蜂窝类零件更换维修的可行性研究

2018-09-20王洪明

机械制造 2018年4期

□ 王洪明

中国航空发动机集团沈阳黎明航空发动机有限责任公司沈阳 110043

1 研究背景

盘前蜂窝组件是低压涡轮转子的一部分，与高压涡轮转子篦齿相接触，起到篦齿封严的作用。盘前蜂窝组件属于蜂窝类零件，由壳体与蜂窝钎焊在一起，再通过电解磨削蜂窝到合格尺寸［1-3］。

发动机累计工作1 000 h后进入维修阶段，在维修过程中发现，如图1所示，盘前蜂窝组件磨损较为严重，其与高压涡轮转子篦齿间的缝隙变大，发动机高低压腔之间的泄漏流量随封严间隙的增大而增大，发动机的整体性能也随之恶化［4-9］。一般采用更换新品盘前蜂窝组件的方法来保证其与高压涡轮转子篦齿配合的要求，但是新品盘前蜂窝组件制造周期长、成本高，迫切需要研究盘前蜂窝组件的更换维修技术。

2 蜂窝更换维修方案

盘前蜂窝组件壳体厚为1.5 mm，直径为400 mm，属于薄壁件。经过1 000 h的工作，盘前蜂窝组件存在不同程度的变形，因此，需要分两步对原蜂窝进行去除。首先采用车削加工，去除大部分蜂窝，对残留蜂窝采用打磨、抛光的方法清除。然后进行定点钎焊蜂窝、组件时效处理、磨削蜂窝等维修工艺。主要工艺路线为集件→车削磨损蜂窝→打磨与抛光残留蜂窝→钎焊新蜂窝→盘前蜂窝组件时效处理→磨削盘前蜂窝组件。

3 蜂窝更换可靠性分析

对盘前蜂窝组件更换蜂窝，是将新品蜂窝钎焊到原盘前蜂窝组件的壳体上，并一起进行时效处理。因此，需要研究原有壳体材料经过多次钎焊和时效处理后，对壳体材料组织、性能的影响，进而保证盘前蜂窝组件更换的可靠性。

3.1 壳体材料多次钎焊时效后性能分析

盘前蜂窝组件壳体材料为高温合金材质，选取与壳体材料相同的高温合金试件，对试件重复进行3次和6次钎焊、时效处理，再对试件进行高温瞬时力学性能检查、高温持久材料性能检查、常温力学性能检查，见表1～表3。

由表1可见，各组试件抗拉强度、屈服强度、断后伸长率、断面收缩率均能够满足标准要求，因此，认为高温合金材质重复钎焊、时效处理后高温瞬时力学性能合格。

由表2可见，各组试件的延伸率能够满足标准要求，因此，认为高温合金材质重复钎焊、时效处理后高温持久材料性能合格。

▲图1 盘前蜂窝组件

由表3可见，各组试件的抗拉强度、屈服强度、断后伸长率、断面收缩率、硬度值均能够满足标准要求，因此，认为高温合金材质重复钎焊、时效处理后常温力学性能合格。

3.2 壳体材料金相组织分析

盘前蜂窝组件在外场应用了1 000 h，工作温度较高，其壳体材料的组织性能会发生变化，因此，对盘前蜂窝组件壳体进行解剖，检查壳体材料高温合金的高倍金相组织，如图2所示。高温合金标准高倍金相组织如图3所示，可见金相组织满足标准要求。

4 壳体薄弱环节强度计算

盘前蜂窝组件装配在低压涡轮一级盘内，与低压涡轮一级盘通过图4中加粗位置配合定位，其它位置与低压涡轮一级盘没有面接触。盘前蜂窝组件随低压涡轮转子一起作旋转运动，整个过程需要承受离心力F的作用，则截面A为承受载荷最大的截面，如图5所示。由于是维修加工，因此受盘前蜂窝组件质量影响，在去除蜂窝时，盘前蜂窝组件壳体相比新品壳体壁厚小了0.1 mm，最薄弱处壁厚为0.9 mm左右，这一壳体壁厚能否满足使用要求需要论证。

将盘前蜂窝组件壳体截面A以上部分

在轴向上划分为六部分，每部分为一个规整的圆柱环，如图6、图7所示。选取圆柱环弧度dθ，假设每个圆柱环旋转半径为r，壁厚为a，轴向高度为H，则盘前蜂窝组件壳体选取部分体积V为：