航空发动机涡轮密封环修复装置以及修复方法

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机涡轮密封环修复装置以及修复方法。

背景技术

如图1、图2所示，某型航空发动机涡轮密封环包括主体部41和止动台阶装配面42，止动台阶装配面42连接设置在主体部41的外侧，涡轮密封环通常由waspaloy合金或者GH738合金制成，waspaloy合金或者GH738合金的厚度为0.3mm。止动台阶装配面42由连接在一起的一圈弧形凸起和一圈弧形凹槽构成，弧形凸起与弧形凹槽之间的最长距离尺寸为L，该型航空发动机在运行过程中，涡轮密封环由于长期被挤压、微动，导致轴向弹性衰减，从而引起涡轮密封环的止动台阶装配面42轴向尺寸变小，也就是图2中所示的L尺寸变小，涡轮密封环的止动台阶装配面42轴向尺寸变小，会导致涡轮导向器与涡轮导向器壳体的密封性变差，同时难以保证轴向定位的有效性。

目前，暂无有效的修复装置和修复方法对涡轮密封环进行修复，导致止动台阶装配面42轴向尺寸变小的涡轮密封环无法修复，只能报废处理，增加了航空发动机的运行成本，资源利用率较低。

发明内容

本发明解决的技术问题是提供一种能够对航空发动机涡轮密封环进行修复的航空发动机涡轮密封环修复装置。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：航空发动机涡轮密封环修复装置，包括底板、盖板和连接结构，底板内侧的上表面设置有一圈第一弧形凸起和一圈第一弧形凹槽，且第一弧形凸起位于第一弧形凹槽的外侧；

盖板的正中间设置有第一圆柱形让位孔，盖板内侧的下表面设置有一圈第二弧形凸起和一圈第二弧形凹槽，且第一弧形凸起位于第一弧形凹槽的内侧，第一弧形凸起与第一圆柱形让位孔的侧壁相连接；

第二弧形凹槽与第一弧形凸起上下位置相对应，第二弧形凸起与第一弧形凹槽上下位置相对应；

涡轮密封环的止动台阶装配面能够匹配卡在第一弧形凹槽、第二弧形凹槽中，且止动台阶装配面的下表面与第一弧形凸起的表面、第一弧形凹槽的内壁相贴靠，止动台阶装配面的上表面与第二弧形凸起的表面、第二弧形凹槽的内壁相贴靠；

底板、盖板通过连接结构可拆卸连接在一起，且盖板位于底板的上方。

进一步的是，连接结构包括连接螺栓、设置在底板外侧的第一连接孔和设置在盖板外侧的第二连接孔，连接螺栓匹配穿过第一连接孔、第二连接孔将底板、盖板可拆卸连接在一起。

进一步的是，连接结构包括多颗连接螺栓、多个第一连接孔和多个第二连接孔，第一连接孔均匀设置在底板的外侧，第二连接孔均匀设置在盖板的外侧，一个第二连接孔与一个第一连接孔上下位置相对应；

一颗连接螺栓匹配穿过一个第一连接孔、一个第二连接孔将底板、盖板可拆卸连接在一起。

进一步的是，底板、盖板由耐热钢制成。

进一步的是，底板的外侧上设置有第一定位孔，盖板的外侧上设置有第二定位孔，定位销可拆卸设置在第二定位孔、第一定位孔中。

进一步的是，底板的正中间设置有第二圆柱形让位孔，第一圆柱形让位孔与第二圆柱形让位孔上下位置相对应。

此外，本发明解决的技术问题是提供一种能够对航空发动机涡轮密封环进行修复的航空发动机涡轮密封环修复方法。

航空发动机涡轮密封环修复方法，包括如下步骤：

a、制作上述的航空发动机涡轮密封环修复装置；

b、将待修复的涡轮密封环固定安装在航空发动机涡轮密封环修复装置中，具体的：首先将涡轮密封环的止动台阶装配面匹配卡在第一弧形凹槽、第二弧形凹槽中，且止动台阶装配面的下表面与第一弧形凸起的表面、第一弧形凹槽的内壁相贴靠，止动台阶装配面的上表面与第二弧形凸起的表面、第二弧形凹槽的内壁相贴靠，涡轮密封环的主体部匹配设置在第一圆柱形让位孔中；然后通过连接结构将底板、盖板可拆卸连接在一起；

c、通过热处理工艺稳定待修复的涡轮密封环的尺寸；热处理工艺参数如下：待修复的涡轮密封环4≤150℃入炉，至少预抽真空至13.3pa，加热70min-100min升温至760℃±10℃，保温4h-5h，保温结束后，充入2bar-3bar氩气冷却至80℃以下出炉。

优选的是，涡轮密封环的材质为waspaloy合金或者GH738合金，waspaloy合金或者GH738合金的厚度为0.3mm。

优选的是，在待修复的涡轮密封环固定安装在航空发动机涡轮密封环修复装置之前，采用有机溶剂对待修复的涡轮密封环以及航空发动机涡轮密封环修复装置进行清洗。

本发明的有益效果是：本发明航空发动机涡轮密封环修复装置能够对涡轮密封环的止动台阶装配面轴向尺寸进行定型矫正，再经过热处理工艺稳定待修复的涡轮密封环的尺寸，从而完成对涡轮密封环的止动台阶装配面轴向尺寸进行修复，使涡轮密封环可以重新使用，延长了涡轮密封环的使用时间，降低了航空发动机的运行成本，提高了资源利用率，具有重要的经济价值。

附图说明

图1是涡轮密封环的结构示意图；

图2是涡轮密封环的横截面示意图；

图3是航空发动机涡轮密封环修复装置修复时的示意图；

图4是底板的结构示意图；

图5是底板的主视剖视图；

图6是图5中A处放大图；

图7是盖板的结构示意图；

图8是盖板的主视剖视图；

图9是图8中B处放大图；

标记为：底板1、第一弧形凸起11、第一弧形凹槽12、第二圆柱形让位孔13、第一连接孔14、第一定位孔15、盖板2、第二弧形凸起21、第二弧形凹槽22、第一圆柱形让位孔23、第二连接孔24、第二定位孔25、连接螺栓3、涡轮密封环4、主体部41、止动台阶装配面42。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明进一步说明。

下文中涉及的方位以图3中各部件所处的方位为基准。

如图1至图9所示，本发明航空发动机涡轮密封环修复装置，包括底板1、盖板2和连接结构，底板1内侧的上表面设置有一圈第一弧形凸起11和一圈第一弧形凹槽12，且第一弧形凸起11位于第一弧形凹槽12的外侧；

盖板2的正中间设置有第一圆柱形让位孔23，盖板2内侧的下表面设置有一圈第二弧形凸起21和一圈第二弧形凹槽22，且第一弧形凸起11位于第一弧形凹槽12的内侧，第一弧形凸起11与第一圆柱形让位孔23的侧壁相连接；

第二弧形凹槽22与第一弧形凸起11上下位置相对应，第二弧形凸起21与第一弧形凹槽12上下位置相对应；

涡轮密封环4的止动台阶装配面42能够匹配卡在第一弧形凹槽12、第二弧形凹槽22中，且止动台阶装配面42的下表面与第一弧形凸起11的表面、第一弧形凹槽12的内壁相贴靠，止动台阶装配面42的上表面与第二弧形凸起21的表面、第二弧形凹槽22的内壁相贴靠；

底板1、盖板2通过连接结构可拆卸连接在一起，且盖板2位于底板1的上方。

第二弧形凹槽22与第一弧形凸起11上下位置相对应，第二弧形凸起21与第一弧形凹槽12上下位置相对应，从而形成一圈弧形凸起形状的第一腔体和一圈弧形凹槽形状的第二腔体，第一腔体的形状与尺寸与止动台阶装配面42的弧形凸起的形状与尺寸完全相同，第二腔体的形状与尺寸与止动台阶装配面42的弧形凹槽的形状与尺寸完全相同。对涡轮密封环4的止动台阶装配面42轴向尺寸进行修复时，将止动台阶装配面42的弧形凸起匹配卡在第一腔体中，止动台阶装配面42的弧形凹槽卡在第二腔体中，修复装置对止动台阶装配面4进行定型矫正，再经过热处理工艺稳定待修复的涡轮密封环的尺寸，就能完成对涡轮密封环4的止动台阶装配面42轴向尺寸进行修复。

连接结构起底板1、盖板2的连接作用，实现对涡轮密封环4的固定和拆卸，为了方便连接结构的使用，本发明连接结构优选的一种结构为：再如图3所示，连接结构包括连接螺栓3、设置在底板1外侧的第一连接孔14和设置在盖板2外侧的第二连接孔24，连接螺栓3匹配穿过第一连接孔14、第二连接孔24将底板1、盖板2可拆卸连接在一起。为了更进一步提高连接结构连接稳定性，提高其使用效果，连接结构包括多颗连接螺栓3、多个第一连接孔14和多个第二连接孔24，第一连接孔14均匀设置在底板1的外侧，第二连接孔24均匀设置在盖板2的外侧，一个第二连接孔24与一个第一连接孔14上下位置相对应，一颗连接螺栓3匹配穿过一个第一连接孔14、一个第二连接孔24将底板1、盖板2可拆卸连接在一起。连接螺栓3、第一连接孔14、第二连接孔24的数量根据底板1、盖板2的尺寸而定，连接螺栓3、第一连接孔14、第二连接孔24的数量优选为4-6个。

为了更加便于底板1、盖板2连接，便于对涡轮密封环4进行固定，底板1的外侧上设置有第一定位孔15，盖板2的外侧上设置有第二定位孔25，定位销可拆卸设置在第二定位孔25、第一定位孔15中。连接结构连接前，先通过第一定位孔15、第二定位孔25和定位销进行定位。

在修复的涡轮密封环4的过程中，需要进行热处理，热处理也即是高温处理，需要航空发动机涡轮密封环修复装置与涡轮密封环4一起放入高温炉中，为了保证修复装置的使用稳定性，底板1、盖板2由耐热钢制成，比如0Cr25Ni20钢，0Cr25Ni20钢具有良好的耐热性能、易制造成型的特点。

为了降低底板1的制造成本，便于在涡轮密封环4安装在修复装置中时对涡轮密封环4进行观察，底板1的正中间设置有第二圆柱形让位孔13，第一圆柱形让位孔23与第二圆柱形让位孔13上下位置相对应。

航空发动机涡轮密封环修复方法，包括如下步骤：

a、制作上述的航空发动机涡轮密封环修复装置；

b、将待修复的涡轮密封环4固定安装在航空发动机涡轮密封环修复装置中，具体的：首先将涡轮密封环的止动台阶装配面42匹配卡在第一弧形凹槽12、第二弧形凹槽22中，且止动台阶装配面42的下表面与第一弧形凸起11的表面、第一弧形凹槽12的内壁相贴靠，止动台阶装配面42的上表面与第二弧形凸起21的表面、第二弧形凹槽22的内壁相贴靠，涡轮密封环4的主体部41匹配设置在第一圆柱形让位孔23中；然后通过连接结构将底板1、盖板2可拆卸连接在一起；

c、通过热处理工艺稳定待修复的涡轮密封环4的尺寸；热处理工艺参数如下：待修复的涡轮密封环4≤150℃入炉，至少预抽真空至13.3pa，加热70min-100min升温至760℃±10℃，保温4h-5h，保温结束后，充入2bar-3bar氩气冷却至80℃以下出炉。

为了保证涡轮密封环4的使用效果，涡轮密封环4的材质为waspaloy合金或者GH738合金，waspaloy合金或者GH738合金的厚度为0.3mm。waspaloy合金是一种沉淀硬化型镍基高温合金，合金中加入钴、铬、钼元素进行固溶强化，加入铝、钛元素进行沉淀强化，加入硼、锆元素净化和强化晶界，在816℃下具备高强度，在954℃下具备抗氧化性能。

在步骤b中，通过将止动台阶装配面42的弧形凸起匹配卡在第一腔体中，止动台阶装配面42的弧形凹槽卡在第二腔体中，修复装置对止动台阶装配面4进行定型矫正。为了保证航空发动机涡轮密封环修复装置的使用效果，修复装置在使用前，在800℃的空气炉中预氧化4h以上，使表面生成一层高温氧化膜，提高防粘接效果，降低与涡轮密封环4发生粘接现象的可能性。

待修复的涡轮密封环4安装时，首先涡轮密封环4沿底板1内侧的第一弧形凸起11和第一弧形凹槽12轮廓进行安装，通过盖板2压实，并对称装入定位销以固定安装位置，然后固定连接螺栓3，先采用扳手预拧紧，再继续对称拧紧，不可一次拧紧或非对称拧紧，会导致盖板2存在一定倾斜度，影响变形修复质量，最后连接螺栓3将底板1、盖板2，取出定位销，避免热处理后定位销无法取出。

为了保证涡轮密封环4的修复效果，在待修复的涡轮密封环4固定安装在航空发动机涡轮密封环修复装置之前，采用有机溶剂对待修复的涡轮密封环4以及航空发动机涡轮密封环修复装置进行清洗。有机溶剂优选采用丙酮，丙酮主要对涡轮密封环4、航空发动机涡轮密封环修复装置的表面油污及脏物进行清洗。

在步骤c中，通过热处理工艺稳定待修复的涡轮密封环4的尺寸，完成后，待涡轮密封环4冷却至室温后，拆卸修复装置，将涡轮密封环4取出，并对修复好的涡轮密封环4进行检测，检测合格后即可重新使用。

某型航空发动机涡轮密封环(材质：waspaloy合金，材质厚度：0.3mm)L距离尺寸规定2.7

实施例1

航空发动机涡轮密封环4使用一段时间后，L距离尺寸为1.98mm，通过本发明航空发动机涡轮密封环修复方法，包括如下步骤：

a、采用丙酮对涡轮密封环4以及航空发动机涡轮密封环修复装置进行清洗；

b、将待修复的涡轮密封环4固定安装在航空发动机涡轮密封环修复装置中；

c、通过热处理工艺稳定待修复的涡轮密封环4的尺寸；热处理工艺参数如下：待修复的涡轮密封环4在25℃入炉，预抽真空至13.3pa，加热70min升温至760℃，保温4h，保温结束后，充入2bar氩气冷却至80℃以下出炉。

待涡轮密封环4冷却至室温后，拆卸修复装置，将涡轮密封环4取出，采用数显千分尺测量L距离尺寸，实测为2.42mm，符合2.7

实施例2

航空发动机涡轮密封环4使用一段时间后，L距离尺寸为2.05mm，通过本发明航空发动机涡轮密封环修复方法，包括如下步骤：

a、采用丙酮对涡轮密封环4以及航空发动机涡轮密封环修复装置进行清洗；

b、将待修复的涡轮密封环4固定安装在航空发动机涡轮密封环修复装置中；

c、通过热处理工艺稳定待修复的涡轮密封环4的尺寸；热处理工艺参数如下：待修复的涡轮密封环4在24℃入炉，预抽真空至13.3pa，加热100min升温至750℃，保温5h，保温结束后，充入3bar氩气冷却至80℃以下出炉。

待涡轮密封环4冷却至室温后，拆卸修复装置，将涡轮密封环4取出，采用数显千分尺测量L距离尺寸，实测为2.46mm，符合2.7