用于航空发动机铝合金叶片磨损的修复方法及加工工装技术

本发明专利技术公开了一种用于航空发动机铝合金叶片磨损的修复方法及加工工装，属于航空发动机维修维护工艺技术领域。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修复方法及加工工装。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

【技术实现步骤摘要】
用于航空发动机铝合金叶片磨损的修复方法及加工工装


[0001]本专利技术涉及一种修复方法，尤其是涉及一种用于航空发动机铝合金叶片磨损的修复方法，属于航空发动机维修维护工艺
本专利技术还涉及一种用于所述修复方法的加工工装。

技术介绍

[0002]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。

技术实现思路

[0003]本专利技术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的修复方法，以及一种用于所述修复方法的加工工装。
[0004]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的修复方法，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，
[0005]其中，振动疲劳试验的参数要求为σ
‑
1＝80MPa，300Hz，循环次为1
×
107。
[0006]进一步的是，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。
[0007]上述方案的优选方式是，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，
[0008]其中，两端轴颈上的顶针孔的跳动小于0.005mm。
[0009]进一步的是，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。
[0010]上述方案的优选方式是，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。
[0011]进一步的是，在机械整体加工时，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。
[0012]一种用于所述修复方法的加工工装，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。
[0013]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。
[0014]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。
[0015]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，
[0016]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内表面为基准，可拆卸的固装在所述的凵型支撑架上。
[0017]本专利技术的有益效果是：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。
附图说明
[0018]图1为本专利技术加工工装的主视图；
[0019]图2为图1的侧视图。
[0020]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
[0021]如图1、图2所示是本专利技术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，
[0022]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。
[0023]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，先采用加工工本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.用于航空发动机铝合金叶片磨损的修复方法，其特征在于：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。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的修复方法，其特征在于：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。3.根据权利要求1所述的用于航空发动机铝合金叶片磨损的修复方法，其特征在于：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。4.根据权利要求1、2或3所述的用于航空发动机铝合金叶片磨损的修复方法，其特征在于：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。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的修复方法，其特征在于：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/...

【专利技术属性】
技术研发人员：张铀，陈宇，张凯，罗奎林，周群，何苹，许柯蕾，姜力，刘瑞，甘健，
申请(专利权)人：国营川西机器厂，
类型：发明
国别省市：