CN108080878A - 一种航空发动机承力机匣支撑座焊接修复方法 - Google Patents

一种航空发动机承力机匣支撑座焊接修复方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种航空发动机承力机匣支撑座焊接修复方法，该方法应用于对支撑座裂纹面积超过支撑座面积50％的情况下使用更换支撑座的方式，即去除带裂纹的支撑座，重新焊接一个新的支撑座，实现对中介机匣的修复；在支撑座裂纹面积不超过支撑座面积50％的情况下使用补焊支撑座的方式完成中介机匣的修复。该方法保证了焊缝强度和安装边精度满足使用要求，从而延长了机匣的使用寿命。

Description

一种航空发动机承力机匣支撑座焊接修复方法
技术领域
本发明属于航空发动机维修技术领域；具体涉及一种航空发动机承力机匣支撑座焊接修复方法。
背景技术
在航空发动机修理时，发现中介机匣主摇臂支承座出现裂纹，甚至整个支承座断裂，导致中介机匣报废，使修理成本提高。中介机匣为发动机的主承力机匣，由外机匣、内机匣和八块空心的整流支板焊接而成，焊缝数量多达64条，支承座是采用氩弧焊的方法焊接在中介机匣上，焊缝距机匣安装边仅5mm，安装边壁厚2.4mm，直径为809.625mm，修理后要求端面跳动≤0.2mm；中介机匣主体材料为铸造马氏体不锈钢ZG1Cr12Ni3Mo2Co2VN，焊接过程易产生裂纹。
经反复工艺试验，通过采用防变形工装，成功实现支承座的更换，并通过局部去应力热处理，使其焊接性能指标及安装边跳动达到验收标准的要求，提升了中介机匣的修理水平。
发明内容
本发明提供了一种航空发动机承力机匣支撑座焊接修复方法，保证了焊缝强度和安装边精度满足使用要求，从而延长了机匣的使用寿命。
本发明的技术方案是：一种航空发动机承力机匣支撑座焊接修复方法，对支撑座裂纹面积大于支撑座面积50％的支撑座，进行更换支撑座工序，包括以下步骤：
步骤S1，去除待修复机匣的支撑座；
步骤S2，在机匣上安装支撑座的位置上开与支撑座匹配的安装孔；
步骤S3，将更换的支撑座固定在机匣的安装孔上，然后进行定位点焊；
步骤S4，采用氩弧焊将支撑座焊接在机匣的安装孔上，完成支撑座的更换修复。
更进一步的，本发明的特点还在于：
其中步骤S4中氩弧焊的焊接要求为：钨极直径为2.4-3.2mm；焊丝规格为直径1.0-1.6mm；喷嘴直径为20-25mm；电流递增时间为1-5s；焊接电流为40-50A；电弧电压为8-11V；正面氩气流量为8-12L/min；反面氩气流量为5-8L/min；电流衰减为1-5s。
其中步骤S4中焊丝为：H1Crl2Ni3Mo2Co2VN。
其中步骤S4中还包括对完成支撑座更换修复的机匣进行支撑座位置度及端面跳动的检查。
其中步骤S4中还包括对完成支撑座更换修复的机匣进行支撑座焊缝进行X光或荧光检查。
其中步骤S4中还包括对完成支撑座更换修复的机匣进行去应力处理。
其中对支撑座裂纹面积不大于支撑座面积50％的支撑座，进行支撑座补焊工序；补焊采用氩弧焊方式，其焊接要求为：钨极直径为2.4-3.2mm；焊丝为H1Crl2Ni3Mo2Co2VN；焊丝规格为直径1.0-1.6mm；喷嘴直径为20-25mm；电流递增时间为1-5s；焊接电流为40-50A；电弧电压为8-11V；正面氩气流量为8-12L/min；反面氩气流量为5-8L/min；电流衰减为1-5s。
其中该方法包括对修复后的支撑座补焊焊缝进行X光或荧光检查，检查修复后的支撑座位置度和端面跳动，对修复后的支撑座进行去应力处理。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：该方法实现了航空发动机机匣支撑座的更换焊接修理，适用于在支撑座的裂纹面积超过支撑座面积50％，使用该方法能够将不可修复的机匣通过支撑座的更换焊接，延长焊接机匣的使用寿命，确保了其性能指标能够达到验收标准的要求，提高了焊接机匣的修理水平。
更进一步的，该方法具体公开了详细的氩弧焊的焊接要求，该焊接方式能够满足马氏体不锈钢材质的机匣焊接要求。
更进一步的，在支撑座更换修复完成之后，对其进行去应力处理，对支撑座位置度及端面跳动进行检查，以及对支撑座焊缝进行X光或荧光检查，提高了支撑座更换焊接的质量。
本发明的有益效果还在于：对于支撑座的裂纹面积不超过支撑座面积50％的情况下，对支撑座焊缝进行补焊即可完成对机匣支撑座的修复，该方法具体提供了补焊的焊接要求，该方法主要针对马氏体不锈钢材质的机匣。
更进一步的，在支撑座更换修复完成之后，对其进行去应力处理，对支撑座位置度及端面跳动进行检查，以及对支撑座焊缝进行X光或荧光检查，提高了支撑座更换焊接的质量。
附图说明
图1为本发明中承力机匣的结构示意图；
图2为图1中F-F剖面的结构示意图。
图中：1为外机匣；2为内机匣；3为连接柱；4为支撑座；5为焊缝。
具体实施方式
下面结合具体实施例和附图对本发明的技术方案进一步说明。
本发明的方法用于对航空发动机机匣支撑座焊接修复，其中航空发动机机匣的结构如图1所示，包括外机匣1和内机匣2，外机匣1和内机匣2通过8个连接柱3焊接起来，外机匣1上设置有4个支撑座4，支撑座4用于支撑外机匣。
支撑座4的剖面图如图2所示，其中该图为焊接修复后的结构示意图，图中圆柱体结构的支撑座4外机匣1之间设置有多条焊缝5。
本发明提供了一种航空发动机承力机匣支撑座焊接修复方法，该方法应用于对支撑座裂纹面积大于支撑座面积50％的情况下使用更换支撑座的方式，即去除带裂纹的支撑座，重新焊接一个新的支撑座，实现对中介机匣的修复。其具体过程如下：
步骤S1，去除待修复机匣的支撑座；具体的采用车加工的方式去除机匣原有的支撑座。
步骤S2，在机匣上去除支撑座的位置上开设与新安装支撑座匹配的安装孔；具体的可以采用镗床的方式在机匣上镗出安装孔。
步骤S3，将新的支撑座通过角向定位工装和固定工装固定在机匣的安装孔上，然后记性定位点焊。
步骤S4，采用氩弧焊的方式将支撑座焊接在机匣的安装孔上，完成支撑座的更换修复；其中氩弧焊的焊接要求为：钨极直径为2.4-3.2mm；焊丝为H1Crl2Ni3Mo2Co2VN；焊丝规格为直径1.0-1.6mm；喷嘴直径为20-25mm；电流递增时间为1-5s；焊接电流为40-50A；电弧电压为8-11V；正面氩气流量为8-12L/min；反面氩气流量为5-8L/min；电流衰减为1-5s。在完成支撑座的更换修复之后，还包括对支撑座焊缝进行X光或荧光检查，检查支撑座位置度以及端面跳动，对修复后的支撑座进行去应力处理。
其中对支撑座裂纹面积不大于支撑座面积50％的情况下使用支撑座补焊的方式，实现对中介机匣的修复。其具体过程如下：
对支撑座裂纹进行补焊，补焊采用氩弧焊的方式，其焊接要求为钨极直径为2.4-3.2mm；焊丝为H1Crl2Ni3Mo2Co2VN；焊丝规格为直径1.0-1.6mm；喷嘴直径为20-25mm；电流递增时间为1-5s；焊接电流为40-50A；电弧电压为8-11V；正面氩气流量为8-12L/min；反面氩气流量为5-8L/min；电流衰减为1-5s。在完成支撑座的补焊修复之后，还包括对支撑座补焊焊缝进行X光或荧光检查，检查支撑座位置度以及端面跳动，对修复后的支撑座进行去应力处理。
本发明的具体实施例为
实施例1
某航空发动机中介机匣组件为马氏体不锈钢薄壁焊接组合件；其有外机匣、内机匣和8块空心的整流支撑板焊接而成，焊缝数量多达64条，支撑座是采用氩弧焊的方式焊接在中介机匣上，焊缝处的壁厚为1.4-1.7mm，焊缝距机匣安装板仅5mm，安装边壁厚2.4mm，直径为809.625mm，修理后要求端面跳动≤0.2mm，中介机匣主体材料为铸造马氏体不锈钢ZG1Cr12Ni3Mo2Co2VN；且其支撑座裂纹面积超过支撑座面积的50％，因此采用本发明更换支撑座的方法进行修复，其具体过程是：
首先：采用车工的方式将支撑座去除；然后采用镗床在机匣上安装新支撑座的位置镗出与支撑座匹配的安装孔；然后采用角向定位工装和固定工装将新的支撑座固定在机匣的安装孔上，然后进行定位点焊；最后采用氩弧焊的方式焊接支撑座，其焊接工艺优选为：钨极直径钨极直径为2.5mm；焊丝为H1Crl2Ni3Mo2Co2VN；焊丝规格为直径1.0mm；喷嘴直径为20mm；电流递增时间为3s；焊接电流为40A；电弧电压为10V；正面氩气流量为10L/min；反面氩气流量为5L/min；电流衰减为4s；然后完成支撑座的更换修复；最后对更换的支撑座焊缝进行X光或荧光检查，检查更换的支撑座位置度以及端面跳动，对更换的支撑座进行去应力处理。
实施例2
某航空发动机中介机匣组件为马氏体不锈钢薄壁焊接组合件；其有外机匣、内机匣和8块空心的整流支撑板焊接而成，焊缝数量多达64条，支撑座是采用氩弧焊的方式焊接在中介机匣上，焊缝处的壁厚为1.5-1.7mm，焊缝距机匣安装板仅5mm，安装边壁厚2.4mm，直径为809.625mm，修理后要求端面跳动≤0.2mm，中介机匣主体材料为铸造马氏体不锈钢ZG1Cr12Ni3Mo2Co2VN；且其支撑座裂纹面积为支撑座面积的70％，因此采用本发明更换支撑座的方法进行修复。其修复的过程与实施例1的过程相同，其中氩弧焊的焊接要求不同，具体为：钨极直径钨极直径为2.4mm；焊丝为H1Crl2Ni3Mo2Co2VN；焊丝规格为直径1.5mm；喷嘴直径为25mm；电流递增时间为1s；焊接电流为45A；电弧电压为8V；正面氩气流量为8L/min；反面氩气流量为7L/min；电流衰减为1s。
实施例3
某航空发动机中介机匣组件为马氏体不锈钢薄壁焊接组合件；其有外机匣、内机匣和9块空心的整流支撑板焊接而成，焊缝数量多达60条，支撑座是采用氩弧焊的方式焊接在中介机匣上，焊缝处的壁厚为1.8mm，焊缝距机匣安装板仅5mm，安装边壁厚2.4mm，直径为809.625mm，修理后要求端面跳动≤0.2mm，中介机匣主体材料为铸造马氏体不锈钢ZG1Cr12Ni3Mo2Co2VN；且其支撑座裂纹面积为支撑座面积的75％，因此采用本发明更换支撑座的方法进行修复。其修复的过程与实施例1的过程相同，其中氩弧焊的焊接要求不同，具体为：钨极直径钨极直径为3.2mm；焊丝为H1Crl2Ni3Mo2Co2VN；焊丝规格为直径1.6mm；喷嘴直径为22mm；电流递增时间为5s；焊接电流为50A；电弧电压为11V；正面氩气流量为12L/min；反面氩气流量为8L/min；电流衰减为5s。
实施例4
某航空发动机中介机匣组件为马氏体不锈钢薄壁焊接组合件；其有外机匣、内机匣和8块空心的整流支撑板焊接而成，焊缝数量多达64条，支撑座是采用氩弧焊的方式焊接在中介机匣上，焊缝处的壁厚为1.4-1.7mm，焊缝距机匣安装板仅5mm，安装边壁厚2.4mm，直径为809.625mm，修理后要求端面跳动≤0.2mm，中介机匣主体材料为铸造马氏体不锈钢ZG1Cr12Ni3Mo2Co2VN；且其支撑座裂纹面积为支撑座面积的45％，因此采用本发明补焊支撑座的方法进行修复，其具体过程是：
对机匣支撑座裂纹进行补焊，补焊采用氩弧焊的方式，其焊接要求为：钨极直径为2.5mm；焊丝为H1Crl2Ni3Mo2Co2VN；焊丝规格为直径1.0mm；喷嘴直径为20mm；电流递增时间为3s；焊接电流为40A；电弧电压为10V；正面氩气流量为10L/min；反面氩气流量为5L/min；电流衰减为4s，完成对支撑座焊接修复；最后对支撑座补焊焊缝进行X光或荧光检查，检查支撑座位置度以及端面跳动，对修复后的支撑座进行去应力处理。
实施例5
某航空发动机中介机匣组件为马氏体不锈钢薄壁焊接组合件；其有外机匣、内机匣和8块空心的整流支撑板焊接而成，焊缝数量多达64条，支撑座是采用氩弧焊的方式焊接在中介机匣上，焊缝处的壁厚为1.6mm，焊缝距机匣安装板仅5mm，安装边壁厚2.4mm，直径为809.625mm，修理后要求端面跳动≤0.2mm，中介机匣主体材料为铸造马氏体不锈钢ZG1Cr12Ni3Mo2Co2VN；且其支撑座裂纹面积为支撑座面积的48％，因此采用本发明补焊支撑座的方法进行修复，其具体过程是：
对机匣支撑座裂纹进行补焊，补焊采用氩弧焊的方式，其焊接要求为：钨极直径为2.4mm；焊丝为H1Crl2Ni3Mo2Co2VN；焊丝规格为直径1.3mm；喷嘴直径为24mm；电流递增时间为1s；焊接电流为48A；电弧电压为8V；正面氩气流量为8L/min；反面氩气流量为7L/min；电流衰减为5s，完成对支撑座焊接修复；最后对支撑座补焊焊缝进行X光或荧光检查，检查支撑座位置度以及端面跳动，对修复后的支撑座进行去应力处理。
实施例6
某航空发动机中介机匣组件为马氏体不锈钢薄壁焊接组合件；其有外机匣、内机匣和9块空心的整流支撑板焊接而成，焊缝数量多达60条，支撑座是采用氩弧焊的方式焊接在中介机匣上，焊缝处的壁厚为1.6mm，焊缝距机匣安装板仅5mm，安装边壁厚2.4mm，直径为809.625mm，修理后要求端面跳动≤0.2mm，中介机匣主体材料为铸造马氏体不锈钢ZG1Cr12Ni3Mo2Co2VN；且其支撑座裂纹面积为支撑座面积的30％，因此采用本发明补焊支撑座的方法进行修复，其具体过程是：
对机匣支撑座裂纹进行补焊，补焊采用氩弧焊的方式，其焊接要求为：钨极直径为3.2mm；焊丝为H1Crl2Ni3Mo2Co2VN；焊丝规格为直径1.5mm；喷嘴直径为25mm；电流递增时间为5s；焊接电流为50A；电弧电压为11V；正面氩气流量为12L/min；反面氩气流量为8L/min；电流衰减为1s，完成对支撑座焊接修复；最后对支撑座补焊焊缝进行X光或荧光检查，检查支撑座位置度以及端面跳动，对修复后的支撑座进行去应力处理。
实施例7
在同一个航空发动机中介机匣组件中其有多个支撑座，其中有的支撑座的裂纹面积大于支撑座面积的50％，有的支撑座裂纹面积小于支撑座面积的50％；因此在同一个中介机匣组件中，可以采用更换修复和补焊修复两种方式对中介机匣组件进行修复。

Claims (8)

1.一种航空发动机承力机匣支撑座焊接修复方法，其特征在于，对支撑座裂纹面积大于支撑座面积50％的支撑座，进行更换支撑座工序，包括以下步骤：
步骤S1，去除待修复机匣的支撑座；
步骤S2，在机匣上安装支撑座的位置上开与支撑座匹配的安装孔；
步骤S3，将更换的支撑座固定在机匣的安装孔上，然后进行定位点焊；
步骤S4，采用氩弧焊将支撑座焊接在机匣的安装孔上，完成支撑座的更换修复。
2.根据权利要求1所述的航空发动机承力机匣支撑座焊接修复方法，其特征在于，所述步骤S4中氩弧焊的焊接要求为：钨极直径为2.4-3.2mm；焊丝规格为直径1.0-1.6mm；喷嘴直径为20-25mm；电流递增时间为1-5s；焊接电流为40-50A；电弧电压为8-11V；正面氩气流量为8-12L/min；反面氩气流量为5-8L/min；电流衰减为1-5s。
3.根据权利要求2所述的航空发动机承力机匣支撑座焊接修复方法，其特征在于，所述步骤S4中焊丝为：H1Crl2Ni3Mo2Co2VN。
4.根据权利要求1所述的航空发动机承力机匣支撑座焊接修复方法，其特征在于，所述步骤S4中还包括对完成支撑座更换修复的机匣进行支撑座位置度及端面跳动的检查。
5.根据权利要求1所述的航空发动机承力机匣支撑座焊接修复方法，其特征在于，所述步骤S4中还包括对完成支撑座更换修复的机匣进行支撑座焊缝进行X光或荧光检查。
6.根据权利要求1所述的航空发动机承力机匣支撑座焊接修复方法，其特征在于，所述步骤S4中还包括对完成支撑座更换修复的机匣进行去应力处理。
7.根据权利要求1所述的航空发动机承力机匣支撑座焊接修复方法，其特征在于，对支撑座裂纹面积不大于支撑座面积50％的支撑座，进行支撑座补焊工序；对机匣支撑座裂纹进行补焊，补焊采用氩弧焊方式，其焊接要求为：钨极直径为2.4-3.2mm；焊丝为H1Crl2Ni3Mo2Co2VN；焊丝规格为直径1.0-1.6mm；喷嘴直径为20-25mm；电流递增时间为1-5s；焊接电流为40-50A；电弧电压为8-11V；正面氩气流量为8-12L/min；反面氩气流量为5-8L/min；电流衰减为1-5s，完成对支撑座焊接修复。
8.根据权利要求7所述的航空发动机承力机匣支撑座焊接修复方法，其特征在于，该方法包括对修复后的支撑座补焊焊缝进行X光或荧光检查，检查修复后的支撑座位置度和端面跳动，对修复后的支撑座进行去应力处理。
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