CN218799125U - 用于航空发动机铝合金叶片磨损修复的加工工装 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种加工工装，尤其是公开了一种用于航空发动机铝合金叶片磨损修复的加工工装，属于航空发动机维修维护工艺装备技术领域。提供一种能有效的对磨损严重的铝合叶片进行增材修复的用于航空发动机铝合金叶片磨损修复的加工工装。所述的加工工装包括支撑连接组件、支撑架和固定结构，所述的航空发动机铝合金叶片通过所述的固定结构可拆卸的布置在所述的支撑架上，所述的支撑架通过所述的支撑连接组件可拆卸的固装到加工中心上。

Description

用于航空发动机铝合金叶片磨损修复的加工工装

技术领域

本实用新型涉及一种加工工装，尤其是涉及一种用于航空发动机铝合金叶片磨损修复的加工工装，属于航空发动机维修维护工艺装备技术领域。

背景技术

铝合金由于硬度低，质量小，强度较高，被广泛应用于航空发动机进气机匣可调叶片的制造。叶片工作过程中在压力作用下反复相对运动造成轴颈磨损，尺寸超差导致大量叶片停用。传统熔焊工艺修理铝合金叶片时变形大、焊缝强度低，而喷涂工艺修复结合强度低、易脱落。因此在叶片修理过程中需大量采购新品叶片进行更换，修理成本较高。

实用新型内容

本实用新型所要解决的技术问题是：提供一种能有效的对磨损严重的铝合叶片进行增材修复的用于航空发动机铝合金叶片磨损修复的加工工装。

为解决上述技术问题所采用的技术方案是：一种用于航空发动机铝合金叶片磨损修复的加工工装，所述的加工工装包括支撑连接组件、支撑架和固定结构，所述的航空发动机铝合金叶片通过所述的固定结构可拆卸的布置在所述的支撑架上，所述的支撑架通过所述的支撑连接组件可拆卸的固装到加工中心上。

进一步的是，所述的支撑连接组件包括一根夹持外圆轴，所述的夹持外圆轴通过其顶端与所述的支撑架固定连接。

上述方案的优选方式是，所述的支撑架包括一个凵型支撑架，所述的固定结构布置在凵型支撑架两条竖直边的顶部，所述的凵型支撑架通过其水平边支撑在所述夹持外圆轴的顶端。

进一步的是，所述的固定结构分别包括设置在凵型支撑架两条竖直边顶部的固定凹槽和两组固定组件，每组所述的固定组件均分别至少包括一颗铰接螺钉和一组压紧块，各组所述的压紧块分别通过相应的铰接螺钉活动的铰接在凵型支撑架相应竖直边的顶部。

上述方案的优选方式是，所述航空发动机铝合金叶片的两个轴颈分别通过相应的固定凹槽，在相应压紧块的配合下以航空发动机铝合金叶片大端所在的竖直边的内表面为基准，可拆卸的固装在所述的凵型支撑架上。

本实用新型的有益效果是：本申请提供的技术方案先通过设置一套支撑连接组件、支撑架和固定结构的加工工装，然后使所述的航空发动机铝合金叶片通过所述的固定结构可拆卸的布置在所述的支撑架上，所述的支撑架通过所述的支撑连接组件可拆卸的固装到加工中心上。这样，在对磨损严的航空发动机铝合金叶片进行修改时可以先至少经过两次激光熔化增材修复工序修复航空发动机铝合金叶片磨损的两端轴颈部位，然后再采用机械整体加工各个轴颈至规定尺寸，接着钳修倒圆并无损检测，最后对检测合格航空发动机铝合金叶片进行振动疲劳试验完成所述的修复工作，其中，振动疲劳试验的参数要求为σ-1＝80MPa，300Hz，循环次为1×107。这样既解决了现有技术中采用熔焊工艺修理铝合金叶片时变形大、焊缝强度低，而采用喷涂工艺修复结合强度低、易脱落的技术问题，采用本申请提供的技术方案修改的铝合金叶片，不仅保证了修复处结合的强度，而变形小，可以有效降低叶片停用率，而通过机械在工装的配合下整体加工还可以保证修复后的形位尺寸达符合相关标准的要求。

附图说明

图1为本实用新型用于航空发动机铝合金叶片磨损修复的加工工装的主视图；

图2为图1的侧视图。

图中标记为：支撑连接组件1、支撑架2、固定结构3、竖直边4、水平边5、固定凹槽6、固定组件7、铰接螺钉8、压紧块9、航空发动机铝合金叶片10、轴颈11、竖直边内表面12。

具体实施方式

如图1、图2所示是本申请提供的一种能有效的对磨损严重的铝合叶片进行增材修复的用于航空发动机铝合金叶片磨损的修复方法，以及一种用于所述修复方法的加工工装。所述的修复方法先通过至少两次激光熔化增材修复工序修复航空发动机铝合金叶片磨损的两端轴颈部位，然后再采用机械整体加工各个轴颈至规定尺寸，接着钳修倒圆并无损检测，最后对检测合格航空发动机铝合金叶片进行振动疲劳试验完成所述的修复工作，

其中，振动疲劳试验的参数要求为σ-1＝80MPa，300Hz，循环次为1×107。所述的加工工装包括支撑连接组件1、支撑架2和固定结构3，所述的航空发动机铝合金叶片通过所述的固定结构3可拆卸的布置在所述的支撑架2上，所述的支撑架2通过所述的支撑连接组件1固装到加工中心上。本申请提供的技术方案先通过至少两次激光熔化增材修复工序修复航空发动机铝合金叶片磨损的两端轴颈部位，然后再采用机械整体加工各个轴颈至规定尺寸，接着钳修倒圆并无损检测，最后对检测合格航空发动机铝合金叶片进行振动疲劳试验完成所述的修复工作，其中，振动疲劳试验的参数要求为σ-1＝80MPa，300Hz，循环次为1×107。这样既解决了现有技术中采用熔焊工艺修理铝合金叶片时变形大、焊缝强度低，而采用喷涂工艺修复结合强度低、易脱落的技术问题，采用本申请提供的技术方案修改的铝合金叶片，不仅保证了修复处结合的强度，而变形小，可以有效降低叶片停用率，而通过机械在工装的配合下整体加工还可以保证修复后的形位尺寸达符合相关标准的要求。

上述实施方式中，为了提高激光增材修复的增材部分与基体之间的结合强度，以及保证加工时的形位尺寸符合要求，本申请在进行激光增材修复前，先通过对比试验确定激光增材修复采用的修复材料为2A14铝合金粉末。相应的，在对航空发动机铝合金叶片磨损的轴颈部位进行修复前，先采用加工工装在加工中心上设置航空发动机铝合金叶片两端轴颈上的顶针孔，为后激光增材修复完成后的机械加工提供定位基准，其中，两端轴颈上的顶针孔的跳动小于0.005mm。此时，上述加工工装中的支撑连接组件1包括一根夹持外圆轴，所述的夹持外圆轴通过其顶端与所述的支撑架2固定连接。所述的支撑架2包括一个凵型支撑架，所述的固定结构3布置在凵型支撑架两条竖直边4的顶部，所述的凵型支撑架通过其水平边5支撑在所述夹持外圆轴的顶端。所述的固定结构3分别包括设置在凵型支撑架两条竖直边顶部的固定凹槽6和两组固定组件7，每组所述的固定组件7均分别至少包括一颗铰接螺钉8和一组压紧块9，各组所述的压紧块9分别通过相应的铰接螺钉8活动的铰接在凵型支撑架相应竖直边的4顶部，所述航空发动机铝合金叶片10的两个轴颈11分别通过相应的固定凹槽6，在相应压紧块9的配合下以航空发动机铝合金叶片大端所在的竖直边内表面12为基准，可拆卸的固装在所述的凵型支撑架上。这样，在机械整体加工时，便可以分别通过车床和磨床采用顶接装夹方式对增材修复的表面进行车削和磨削加至图纸尺寸，加面允许的超差不大于0.02mm，表面粗糙度为Ra0.8。

相应的，作为激光增材修复的一部分，本申请在进行激光熔化增材修复时，相邻两个道次增材修复的后一个修复道次在前一个修复道次修复的轴颈表面冷却后再进行，每一个道次修复时均采用倾斜激光覆头的方式增加铝合金材料，对叶片轴颈倒圆角处实现搭接覆盖。激光增材修复时的参数为，激光功率2100W；送粉速率2g/min；扫描速度5mm/s；离焦量-1mm；保护气流量17L/min；送粉气流量6L/min。

综上所述，采用本申请提供的技术方案，充分利用激光增材铝合金技术为成熟技术，结合强度高、变形小特点，可消除叶片因偏磨导致停修的现象，将叶片送修率提升至100％，每件叶片可节约修理成本2000元左右；通过该工艺对铝合金叶片进行修复可缩短修理成套周期，由原一个月左右缩短至半个月，达到显著提高修复效率的目的，提升叶片修理质量，降低停用报废率。

实施例一

本申请的目的在于消除因叶片轴颈磨损，尺寸超差导致的叶片停用的现状。提供一种航空发动机铝合金叶片轴颈磨损后的激光增材修复方法，提升修理质量降低叶片修理成本。

本申请的技术方案如下：

步骤一：修理前粉末选择与试样验证(含拉伸试验、金相试验及硬度检测)。粉末原则上选择与基材(2A70锻铝)相同或相近的牌号或性能较好的粉末，由于轴颈磨损故障主要受表面粗糙度与材料硬度影响，粗糙度主要靠机加保证，故选用同系铝合金粉末2024、2A14及硬度较高的AlSi10Mg、HSAl-6等硬质合金粉末进行试验对比，进行增材试验效果分析，结合金相、拉伸强度及增材效果等因素表明2A14综合性能最好，确定采用2A14铝合金粉末进行激光增材修理。

步骤二：设计专用工装找正并机加顶针孔，工装设计依照实际零件结构特征对风险尺寸进行刚性约束，将变形控制在最小程度，保证轴颈两端调动小于0.005mm。

步骤三：采用激光增材技术，单层增材轴颈表面，冷却后再次增材，降低热影响程度。由于铝合金对1064nm波长的YAG激光吸收率较低，采用倾斜激光熔覆头的方式增材铝合金材料，将可调叶片轴颈倒R处实现搭接覆盖，从而实现对轴颈磨损处的增材修理。参数设置：激光功率2100W；送粉速率2g/min；扫描速度5mm/s；离焦量-1mm；保护气流量17L/min；送粉气流量6L/min。

步骤四：对增材表面进行车削与外圆磨，恢复图纸尺寸，允许超差不大于0.02mm，表面粗糙度Ra0.8；

步骤五：钳修倒圆，将轴颈与叶身过渡区域平滑过渡；

步骤六：对叶片进行无损检测(荧光探伤或X光探伤)，检测无裂纹。

步骤七：取修理件按σ-1＝80MPa，300Hz，1×107次循环进行振动疲劳试验，通过后，交付使用。

将夹具装入加工中心卡盘后需在大端安装配套设计的堵头，找再将压块加载夹具上，压块与家居中间放入0.5～2mm垫片，此工步不装零件。平夹具A面，再扩孔ΦB大小端。将叶片装入夹具后，按图要求加工大小端中心孔。待夹具修正后，应将每一批零件加工完后，再拆卸夹具。检查跳动时局部缺陷不计，不允许松动大端堵头。

Claims (5)

1.一种用于航空发动机铝合金叶片磨损修复的加工工装，其特征在于：所述的加工工装包括支撑连接组件(1)、支撑架(2)和固定结构(3)，所述的航空发动机铝合金叶片通过所述的固定结构(3)可拆卸的布置在所述的支撑架(2)上，所述的支撑架(2)通过所述的支撑连接组件(1)可拆卸的固装到加工中心上。

2.根据权利要求1所述的用于航空发动机铝合金叶片磨损修复的加工工装，其特征在于：所述的支撑连接组件(1)包括一根夹持外圆轴，所述的夹持外圆轴通过其顶端与所述的支撑架(2)固定连接。

3.根据权利要求2所述的用于航空发动机铝合金叶片磨损修复的加工工装，其特征在于：所述的支撑架(2)包括一个凵型支撑架，所述的固定结构(3)布置在凵型支撑架两条竖直边(4)的顶部，所述的凵型支撑架通过其水平边(5)支撑在所述夹持外圆轴的顶端。

4.根据权利要求3所述的用于航空发动机铝合金叶片磨损修复的加工工装，其特征在于：所述的固定结构(3)分别包括设置在凵型支撑架两条竖直边顶部的固定凹槽(6)和两组固定组件(7)，每组所述的固定组件(7)均分别至少包括一颗铰接螺钉(8)和一组压紧块(9)，各组所述的压紧块(9)分别通过相应的铰接螺钉(8)活动的铰接在凵型支撑架相应竖直边的(4)顶部。

5.根据权利要求4所述的用于航空发动机铝合金叶片磨损修复的加工工装，其特征在于：所述航空发动机铝合金叶片(10)的两个轴颈(11)分别通过相应的固定凹槽(6)，在相应压紧块(9)的配合下以航空发动机铝合金叶片大端所在的竖直边的内表面(12)为基准，可拆卸的固装在所述的凵型支撑架上。

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