CN116423146A - 一种易于装配的航空发动机轴流机匣流道修复用工装及其使用方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种易于装配的航空发动机轴流机匣流道修复用工装及其使用方法，该航空发动机轴流机匣流道修复用工装包括与二级静叶安装槽相适配的第一保护环、与三级静叶安装槽相适配的第二保护环、止口保护环和多个与静叶安装孔相适配的堵头，所述第一保护环的外壁与二级静叶安装槽的内壁小间隙配合，所述第二保护环的外壁与三级静叶安装槽的内壁小间隙配合，所述止口保护环套接在轴流机匣的左端止口上，装配时第一保护环与二级静叶安装槽内壁之间、第二保护环与三级静叶安装槽内壁经胶水进行胶粘固定，所述堵头与静叶安装孔经胶水进行胶粘固定。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机修复辅助设备技术领域，特别是一种航空发动机轴流机匣流道修复用工装及其使用方法。
背景技术
某型航空发动机轴流机匣为对半式结构，毛坯采用整体铸件，其结构如图1所示，安装后形成内径不同的第一内流道1、第二内流道2、第三内流道3、第四内流道5，其中第二内流道2上沿周向设置多个静叶安装孔10，第三内流道3和第四内流道5之间形成T形的二级静叶安装槽4，第四内流道5与尾侧端6之间形成T形的三级静叶安装槽7，且第一内流道1、第三内流道3、第四内流道5的内壁涂敷Al-Si涂层；上述航空发动机轴流机匣内流道加工时采用一组数据点控制，采用数控车削加工方法实现，其加工后尺寸精确与否对压气机性能参数控制尤为重要。在实际加工中，由于加工操作失误、薄壁零件产生的变形等因素导致内流道超差，在对机匣组合进行流道扫描计量后发现，流道尺寸整体向外偏离理论值约0.15～0.20mm，整体流道向外扩张偏离理论值，大大影响了压气机性能参数。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种易于装配、便于操控的航空发动机轴流机匣流道修复用工装及其使用方法。
为解决上述技术问题，本发明提供的航空发动机轴流机匣流道修复用工装，包括与二级静叶安装槽相适配的第一保护环、与三级静叶安装槽相适配的第二保护环、止口保护环和多个与静叶安装孔相适配的堵头，所述第一保护环的外壁与二级静叶安装槽的内壁小间隙配合，所述第二保护环的外壁与三级静叶安装槽的内壁小间隙配合，所述止口保护环套接在轴流机匣的左端止口上，装配时第一保护环与二级静叶安装槽内壁之间、第二保护环与三级静叶安装槽内壁经胶水进行胶粘固定，所述堵头与静叶安装孔经胶水进行胶粘固定。
进一步，所述第一保护环由同样结构的两个第一半环体拼接组成，所述第二保护环由同样结构的两个第二半环体拼接组成。
进一步，所述第一半环体、第二半环体、堵头、止口保护环由铝合金经车削加工获得。
上述航空发动机轴流机匣流道修复用工装的使用方法，包括如下步骤，首先将两个第一半环体卡入二级静叶安装槽，并在第一半环体与二级静叶安装槽之间涂敷胶水，由第一半环体组成第一保护环，将两个第二半环体卡入三级静叶安装槽，并在第二半环体与三级静叶安装槽之间涂敷胶水，由第二半环体组成第二保护环，各堵头经胶水粘结在静叶安装孔上，对静叶安装孔进行封闭；将止口保护环固定在轴流机匣的左端止口，将第一内流道、第三内流道、第四内流道内壁涂敷的Al-Si涂层去除直至露出金属基体，对待喷涂金属加工面进行吹砂处理，降低表面粗糙度后进行流道二次整体喷涂，然后重新采用数控加工方法对第一内流道、第三内流道、第四内流道进行加工，以保证流道尺寸要求，通过机匣流道修复用工装的防护，再结合整体喷涂工艺，对轴流机匣内流道尺寸超差进行了修复再加工。
发明的技术效果：（1）本发明的航空发动机轴流机匣流道修复用工装，相对于现有技术，本发明保证了机匣内流道涂层整体二次喷涂修复方案的可实施性，保护了精密尺寸不被破坏，同时大大提升了喷涂效率；第一保护环和第二保护环采用半环体进行组合获得，易于装配；（2）第一保护环、第二保护环、堵头均采用胶水进行胶接固定，便于后续拆卸；（3）第一半环体、第二半环体、堵头、止口保护环采用铝合金材质，可防止磕伤零件。
附图说明
下面结合说明书附图对本发明作进一步详细说明：
图1是航空发动机轴流机匣流道的剖面结构示意图；
图2是本发明的航空发动机轴流机匣流道修复用工装装配后的剖面结构示意图；
图中：
第一内流道1，第二内流道2，第三内流道3，二级静叶安装槽4，第四内流道5，尾侧端6，三级静叶安装槽7，左端止口8，螺纹孔9，静叶安装孔10，止口保护环11，第一保护环12，第二保护环13，堵头14，螺栓15，轴流机匣16。
具体实施方式
实施例1
如图1至图2所示，本实施例的航空发动机轴流机匣流道修复用工装包括与二级静叶安装槽4相适配的第一保护环12、与三级静叶安装槽7相适配的第二保护环13、止口保护环11和30个与静叶安装孔10相适配的30个堵头14，第一保护环12由两个第一半环体拼接组成，第二保护环13由两个第二半环体拼接组成；第一保护环12的外壁与二级静叶安装槽4的内壁小间隙配合，其间隙小于2.0mm，第二保护环13的外壁与三级静叶安装槽7的内壁小间隙配合，其间隙小于2.0mm，止口保护环11套接在轴流机匣16的左端止口8上，左端止口8外围设置法兰边，法兰边上设置螺纹孔9，止口保护环11的结构包括一体成型的内环台和外环台，内环台和外环台之间形成与左端止口8嵌套的内凹槽，外环台上设置安装孔，止口保护环11安装时内环台置于左端止口8内侧，外环台置于左端止口8外侧，止口保护环11经螺栓15、安装孔、螺纹孔相配合进行固定，且第一保护环12与二级静叶安装槽4内壁之间、第二保护环13与三级静叶安装槽7内壁经胶水进行填充和胶粘固定，堵头14与静叶安装孔10经胶水进行填充和胶粘固定，胶水选用703胶水。
作为优选，第一半环体、第二半环体、堵头14、止口保护环11由铝合金经车削加工获得。
实施例2
航空发动机轴流机匣流道修复用工装的使用方法，包括如下步骤，首先将两个第一半环体卡入二级静叶安装槽4，并在第一半环体与二级静叶安装槽4之间填充涂敷703胶水，由第一半环体组成圆形的第一保护环12，将两个第二半环体卡入三级静叶安装槽7，并在第二半环体与三级静叶安装槽7之间填充涂敷703胶水，由第二半环体组成圆形的第二保护环，且第二保护环13的外壁与三级静叶安装槽7的内壁之间的间隙、第一保护环12的外壁与二级静叶安装槽4的内壁之间的间隙均小于2.0mm，各堵头14经703胶水粘结在静叶安装孔10上，对静叶安装孔10进行封闭；将止口保护环11经螺栓15固定在轴流机匣16的左端止口8，将第一内流道1、第三内流道3、第四内流道5内壁涂敷的Al-Si涂层去除直至露出金属基体，对待喷涂金属加工面进行吹砂处理，降低表面粗糙度后进行流道二次整体喷涂，然后重新采用数控加工方法对第一内流道1、第三内流道3、第四内流道5进行加工，以保证流道尺寸要求，通过机匣流道修复用工装的防护，再结合整体喷涂工艺，对轴流机匣内流道尺寸超差进行了修复再加工。
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而这些属于本发明的精神所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之中。
Claims (4)
1.一种易于装配的航空发动机轴流机匣流道修复用工装，其特征在于，包括与二级静叶安装槽相适配的第一保护环、与三级静叶安装槽相适配的第二保护环、止口保护环和多个与静叶安装孔相适配的堵头，所述第一保护环的外壁与二级静叶安装槽的内壁小间隙配合，所述第二保护环的外壁与三级静叶安装槽的内壁小间隙配合，所述止口保护环套接在轴流机匣的左端止口上，左端止口外围设置法兰边，法兰边上设置螺纹孔，止口保护环的结构包括一体成型的内环台和外环台，内环台和外环台之间形成与左端止口嵌套的内凹槽，外环台上设置安装孔，止口保护环安装时内环台置于左端止口内侧，外环台置于左端止口外侧，止口保护环经螺栓、安装孔、螺纹孔相配合进行固定，装配时第一保护环与二级静叶安装槽内壁之间、第二保护环与三级静叶安装槽内壁经胶水进行胶粘固定，所述堵头与静叶安装孔经胶水进行胶粘固定。
2.根据权利要求1所述的易于装配的航空发动机轴流机匣流道修复用工装，其特征在于，所述第一保护环由同样结构的两个第一半环体拼接组成，所述第二保护环由同样结构的两个第二半环体拼接组成。
3.根据权利要求2所述的易于装配的航空发动机轴流机匣流道修复用工装，其特征在于，所述第一半环体、第二半环体、堵头、止口保护环由铝合金经车削加工获得。
4.根据权利要求2或3所述的易于装配的航空发动机轴流机匣流道修复用工装的使用方法，其特征在于，包括如下步骤，首先将两个第一半环体卡入二级静叶安装槽，并在第一半环体与二级静叶安装槽之间涂敷胶水，由第一半环体组成第一保护环，将两个第二半环体卡入三级静叶安装槽，并在第二半环体与三级静叶安装槽之间涂敷胶水，由第二半环体组成第二保护环，各堵头经胶水粘结在静叶安装孔上，对静叶安装孔进行封闭；将止口保护环固定在轴流机匣的左端止口，将第一内流道、第三内流道、第四内流道内壁涂敷的Al-Si涂层去除直至露出金属基体，对待喷涂金属加工面进行吹砂处理，降低表面粗糙度后进行流道二次整体喷涂，然后重新采用数控加工方法对第一内流道、第三内流道、第四内流道进行加工，以保证流道尺寸要求。
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