得所述支撑块与涡轮叶片相抵接。

5.根据权利要求2所述的航空发动机涡轮导向叶片修复装置，其特征在于，所述夹板的内部设有若干冷却通道，所述冷却通道的进口和出口分别连接所述散热组件的供气出口和回收进口。

6.根据权利要求1或5所述的航空发动机涡轮导向叶片修复装置，其特征在于，所述辅助板的侧壁内部设有冷却腔室，所述冷却腔室与所述散热组件连通；所述散热组件包括：

冷却介质存储罐，所述冷却介质存储罐上设有多根输送管道，所述输送管道与所述冷却腔室的进口连通；

回收罐，与所述冷却腔室的出口连通；

其中，所述输送管道上设有流量调节阀门，用于调节进入冷却腔室内的冷却介质的流量；

当所述辅助板安装在涡轮叶片上，露出涡轮叶片需要修补的区域后，可通过设置在所述输送管道上的所述流量调节阀门控制冷却介质进入所述辅助板内的流量，使得靠近修补区域的所述辅助板内的流量大于远离修补区域的所述辅助板内的流量。

7.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮导向叶片修复装置，其特征在于，所述辅助板为陶瓷板。

8.一种航空发动机涡轮导向叶片的修复方法，使用如权利要求1-7任意一项所述的航空发动机涡轮导向叶片修复装置，其特征在于，包括以下步骤：

S1、判断叶片是否进行修复，若叶片的缺陷深度为其侧壁的厚度60%以上，或缺陷与气膜孔连通，则放弃修复；否则进行修复；

S2、去除缺陷周围的热障涂层，若缺陷深度大于叶片的厚度30%以上，则沿缺陷设置坡口；

S3、固定待修复叶片至定位夹具上，并将辅助板安装在叶片上，位于修补区域处的辅助板不安装，使得缺陷露出；

S4、通过机械臂带动激光熔覆头进行增材修复，在修复过程中散热组件给设置在叶片上的辅助板提供冷却介质，通过冷却介质将修复时产生的热量带走；

S5、将修复后的叶片送入马沸炉中进行热处理。

9.根据权利要求8所述的航空发动机涡轮导向叶片的修复方法，其特征在于，在步骤S4中冷却介质存储罐通过输送管道给辅助板和夹板提供冷却介质，可通过设置在输送管道上的流量调节阀门控制冷却介质进入辅助板内的流量，使得靠近修补区域的流量大于远离修补区域的流量。

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