本發(fā)明涉及復合材料修復應用技術(shù)，特別是一種航空發(fā)動機復合材料機匣修復方法。

背景技術(shù)：

復合材料因其高比強度和比模量、抗蠕變、耐腐蝕等特點，在航空發(fā)動機領(lǐng)域得到了廣泛應用，各國先進的發(fā)動機都采用復合材料機匣代替原有鈦合金機匣。復合材料機匣在長時間服役過程中不可避免的遭受外來物的撞擊，、異常燃氣產(chǎn)生高溫燃氣沖刷，經(jīng)常導致內(nèi)表面燒蝕缺陷。特別是在外來異物的沖擊下，會發(fā)生損傷和局部的屈曲，造成機匣的強度和剛度下降。

航空發(fā)動機復合材料機匣為層壓板結(jié)構(gòu)，但因其為筒形結(jié)構(gòu)，給再生修復帶來一定難度，需要根據(jù)缺陷和損傷類型進行專項修復。發(fā)動機機匣工作溫度為200~280℃，傳統(tǒng)的樹脂預浸料難以滿足耐溫要求，并且機匣體積大、結(jié)構(gòu)形狀復雜無法實現(xiàn)固化過程中的加熱、加壓、真空加熱等關(guān)鍵工藝。因此現(xiàn)有的技術(shù)無法實現(xiàn)航空發(fā)動機復合材料機匣的修復，導致機匣嚴重受損后不能多次重復使用，造成資源浪費。因此，針對損傷較為嚴重、缺陷形狀不規(guī)則、尺寸范圍大的復合材料修復，本專利發(fā)明了一種快速金屬加強片修復方法。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的缺點，提供一種航空發(fā)動機復合材料機匣修復方法。

本發(fā)明的目的通過以下技術(shù)方案來實現(xiàn)：一種航空發(fā)動機復合材料機匣修復方法，它包括以下步驟：

s1、檢測待修復機匣的受損程度，測量受損部位的尺寸和形狀，記錄損傷區(qū)域損傷深度的最大值;

s2、修復區(qū)域預處理，使用旋轉(zhuǎn)打磨頭對損傷區(qū)進行圓滑過渡打磨，結(jié)合機匣設計圖紙要求獲得受損部位關(guān)鍵尺寸和使用要求適當擴大打磨的區(qū)域，然后用丙酮清洗打磨區(qū)域?qū)η逑催^后的區(qū)域烘干處理，從而實現(xiàn)了修復區(qū)域的預處理；

s3、在步驟s2中烘干后，先在預處理區(qū)域上鉆金屬片加強片安裝孔，距離損傷區(qū)域邊緣外10~20mm處的四個角上均勻鉆孔4個，孔直徑為3~4mm，然后在相鄰兩個孔之間間隔40~60mm鉆相同直徑的孔，孔位置排列應均勻；

s4、鈦合金金屬加強片的面積確定，選用厚度為1~1.5mm鈦合金材料為金屬加強片，計算損傷區(qū)域的面積，按照損傷區(qū)域面積的1.5~2.0倍切割鈦合金金屬加強片；

s5、鈦合金金屬加強片的仿形，其具體操作步驟如下：

s5（1）、將步驟s4中切割后的鈦合金金屬加強片放在與發(fā)動機機匣曲率相同弧形工裝上，進行預壓成型，并采用螺栓夾緊；

s5（2）、將裝有鈦合金金屬加強片的工裝放到500℃~600℃的加熱箱中保持2~4h進行熱校形，從而獲得修復區(qū)域曲率相同的的仿形鈦合金金屬加強片;

s5（3）、根據(jù)步驟s3中損傷區(qū)域鉆孔的位置，在相對應的鈦合金金屬加強片上鉆直徑相同且分布一致的通孔；

s5（4）、判斷步驟s1中的損傷區(qū)域損傷深度的最大值是否超過受損區(qū)域原始厚度的二分之一，若未超過則只需對內(nèi)表面安裝鈦合金金屬片加強片，若大于或等于損區(qū)域原始厚度的二分之一，則對內(nèi)表面和外表面同時安裝鈦合金金屬片加強片；

s6、將步驟s5中制作的鈦合金金屬加強片采用鉚接的方式鉚接到步驟3的受損區(qū)域上，鉚接采用的鉚釘為tc4鈦合金，實現(xiàn)了航空發(fā)動機符合材料機匣的修復。

本發(fā)明具有以下優(yōu)點：

1、修復速度快。

2、采用仿形鈦合金金屬加強片修復，可以保證鈦合金金屬加強片與機匣修復區(qū)域緊密貼合，可有效防止機匣缺陷區(qū)域進一步擴大。

3、工藝簡單，且無需加熱固化設備，適宜外場修補。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的流程圖；

圖2為鈦合金金屬片；

圖3為鈦合金金屬片仿形加工；

圖4為實施例一受損區(qū)域示意圖；

圖5為實施例一修復區(qū)域預處理后示意圖；

圖6為實施例一金屬加強片處理后示意圖；

圖7為實施例一修復后的示意圖；

圖8為實施例二受損區(qū)域示意圖；

圖9為實施例二修復區(qū)域預處理后示意圖；

圖10為實施例而金屬加強片處理后示意圖；

圖11為實施例二修復后的示意圖。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做進一步的描述，但本發(fā)明的保護范圍不局限于以下所述。

如圖1所示，一種航空發(fā)動機復合材料機匣修復方法，它包括它包括以下步驟：

s1、檢測待修復機匣的受損程度，測量受損部位的尺寸和形狀，記錄損傷區(qū)域損傷深度的最大值；

s2、修復區(qū)域預處理，使用旋轉(zhuǎn)打磨頭對損傷區(qū)進行圓滑過渡打磨，結(jié)合機匣設計圖紙要求獲得受損部位關(guān)鍵尺寸和使用要求適當擴大打磨的區(qū)域，然后用丙酮清洗打磨區(qū)域?qū)η逑催^后的區(qū)域烘干處理，從而實現(xiàn)了修復區(qū)域的預處理；

s3、在步驟s2中烘干后，先在預處理區(qū)域上鉆金屬片加強片安裝孔，距離損傷區(qū)域邊緣外10~20mm處的四個角上均勻鉆孔4個，孔直徑為3~4mm，然后在相鄰兩個孔之間間隔40~60mm鉆相同直徑的孔，孔位置排列應均勻；

s4、鈦合金金屬加強片的面積確定，選用厚度為1~1.5mm鈦合金材料為金屬加強片，計算損傷區(qū)域的面積，按照損傷區(qū)域面積的1.5~2.0倍切割鈦合金金屬加強片；

s5、鈦合金金屬加強片的仿形，其具體操作步驟如下：

s5（1）、將步驟s4中切割后的鈦合金金屬加強片放在與發(fā)動機機匣曲率相同弧形工裝上，進行預壓成型，并采用螺栓夾緊；

s5（2）、將裝有鈦合金金屬加強片的工裝放到500℃~600℃的加熱箱中保持2~4h進行熱校形，從而獲得修復區(qū)域曲率相同的的仿形鈦合金金屬加強片;

s5（3）、根據(jù)步驟s3中損傷區(qū)域鉆孔的位置，在相對應的鈦合金金屬加強片上鉆直徑相同且分布一致的通孔；

s5（4）、判斷步驟s1中的損傷區(qū)域損傷深度的最大值是否超過受損區(qū)域原始厚度的二分之一，若未超過則只需對內(nèi)表面安裝鈦合金金屬片加強片，若大于或等于損區(qū)域原始厚度的二分之一，則對內(nèi)表面和外表面同時安裝鈦合金金屬片加強片；

s6、將步驟s5中制作的鈦合金金屬加強片采用鉚接的方式鉚接到步驟3的受損區(qū)域上，鉚接采用的鉚釘為tc4鈦合金，實現(xiàn)了航空發(fā)動機符合材料機匣的修復

本發(fā)明的工作過程如下：實施例一、某型航空發(fā)動機在修理時，發(fā)現(xiàn)機匣內(nèi)部表面有一處燒蝕區(qū)域，該燒蝕在厚度方向上沒有穿透，按照本發(fā)明提供的方法進行內(nèi)表面修復。具體操作步驟如下：

s1、檢查復合材料機匣受損程度，測量缺陷尺寸和形狀，損傷區(qū)尺寸約140mm×100mm，損傷深度約0.37mm（距內(nèi)表面），示意圖如圖3所示。

s2、用旋轉(zhuǎn)打磨頭對損傷區(qū)進行圓滑過渡打磨，去掉損傷區(qū)域，打磨深度約為0.4mm，丙酮清洗后烘干處理。缺陷深度未超過原始厚度（2mm）的二分之一，因此只需要對正面進行金屬加強片修補。在距離缺陷邊緣處均勻鉆孔10個，孔直徑為3mm，示意圖如圖4所示。

s3、金屬加強片處理，切取1mm厚tc4鈦合金片，片尺寸為150mm×110mm，將補片放入校型工裝，在空氣爐內(nèi)進行熱校型，溫度580℃，保溫時間2h30min，空冷，校型后確保加強片與機匣內(nèi)表面能完全貼合，示意圖如圖5所示。

s4、裝配連接，將制備好的金屬加強片利用緊固件裝配連接，最后檢查鉚接質(zhì)量，鉚釘頭與和鐓頭不允許有較深的切痕、下陷、裂紋及其他機械損傷缺陷，鐓頭呈鼓形，圖6為修復后的示意圖。

實施例二

某型航空發(fā)動機在修理時，發(fā)現(xiàn)機匣內(nèi)部表面有一處燒蝕區(qū)域，該燒蝕在厚度方向上穿透，按照本發(fā)明提供的方法進行內(nèi)表面和外表面同時修復。具體操作步驟如下：

s1、檢查復合材料機匣受損程度，測量缺陷尺寸和形狀，損傷區(qū)尺寸約90mm×40mm，在厚度方向上穿透，示意圖如圖7所示。

s2、用旋轉(zhuǎn)打磨頭對損傷區(qū)進行圓滑過渡打磨，去掉損傷區(qū)域，打磨深度約為1.4mm，丙酮清洗后烘干處理。缺陷深度超過原始厚度（2mm）的二分之一，因此需要對正反兩面進行金屬加強片修補。在距離缺陷邊緣處均勻鉆孔6個，，孔直徑為3mm，示意圖如圖8所示。

s3、金屬加強片處理，切取1mm厚tc4鈦合金兩片片，片尺寸都為100mm×60mm，將補片放入校型工裝，在空氣爐內(nèi)進行熱校型，溫度580℃，保溫時間3h，空冷。校型后確保加強片與機匣內(nèi)外表面都能完全貼合，示意圖如圖9所示。

s4、裝配連接，將制備好的金屬加強片利用緊固件裝配連接，最后檢查鉚接質(zhì)量，鉚釘頭與和鐓頭不允許有較深的切痕、下陷、裂紋及其他機械損傷缺陷，鐓頭呈鼓形，裝配完成后如圖10所示。