航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法

本发明属于航空发动机结构件修复，具体涉及一种航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法。

背景技术：

1、支撑环是航空发动机的重要结构件，通过设置在支撑环上的定位边实现封严件、导向叶片等扇形件安装定位，一般采用高合金含量的高温合金制造，在提高构件使用寿命的同时降低了焊接性。支撑环长期在高温环境下工作导致强度下降，在高应力、不均匀温度场和应力作用下出现变形，大修过程中拆卸后无法重新安装；定位边是薄壁结构，抗烧蚀能力差，在高温、高速、高腐蚀性燃气作用下，容易出现烧损、热裂纹等缺陷，燃气中的硫、磷等元素渗入损伤表面，降低基体材料的焊接性。采用堆焊增材、加工减材成型、校形等技术恢复支撑环的外形尺寸，可以避免采购新配件的昂贵费用。

技术实现思路

1、本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，在提高支撑环定位边损伤修复质量的同时，消除了支撑环的变形，实现支撑环高质量修复。

2、本发明解决其技术问题是通过以下技术方案实现的：

3、一种航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其所述修复方法包括如下步骤：

4、步骤1)：支撑环特征尺寸测量：测量并确定支撑环外表面a的外径，测量并确定第一定位边、第二定位边的特征尺寸；

5、步骤2)：支撑环损伤定位边机加工：加工去除第一定位边和第二定位边表面粉化和烧损材料；

6、步骤3)：支撑环残存裂纹手工清除：打磨清除残余裂纹，将打磨缺口修型呈规则“v”型，底部缺口倒角半径不小于2mm；

7、步骤4)：支撑环焊前热处理：支撑环在真空或氩气气氛炉炉膛内，升温至850～1000℃保温30～100分钟，随炉冷却至室温后取出；

8、步骤5)：支撑环手工堆焊修型：补焊方式将支撑环的v型缺口填满至无裂纹显示；

9、步骤6)：支撑环定位边堆焊增材：在轨道自动焊机上依据步骤1)测量得到的特征尺寸，完成第一定位边和第二定位边堆焊；

10、步骤7)：支撑环焊后热处理：在真空或氩气气氛炉炉膛内，升温至850～1000℃保温30～100分钟，降温至700～800℃保温200～300分钟，随炉冷却至室温后从热处理炉中取出；

11、步骤8)：支撑环外形冷校形：将支撑环放置在校形工装上进行外形冷校形；

12、步骤9)：支撑环定位边机加工成型：依据步骤1)测量得到的特征尺寸，完成第一定位边和第二定位边加工成型。

13、而且，所述步骤1中支撑环特征尺寸测量的具体操作为：

14、①测量支撑环外表面a的外径：

15、多个位置测量支撑环外表面a的外径，求支撑环外表面a外径平均值d1，选定位置m对应的外表面外径等于d1；

16、②测量第一定位边、第二定位边的特征尺寸：

17、以支撑环下表面为支撑环基准面b，测量第一定位边上表面与支撑环基准面b的距离h1、第一定位边下表面与基准面a的距离h2、第二定位边上表面与基准面b的距离h3；

18、测量第一定位边多个位置内径求平均值d2，测量第二定位边多个位置内径求平均值d3，测量第二定位边多个位置外径求平均值d4。

19、而且，所述步骤2)中损伤定位边机加工的具体操作为：将损伤支撑环安装在立式车床加工台上，以基准面b和位置m为基准，加工去除第一定位边和第二定位边表面粉化和烧损材料，直至机加工表面全部呈现连续金属光泽，渗透探伤检测表面缺陷，如果出现聚集性裂纹继续加工定位边表面，再进行渗透探伤，直至无聚集性裂纹显示。

20、而且，所述步骤3)中支撑环残存裂纹手工清除的具体操作为：用电磨笔配合小直径电磨头手动打磨清除定位边残余裂纹，渗透探伤检测定位边表面缺陷，如出现裂纹缺陷显示，继续用电磨笔加工去除后进行渗透探伤，直至表面无裂纹缺陷显示；将打磨缺口修型呈规则“v”型，底部缺口倒角半径不小于2mm。

21、而且，所述步骤4)中支撑环焊前热处理的具体操作为：将支撑环放置在表面平整的高温陶瓷材质底板上，防止热处理过程中支撑环因高温强度下降产生变形，将支撑环和底板一起放置在真空或氩气气氛炉炉膛内，升温至850～1000℃保温30～100分钟，随炉冷却至室温后从热处理炉中取出。

22、而且，所述步骤5)中手工堆焊修型的具体操作为：用砂纸将第一定位边、第二定位边及周边区域氧化皮打磨清除，用无纺布沾清洗剂擦拭清洗，采用手工钨极氩弧焊配合焊丝，采用小电流、小送丝量、间断补焊方式将v型缺口填满；用电磨笔打磨补焊区域多余材料，渗透探伤检测补焊区域表面缺陷，如出现裂纹缺陷显示，用电磨笔打磨后继续补焊打磨渗透探伤，直至无裂纹缺陷显示。

23、而且，所述步骤6)中支撑环定位边堆焊增材的具体操作为：堆焊增材在轨道自动焊机上进行，调整轨道自动焊机的六轴机械手空间姿态，使支撑环的第一定位边加工内表面轴心c与转台旋转轴心重合，第二定位边加工上表面d与转台的第一连接板平行；安装焊接机头为水平焊接模式，调整轨道自动焊机的转台使焊枪指向位置m，调整六轴机械手上下垂直运动，使焊枪的钨极尖端与支撑环的基准面b垂直距离为调整轨道自动焊机的剪式调整台使焊枪枪距为设定值，设置焊枪起收弧点和焊接参数，执行焊接程序完成第一道焊缝堆焊；设置第二道焊缝起收弧点相对于第一道焊缝起收弧点顺时针偏差30°，调整轨道自动焊机的剪式调整台使焊枪枪距为设定值，执行焊接程序完成第二道焊缝堆焊；以此类推，直至第一定位边内径为d2-(3～5)mm，完成第一定位边堆焊；调整六轴机械手向下垂直运动，使支撑环远离焊接机头，安装焊接机头为垂直焊接模式，调整转台使焊枪指向位置m，调整剪式调整台，使焊枪的钨极尖端与支撑环的外表面a水平距离为调整六轴机械手上下垂直运动使焊枪枪距为设定值，设置焊枪起收弧点和焊接参数后执行焊接程序，完成第一道焊缝堆焊；设置第二道焊缝起收弧点相对于第一道焊缝起收弧点顺时针偏差30°，调整六轴机械手上下垂直运动使焊枪枪距为设定值，执行焊接程序完成第二道焊缝堆焊；以此类推，直至第二定位边上沿距离基准面b的垂直距离为h3+(1.5～2.5)mm，完成第二定位边堆焊。

24、而且，所述步骤7)中焊后热处理的具体操作为：将支撑环放置在表面平整的高温陶瓷材质底板上，防止在热处理过程中支撑环因高温强度下降产生变形，将支撑环和底板一起放置在真空或氩气气氛炉炉膛内，升温至850～1000℃保温30～100分钟，降温至700～800℃保温200-300分钟，随炉冷却至室温后从热处理炉中取出。

25、而且，所述步骤8)中外形冷校形的具体操作为：将支撑环放置在校形工装的底座上，基准面a与底座上表面接触；校形工装的第一顶杆、第二顶杆、第三顶杆、第四顶杆安装在支撑环内侧均匀分布，旋拧四个顶杆的螺杆顶柱带动顶板向外运动，使顶板的外表面与支撑环顶推面e接触；多个位置测量支撑环的外表面a外径，标注外径最小位置为位置n1，调整支撑环使位置n1正对第一顶杆，旋拧第二顶杆、第四顶杆的螺杆顶柱带动顶板向内运动，使顶板的外表面与支撑环的顶推面e间距为0.1～1.0mm，旋拧第一顶杆的螺杆顶柱带动顶板向外运动顶推支撑环的顶推面e，使支撑环沿顶推方向产生微小变形；旋拧第一顶杆的螺杆顶柱带动顶板向内运动卸载顶推力，多个方向测量支撑环的外径，标注外径最小位置为位置n2，重复以上顶推操作，直至支撑环的外径达到圆度要求；用渗透探伤检测第一定位边和第二定位边的表面完整性，如出现裂纹缺陷显示，从步骤3重复进行。

26、而且，所述步骤9)中定位边机加工成型的具体操作为：将支撑环(8)安装在立式车床加工台上，以基准面b为基准，依据步骤1)测量得到的特征尺寸，对第一定位边和第二定位边加工成型。

27、本发明的优点和有益效果为：

28、1、本发明的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，通过机加工和手工加工配合在彻底清除定位边损伤的前提下减少基体材料去除量，通过焊前热处理、焊后热处理提高支撑环焊接性，手工堆焊修型和轨道自动焊堆焊提高焊接增材的质量和可靠性，通过焊后冷校形消除支撑环变形量，通过机加工完成定位边加工成型。该方法在提高支撑环定位边损伤修复质量的同时，消除了支撑环的变形，实现支撑环高质量修复。