一种航空发动机压气机匣上螺纹盲孔的损伤修复方法技术

本发明专利技术公开了一种航空发动机压气机匣上螺纹盲孔的损伤修复方法，其先采用与螺纹孔直径相同的钻头将损伤螺纹孔处的残余螺纹钻除，然后采用钨极氩弧焊在螺纹孔内进行小孔多层堆焊，直至堆焊处高出工件安装面，再修平安装面，在原螺纹孔位置处加工出新的螺纹底孔，最后在螺纹底孔处攻螺纹，并进行外观和尺寸检查，整个损伤修复过程并没有加大螺纹孔的直径，保证了螺纹孔处安装边的强度，而且采用堆焊方法修复后的螺纹强度高，接近母材强度，且新加工的螺纹与原螺纹完全一致，不需要专配对象件，可以很好地适用于压气机匣燃调安装板凸台上的螺纹孔损伤修复，修复后的螺纹与新件螺纹无差别。纹无差别。纹无差别。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机压气机匣上螺纹盲孔的损伤修复方法


[0001]本专利技术涉及螺纹孔修复
，特别地，涉及一种航空发动机压气机匣上螺纹盲孔的损伤修复方法。

技术介绍

[0002]航空发动机零部件经过长期使用、多次分解安装后，压气机匣燃调安装面上的螺纹孔经常发生磨损、断扣、划扣等损伤。由于压气机匣材料成本高，制造难度大，机匣价值高，必需采用一种安全可靠的修复方法挽救压气机匣，延长机匣使用寿命。具体地，如图1所示，某型航空发动机的压气机匣安装面上有多处深约17毫米、直径8.2毫米的M8螺纹孔，该螺纹孔为直径小、深度深、壁厚薄的结构，具体地，螺纹孔位于燃调安装板的凸台之中，凸台在螺纹孔处的最薄壁厚仅为2毫米。为了提高满足压气机机匣修复质量及可靠性，该螺纹孔修复后必须有足够的强度。
[0003]通常螺纹孔损伤的修复方法有两种：镶螺纹套和加大螺纹规格。其中，镶螺纹套方法是将损伤螺纹孔加大，镶入一个螺堵，在螺堵中间重新加工规定螺纹孔即完成修复。例如M8螺纹孔采用镶套方法修复，至少需要镶入一个M14的螺堵，如图2所示，镶套处与凸台边缘最薄处仅0.6毫米，而压气机匣该部位为承力部位，此方法无法满足强度所需，不适用于该结构螺纹孔的修复。另外，加大螺纹规格的方法如图3所示，该M8的螺纹如需加大规格修复，至少要将螺纹孔加大至M10才能实现修复，螺纹孔距凸台边缘处壁厚由原来4毫米减小至3毫米，强度大大减弱，不满足压气机匣安装边强度要求，尤其是凸台在螺纹孔处的最薄壁厚仅为2毫米，强度减弱更加明显。另外，在发动机中，压气机匣该螺纹孔处还需装配其它零组件，对象零件也要同时加大螺纹孔，还需专配螺栓、垫圈等，不满足发动机零部件的通用性和互换性，不允许使用。因此，现有的加大螺纹规格的修复方法也无法适用于该结构螺纹孔的修复。
[0004]因此，由于该压气机匣螺纹孔的特殊结构和发动机装配要求，现有的螺纹孔损伤修复方法均不适用于该螺纹孔的修复。

技术实现思路

[0005]本专利技术提供了一种航空发动机压气机匣上螺纹盲孔的损伤修复方法，以解决现有螺纹孔损伤修复方法不适用于对压气机匣上的M8螺纹孔进行损伤修复的技术问题。
[0006]根据本专利技术的一个方面，提供一种航空发动机压气机匣上螺纹盲孔的损伤修复方法，包括以下内容：
[0007]采用与螺纹孔直径相同的钻头将损伤螺纹孔处的残余螺纹钻除；
[0008]采用钨极氩弧焊在螺纹孔内进行小孔多层堆焊，直至堆焊处高出工件安装面；
[0009]修平安装面，在原螺纹孔位置处加工出新的螺纹底孔；
[0010]在螺纹底孔处攻螺纹，并进行外观和尺寸检查。
[0011]进一步地，所述采用钨极氩弧焊在螺纹孔内进行小孔多层堆焊的过程具体包括以
下内容：
[0012]调整焊枪角度至与工件呈90
°
夹角，起弧烧熔小孔最深处的基体材料，待母材熔化后投入焊丝段，确保焊丝段与孔底基体材料完全熔合后，凝固形成沿小孔中心线堆焊的圆点形堆焊层；
[0013]调整焊枪角度至与工件呈第一夹角角度，投入下一个焊丝段，待焊丝段熔化后旋摆钨极，确保焊丝段与孔壁基体材料完全熔合后，凝固形成沿孔壁堆焊的环形堆焊层；
[0014]交替进行上述操作，直至堆焊层高度达到孔深的一半；
[0015]调整焊枪角度至与工件呈第二夹角角度，加焊丝堆焊，直至堆焊处高出工件安装面。
[0016]进一步地，在进行小孔多层堆焊之前还包括以下内容：
[0017]在孔口处加工出倒角。
[0018]进一步地，所述在孔口处加工出倒角的过程具体为：
[0019]在钻床上，采用60
°
倒角刀在孔口处加工出倒角。
[0020]进一步地，倒角加工的加工深度为7毫米。
[0021]进一步地，焊枪的喷嘴采用直径9毫米的陶瓷保护嘴，钨极伸出陶瓷保护嘴的长度为15mm。
[0022]进一步地，第一夹角角度为70
°
～80
°
。
[0023]进一步地，第二夹角角度为60
°
～65
°
。
[0024]进一步地，所述焊丝段为直径1.2毫米的焊丝剪成5毫米长度的段。
[0025]进一步地，新的螺纹底孔的尺寸为直径6毫米、孔口倒角1
×
45
°
、深度14毫米。
[0026]本专利技术具有以下效果：
[0027]本专利技术的航空发动机压气机匣上螺纹盲孔的损伤修复方法，先采用与螺纹孔直径相同的钻头将损伤螺纹孔处的残余螺纹钻除，然后采用钨极氩弧焊在螺纹孔内进行小孔多层堆焊，直至堆焊处高出工件安装面，再修平安装面，在原螺纹孔位置处加工出新的螺纹底孔，最后在螺纹底孔处攻螺纹，并进行外观和尺寸检查，整个损伤修复过程并没有加大螺纹孔的直径，保证了螺纹孔处安装边的强度，而且采用堆焊方法修复后的螺纹强度高，接近母材强度，且新加工的螺纹与原螺纹完全一致，不需要专配对象件，相比于现有镶套和扩孔方法降低了螺纹孔安装边强度，且扩孔修复还需增加专配对象件等问题，本专利技术的损伤修复方法可以很好地适用于压气机匣燃调安装板凸台上的螺纹孔损伤修复，修复后的螺纹与新件螺纹无差别。
[0028]另外，本专利技术通过垂直焊和环形旋摆焊交替进行的多层堆焊方式，可以减少焊接变形，减少焊缝应力，防止焊缝过热。单层焊时焊接电流通常比较大，焊接热输入大，焊接变形大，而本专利技术采用多层堆焊时的热输入量比单层焊时小，焊缝的热影响区小，焊缝高温停留时间短，防止了焊缝接头的过热，有效地改善了焊缝接头的金相组织。并且，多层堆焊方式还可以起到焊后热处理的作用，垂直焊和环形旋摆焊交替进行焊接时，后道焊缝对前道焊缝进行了退火处理，减少了前道焊缝的应力，同时由于后道焊缝对前道焊缝的再加热，细化了前道焊缝的晶粒，提高了焊缝的整体韧性，大大提高了焊接质量。另外，在多层堆焊过程中，考虑到受小孔尺寸限制而无法加焊丝的情况，本专利技术采用在多层堆焊过程中投焊丝段的方式，有效解决了由于螺纹孔底部空间狭小导致焊接过程无法加焊丝的问题。
[0029]除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本专利技术还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本专利技术作进一步详细的说明。
附图说明
[0030]构成本申请的一部分的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：
[0031]图1是某型航空发动机压气机匣燃调安装板上的螺纹孔结构示意图。
[0032]图2是采用现有镶套修复方法修复螺纹孔的示意图。
[0033]图3是采用现有加大螺纹规格修复方法修复螺纹孔的示意图。
[0034]图4是本专利技术优选实施例的航空发动机压气机匣上螺纹盲孔的损伤修复方法的流程示意图。
[0035]图5是本专利技术优选实施例中利用钻头钻除螺纹孔内残余螺纹后的结构示意图。
[0036]图6是图4中步骤S2的子流程示意本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机压气机匣上螺纹盲孔的损伤修复方法，其特征在于，包括以下内容：采用与螺纹孔直径相同的钻头将损伤螺纹孔处的残余螺纹钻除；采用钨极氩弧焊在螺纹孔内进行小孔多层堆焊，直至堆焊处高出工件安装面；修平安装面，在原螺纹孔位置处加工出新的螺纹底孔；在螺纹底孔处攻螺纹，并进行外观和尺寸检查。2.如权利要求1所述的航空发动机压气机匣上螺纹盲孔的损伤修复方法，其特征在于，所述采用钨极氩弧焊在螺纹孔内进行小孔多层堆焊的过程具体包括以下内容：调整焊枪角度至与工件呈90
°
夹角，起弧烧熔小孔最深处的基体材料，待母材熔化后投入焊丝段，确保焊丝段与孔底基体材料完全熔合后，凝固形成沿小孔中心线堆焊的圆点形堆焊层；调整焊枪角度至与工件呈第一夹角角度，投入下一个焊丝段，待焊丝段熔化后旋摆钨极，确保焊丝段与孔壁基体材料完全熔合后，凝固形成沿孔壁堆焊的环形堆焊层；交替进行上述操作，直至堆焊层高度达到孔深的一半；调整焊枪角度至与工件呈第二夹角角度，加焊丝堆焊，直至堆焊处高出工件安装面。3.如权利要求2所述的航空发动机压气机匣上螺纹盲孔的损伤修复方法，其特征在于，在进行小孔多层堆焊之前还包括以下内容：在孔口处加工出倒角。4.如权利要求3所述的航空发动机压气机匣上...

【专利技术属性】
技术研发人员：曹密绒，周诗伟，张昆仑，龙嘉豪，田雨，史灿，王剑，
申请(专利权)人：中国航发南方工业有限公司，
类型：发明
国别省市：