[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

CN110328492B - 一种航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹a-tig焊修复方法 - Google Patents

一种航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹a-tig焊修复方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110328492B
CN110328492B CN201910436447.6A CN201910436447A CN110328492B CN 110328492 B CN110328492 B CN 110328492B CN 201910436447 A CN201910436447 A CN 201910436447A CN 110328492 B CN110328492 B CN 110328492B
Authority
CN
China
Prior art keywords
welding
rear casing
polishing
tig welding
tig
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201910436447.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110328492A (zh
Inventor
刘瑞
陈海生
彭东
段俊菲
孙治国
罗光荣
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
No 5719 Factory of PLA
Original Assignee
No 5719 Factory of PLA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by No 5719 Factory of PLA filed Critical No 5719 Factory of PLA
Priority to CN201910436447.6A priority Critical patent/CN110328492B/zh
Publication of CN110328492A publication Critical patent/CN110328492A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110328492B publication Critical patent/CN110328492B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K9/00—Arc welding or cutting
    • B23K9/16—Arc welding or cutting making use of shielding gas
    • B23K9/167—Arc welding or cutting making use of shielding gas and of a non-consumable electrode
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K9/00—Arc welding or cutting
    • B23K9/235—Preliminary treatment
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P6/00—Restoring or reconditioning objects
    • B23P6/04—Repairing fractures or cracked metal parts or products, e.g. castings
    • B23P6/045—Repairing fractures or cracked metal parts or products, e.g. castings of turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors, etc.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Arc Welding In General (AREA)
  • Butt Welding And Welding Of Specific Article (AREA)

Abstract

本发明涉及一种航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹A‑TIG焊修复方法，包括以下步骤：S1、打磨清洗；S2、助焊剂涂覆裂纹；S3、氩弧焊焊接；S4、钳工打磨；S5、去应力热处理；S6、检查。本发明提出活性TIG焊(A‑TIG)的思路修复航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹，焊接接头热输入量低，焊接热影响区域减小，焊接接头的力学性能得到了改善，中介机匣变形量相比TIG焊方法大大减小。大大降低了发动机维修成本，缩短了发动机维修周期。

Description

一种航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹A-TIG焊修复方法
技术领域
本发明涉及航空发动机维修的技术领域，特别是一种航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹A-TIG焊修复方法。
背景技术
航空发动机涡轮后机匣是发动机后部的主要承力部件，后机匣内外环间用8块支板焊成框架式，外环为多边形，通过8根拉杆与外涵承力环相连。内环为圆形，承力支板外均有整流支板，工作时在振动应力、热应力等综合应力的作用下支板与内、外环焊缝处出现大量的长裂纹而报废，常规的修理办法TIG焊，由于裂纹条数多且长，修复后安装面变形严重，端面跳动超差，导致修复失败。
传统TIG焊接技术，为解决侧壁熔合不良的问题需要开较大角度的V型坡口，焊接道次多，焊接热影响区宽、焊接残余应力大、焊接变形大。同时由于焊接热输入大造成焊缝组织粗大，从而使得焊缝力学性能下降。
发明内容
为了解决现有技术的缺点，本发明提供一种能确保零部件修复质量、减小涡轮后机匣端面变形，确保装配成套的涡轮后机匣涡轮修复方法。
为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹A-TIG焊修复方法，包括以下步骤：
S1、用打磨笔和打磨头沿裂纹走向打磨去除裂纹内部的氧化皮、脏物，形成“I”或“U”状(开口较小)坡口，并用丙酮清洗、自然晾干；
S2、将助焊剂涂覆在裂纹表面；
S3、对涂覆助焊剂处进行氩弧焊焊接；
S4、对焊接面钳工打磨，使焊缝与基体圆滑过渡；
S5、去应力热处理，热处理规范为765℃/（2h﹢10min），AC+624℃/（4h﹢10min），AC；
S6、端面变形量检验，要求满足技术标准≯0.15mm，若符合技术标准即修复完毕。
进一步的，还包括助焊剂准备步骤，将焊条外侧药皮刮下，与有机助剂混合均匀得所述助焊剂。
进一步的，所述焊条为Inconel718焊条。
进一步的，所述有机助剂为无水乙醇、丙酮或无水乙醇的任意一种。
进一步的，所述氩弧焊焊接参数为：电流为20A-30A，氩气流量：正面10 L/min-16L/min，背面8 L/min-12 L/min。
进一步的，所述打磨笔为气动式打磨笔。
进一步的，所述打磨头为A1.5型打磨头。
与现有技术相比，本发明的有益效果在于：
1、坡口窄，焊缝截面积小，填充金属量少，节省焊材和能耗，提高生产效率；
2、焊接接头热输入量低，焊接热影响区域减小，焊接接头的力学性能得到了改善；
3、中介机匣端面变形小；
4、大大降低了发动机维修成本，缩短了发动机维修周期。
具体实施方式
为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现说明本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围不局限于以下所述。
实施例一：一种航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹A-TIG修复方法，3个支板有裂纹，裂纹长度分别为10mm，12mm，12mm，它包括以下步骤：
S1、助焊剂准备：将Inconel718焊条外侧药皮刮下，并与丙酮混合均匀；
S2、用气动打磨笔和A1.5型打磨头沿裂纹走向打磨去除裂纹内部的氧化皮、脏物，形成“I”状坡口，并用丙酮清洗、自然晾干；
S3、将S1混合好的助焊剂在涂覆裂纹表面；
S4、对S2涂覆助焊剂处氩弧焊焊接，氩弧焊焊接电流为3-A，氩气流量正面16 L/min，背面为12L/min；；
S5、钳工打磨，使焊缝与基体圆滑过渡；
S6、去应力热处理，热处理规范为762℃/（2h﹢10min），AC+625℃/（4h-10min），AC；
S7、跳动测量端面变形量0.07mm，满足技术条件要求。
实施例二：一种航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹A-TIG修复方法，4个支板有裂纹，裂纹长度分别为10mm，11mm，11mm，13mm，它包括以下步骤：
S1、助焊剂准备：将Inconel718焊条外侧药皮刮下，并与无水乙醇混合均匀；
S2、用气动打磨笔和A1.5型打磨头沿裂纹走向打磨去除裂纹内部的氧化皮、脏物，形成“I”状坡口，并用丙酮清洗、自然晾干；
S3、将S1混合好的助焊剂在涂覆裂纹表面；
S4、对S2涂覆助焊剂处氩弧焊焊接，氩弧焊焊接电流为25A，氩气流量正面13 L/min，背面为10L/min；
S5、钳工打磨，使焊缝与基体圆滑过渡；
S6、去应力热处理，热处理规范为765℃/（2h﹢10min），AC+624℃/（4h﹢10min），AC；
S7、测量端面变形量0.08mm，满足技术条件要求。
活性化TIG焊(A-TIG)技术与常规TIG焊相比，提高焊接熔深一倍以上，而且并不增加正面焊缝宽度。对于中等厚度的材料(构件)，可不开坡口一次焊透；对于更厚的焊件，则可以减少焊道的层数；对于薄板亦可以提高焊接速度，或者使用小参数减小焊接变形，并且能够保证熔透。
综上所述，本发明提出活性TIG焊(A-TIG)的思路修复航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹，焊接接头热输入量低，焊接热影响区域减小，焊接接头的力学性能得到了改善，中介机匣变形量相比TIG焊方法大大减小。大大降低了发动机维修成本，缩短了发动机维修周期。
以上揭露的仅为本发明的较佳实施例而已，当然不能以此来限定本发明之权利范围，因此依本发明权利要求所作地等同变化，仍属本发明所涵盖的范围。

Claims (5)

1.一种航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹A-TIG焊修复方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、用打磨笔和打磨头沿裂纹走向打磨去除裂纹内部的氧化皮、脏物，形成“I”或“U”状坡口，并用丙酮清洗、自然晾干；
S2、将助焊剂涂覆在裂纹表面，包括助焊剂准备步骤，将焊条外侧药皮刮下，与有机助剂混合均匀得所述助焊剂，焊条为Inconel718焊条；
S3、对涂覆助焊剂处进行氩弧焊焊接；
S4、对焊接面钳工打磨，使焊缝与基体圆滑过渡；
S5、去应力热处理，热处理规范为：在765℃保持2h±10min，AC至624℃保持4h±10min，AC，其中AC表示空冷；
S6、端面变形量检验，要求满足技术标准不大于0.15mm，若符合技术标准即修复完毕。
2.根据权利要求1 所述的一种航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹A-TIG焊修复方法，其特征在于，所述有机助剂为无水乙醇或丙酮。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹A-TIG焊修复方法，其特征在于，所述氩弧焊焊接参数为：电流为20A-30A，氩气流量：正面10L/min-16 L/min，背面8L/min-12 L/min。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹A-TIG焊修复方法，其特征在于，所述打磨笔为气动式打磨笔。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹A-TIG焊修复方法，其特征在于，所述打磨头为A1.5型打磨头。
CN201910436447.6A 2019-05-23 2019-05-23 一种航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹a-tig焊修复方法 Active CN110328492B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910436447.6A CN110328492B (zh) 2019-05-23 2019-05-23 一种航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹a-tig焊修复方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910436447.6A CN110328492B (zh) 2019-05-23 2019-05-23 一种航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹a-tig焊修复方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110328492A CN110328492A (zh) 2019-10-15
CN110328492B true CN110328492B (zh) 2022-03-11

Family

ID=68139414

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910436447.6A Active CN110328492B (zh) 2019-05-23 2019-05-23 一种航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹a-tig焊修复方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110328492B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110977322B (zh) * 2019-11-21 2021-08-03 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种尾喷口机械调节系统典型件缺陷修复方法
CN115041916B (zh) * 2022-06-21 2024-04-05 邯郸市永年区海翔机械厂 修理航空发动机的中介机匣裂纹的装置及其使用方法

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5735044A (en) * 1995-12-12 1998-04-07 General Electric Company Laser shock peening for gas turbine engine weld repair
CN1439479A (zh) * 2002-03-29 2003-09-03 甘肃工业大学 一种用于不锈钢钨极氩弧焊的活性剂
CN101274397B (zh) * 2008-05-21 2010-06-02 哈尔滨工业大学 一种用于镍基高温合金tig焊的活性剂及其使用方法
CN102717174A (zh) * 2012-06-07 2012-10-10 西安航天动力机械厂 一种基于活性焊剂的钨极氩弧焊补焊方法
CN104043894A (zh) * 2014-07-01 2014-09-17 广东省工业技术研究院(广州有色金属研究院) 一种提高窄间隙钨极氩弧焊焊接效率的方法
CN104801875B (zh) * 2014-10-22 2017-12-01 烟台中集来福士海洋工程有限公司 不锈钢管活性化钨极氩弧焊坡口及加工方法
CN104400194A (zh) * 2014-10-24 2015-03-11 山东省科学院新材料研究所 一种异种镁合金板材的活性焊接方法
JP6578487B2 (ja) * 2015-12-28 2019-09-25 セントラル硝子株式会社 ガラス粉体顆粒
CN106392462A (zh) * 2016-11-22 2017-02-15 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种轮辐机匣裂纹的修复方法
CN107775213B (zh) * 2017-10-10 2019-09-27 北京航天新风机械设备有限责任公司 一种铝镁合金激光焊接用活性剂及其应用

Also Published As

Publication number Publication date
CN110328492A (zh) 2019-10-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102107314B (zh) 一种涡轮工作叶片叶冠堆焊耐磨层的方法
CN103862146B (zh) 燃气轮机燃烧器内筒体制造方法及工装
CN105728895B (zh) 一种铝合金件焊接方法
CN107723699B (zh) 一种修复耐热合金的方法
CN103212913A (zh) 一种大直径薄壁不锈钢波纹管的组对和焊接方法
CN103451650A (zh) 一种大型旋转机械轴瓦激光快速修复工艺方法
CN105290589B (zh) 一种钛合金进气机匣支板裂纹微束等离子焊修复方法
CN110977322B (zh) 一种尾喷口机械调节系统典型件缺陷修复方法
CN108788385B (zh) 以q345r低合金钢为基层、904l不锈钢为复层的不锈钢复合板焊接方法
CN111545918B (zh) 焊接或增材修复区域的激光抛光与激光冲击强化制造方法
CN110328492B (zh) 一种航空发动机涡轮后机匣支板长裂纹a-tig焊修复方法
CN108723557A (zh) 一种筒体的焊接方法
CN107322141A (zh) 一种船用曲轴局部缺陷的焊接修复方法
CN108544055B (zh) 用于气缸盖燃烧室凹槽内58％镍基合金的全自动堆焊方法
WO2021114686A1 (zh) 低合金钢低温压力容器罐体环缝焊接方法
CN105014205A (zh) 拐角对接tig焊接方法
CN112296507B (zh) 一种铝合金水冷电机壳搅拌摩擦焊接方法
CN108890092B (zh) 熔化极mag焊焊接管板单面焊双面成型的方法
CN109128506B (zh) 一种不加保护气的铝合金激光自熔焊接工艺
CN112475551A (zh) 低合金钢低温压力容器薄壁罐体环缝焊接方法
CN104439665A (zh) 一种超薄冷气导流管精密焊接方法
CN106425042A (zh) 一种高强钢的厚管焊接工艺
CN104493341B (zh) 屏蔽电机定子屏蔽套与下法兰焊接方法及其所使用的设备
CN113500270B (zh) 一种铸钢件表面缺陷的焊接方法
CN111360408B (zh) 一种H04MnNi2Ti钢三明治结构激光GMAW复合焊接方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant