航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法

1.一种航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述修复方法包括如下步骤：

2.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述步骤1中支撑环特征尺寸测量的具体操作为：

3.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：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(8-1)和第二定位边(8-2)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。

4.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：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。

5.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：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。

6.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：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(8-1)、第二定位边(8-2)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。

7.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：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(6)空间姿态，使支撑环(8)的第一定位边(8-1)加工内表面轴心c与转台(4)旋转轴心重合，第二定位边(8-2)加工上表面d与转台(4)的第一连接板(5-1)平行；安装焊接机头(5)为水平焊接模式，调整轨道自动焊机的转台(4)使焊枪(5-9)指向位置m，调整六轴机械手(6)上下垂直运动，使焊枪(5-9)的钨极尖端与支撑环(8)的基准面b垂直距离为调整轨道自动焊机的剪式调整台(5-3)使焊枪(5-9)枪距为设定值，设置焊枪(5-9)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(5-3)使焊枪(5-9)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(8-1)内径为d2-(3～5)mm，完成第一定位边(8-1)堆焊；调整六轴机械手(6)向下垂直运动，使支撑环(8)远离焊接机头(5)，安装焊接机头(5)为垂直焊接模式，调整转台(4)使焊枪(5-9)指向位置m，调整剪式调整台(5-3)，使焊枪(5-9)的钨极尖端与支撑环(8)的外表面a水平距离为调整六轴机械手(6)上下垂直运动使焊枪(5-9)枪距为设定值，设置焊枪(5-9)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(6)上下垂直运动使焊枪(5-9)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(8-2)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(8-2)堆焊。

8.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：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。

9.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：所述步骤8)中外形冷校形的具体操作为：将支撑环(8)放置在校形工装的底座(9)上，基准面a与底座(9)上表面接触；校形工装的第一顶杆(10)、第二顶杆(11)、第三顶杆(12)、第四顶杆(13)安装在支撑环(8)内侧均匀分布，旋拧四个顶杆的螺杆顶柱(10-3)带动顶板(10-5)向外运动，使顶板(10-5)的外表面与支撑环(8)顶推面e接触；多个位置测量支撑环(8)的外表面a外径，标注外径最小位置为位置n1，调整支撑环(8)使位置n1正对第一顶杆(10)，旋拧第二顶杆(11)、第四顶杆(13)的螺杆顶柱(10-3)带动顶板(10-5)向内运动，使顶板(10-5)的外表面与支撑环(8)的顶推面e间距为0.1～1.0mm，旋拧第一顶杆(10)的螺杆顶柱(10-3)带动顶板(10-5)向外运动顶推支撑环(8)的顶推面e，使支撑环(8)沿顶推方向产生微小变形；旋拧第一顶杆(10)的螺杆顶柱(10-3)带动顶板(10-5)向内运动卸载顶推力，多个方向测量支撑环(8)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(8)的外径达到圆度要求；用渗透探伤检测第一定位边(8-1)和第二定位边(8-2)的表面完整性，如出现裂纹缺陷显示，从步骤3重复进行。

10.根据权利要求1所述的航空发动机扇形件支撑环定位边尺寸恢复方法，其特征在于：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(8-1)和第二定位边(8-2)加工成型。