專利名稱：一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣殼體損傷端面熱噴涂再制造方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及發(fā)動(dòng)機(jī)修理領(lǐng)域，具體提供一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣殼體損傷端面熱嗔涂再制造技術(shù)。
背景技術(shù)：
航空發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣 是發(fā)動(dòng)機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)的重要組成部分，安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)中介機(jī)匣的上方，用于固定和傳動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)燃油附件。因發(fā)動(dòng)機(jī)在外場(chǎng)使用中燃油系統(tǒng)故障較為普遍，因此需要頻繁分解上述附件進(jìn)行排故。鑒于外場(chǎng)使用環(huán)境的艱苦和排故的局限性，因操作不當(dāng)和反復(fù)拆裝附件造成了較多殼體端面損傷，損傷端面沿圓周全部壓傷、硌傷并且故障面積大而且較深，導(dǎo)致較多機(jī)匣殼體報(bào)廢。因該附件機(jī)匣結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，無(wú)法進(jìn)行直接更換。同時(shí)針對(duì)故障面的修復(fù)，也無(wú)類似材料的損傷修復(fù)技術(shù)，較大程度上影響了發(fā)動(dòng)機(jī)的正常使用。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提供一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣殼體損傷端面熱噴涂再制造方法，該方法能夠?qū)Ω郊C(jī)匣殼體損傷部位進(jìn)行尺寸及性能恢復(fù)，并通過(guò)對(duì)涂層的附著力、耐腐蝕性能以及熱振性能等參數(shù)的試驗(yàn)，驗(yàn)證其滿足使用要求。本發(fā)明具體提供了一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣殼體損傷端面熱噴涂再制造方法，其工藝流程為首先鏜加工部分損傷，然后熱噴涂修復(fù)損傷，最后鏜加工多余涂層，其特征在于在熱噴涂修復(fù)損傷時(shí)，底面過(guò)渡層使用Ni-Al合金材料，Ni-Al合金成分為Ni95wt%、A15wt%,由于Ni-Al合金的放熱反應(yīng)，顯著地提高與基體金屬間的結(jié)合強(qiáng)度，同時(shí)還可以為工作涂層提供很好的沉積表面，從而保證了工作涂層與工件基體的可靠結(jié)合。Ni-Al合金絲噴涂參數(shù)噴涂電壓30 35V，噴涂電流15(Tl80A，噴涂距離100mm，霧化空氣壓力O. 35、. 45Mpa。較高的噴涂電壓和較低的霧化空氣壓力有助于獲得更大程度的冶金結(jié)合；鋁絲噴涂參數(shù)噴涂電壓30 35V，噴涂電流10(Tl20A，噴涂距離13(Tl50mm，霧化空氣壓力O. 5^0. 6Mpa。為保證最終涂層的加工尺寸和表面質(zhì)量，噴涂的涂層厚度應(yīng)至少留有O. 5mm的加工余量(最佳范圍為O. 5^0. 8mm)ο本發(fā)明提供的航空發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣殼體損傷端面熱噴涂再制造方法，其特征在于所述Ni-Al合金絲噴涂參數(shù)的最優(yōu)值為噴涂電壓34V，噴涂電流160A，噴涂距離100mm，霧化空氣壓力O. 4Mpa。本發(fā)明提供的航空發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣殼體損傷端面熱噴涂再制造方法，其特征在于所述鋁絲噴涂參數(shù)的最優(yōu)值為噴涂電壓31V，噴涂電流10(Γ120Α，噴涂距離150mm，霧化空氣壓力O. 6Mpa。
本發(fā)明航空發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣殼體損傷端面熱噴涂再制造方法的成功實(shí)施，填補(bǔ)了該機(jī)匣殼體故障修復(fù)的空白，且該方法操作簡(jiǎn)單，效果良好，修復(fù)后的機(jī)件滿足發(fā)動(dòng)機(jī)使用的技術(shù)要求，能起到有效排除故障的作用，提高了發(fā)動(dòng)機(jī)使用安全可靠性的同時(shí)降低了發(fā)動(dòng)機(jī)的維修成本。
具體實(shí)施例方式下面的實(shí)施例將對(duì)本發(fā)明予以進(jìn)一步的說(shuō)明，但并不因此而限制本發(fā)明。航空發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣殼體損傷端面熱噴涂再制造方法，其工藝步驟為(I)、鏜加工部分損傷將殼體周圍螺樁全部退出，保證殼體螺紋孔的完好；然后找正殼體退掉螺樁的端面在O. Olmm之內(nèi)，將其端面鍵掉O. 2 O. 4mm (實(shí)施例I 3為O. 2mm, 4 6為O. 3mm)。 (2)、熱噴涂修復(fù)損傷在噴涂前擦洗殼體的各表面以徹底去除各種油污；對(duì)機(jī)匣殼體不要求噴涂的部位粘貼噴涂遮擋專用膠帶進(jìn)行防護(hù)，對(duì)需防護(hù)的螺孔用硅橡膠填塞；對(duì)待噴涂部位采用2(Γ24目棕剛玉磨料噴砂處理；在熱噴涂修復(fù)損傷時(shí)，底面過(guò)渡層使用Ni-Al合金材料，Ni-Al合金成分為Ni95wt%、A15wt%, Ni-Al合金絲噴涂參數(shù)見表I，噴涂過(guò)程中，噴涂粒子束流應(yīng)盡量接近垂直以保證噴涂質(zhì)量；鋁絲噴涂參數(shù)見表2，噴涂的涂層厚度留有O. 5mm的加工余量。(3)、鏜加工多余涂層找正殼體端面在O. Olmm之內(nèi)，鏜噴涂端面，保證加工尺寸端面距加工端面32±0. 2mm。清理干凈螺紋孔倒角的噴涂材料及螺紋孔內(nèi)污物，根據(jù)螺紋孔狀態(tài)，裝螺裝或其對(duì)應(yīng)加大組別的螺裝，安裝高度均為20. 5°_a5mm。對(duì)噴涂后涂層的附著力、耐腐蝕性能以及熱振性能等參數(shù)進(jìn)行試驗(yàn)，結(jié)果表明實(shí)施例廣5均滿足使用要求，而對(duì)比例I和2無(wú)法滿足其使用要求。對(duì)修復(fù)后的殼體進(jìn)行密封試驗(yàn)，試驗(yàn)技術(shù)條件為試驗(yàn)壓力為O. 0294-0. 0196MPa，溫度為70 75°C，時(shí)間為5min ;試驗(yàn)壓力為O. 098±0. 0196MPa，溫度為7(T75°C，時(shí)間為5min時(shí)檢查密封性，不泄露為合格。試驗(yàn)結(jié)果表明，實(shí)施例1_5的噴涂再制造結(jié)果均合格，對(duì)比例1、2均有不同程度的泄露。表INi-Al合金絲噴涂參數(shù)
權(quán)利要求
1.一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣殼體損傷端面熱噴涂再制造方法，其工藝流程為首先鏜加工部分損傷，然后熱噴涂修復(fù)損傷，最后鏜加工多余涂層，其特征在于 在熱噴涂修復(fù)損傷時(shí)，底面過(guò)渡層使用Ni-Al合金材料，Ni-Al合金成分為Ni95wt%、A15wt%，Ni-Al合金絲噴涂參數(shù)噴涂電壓30 35V，噴涂電流15(Tl80A，噴涂距離100mm，霧化空氣壓力O. 35 O. 45Mpa ； 鋁絲噴涂參數(shù)噴涂電壓3(T35V，噴涂電流10(Γ120Α，噴涂距離13(Tl50mm，霧化空氣壓力 O. 5 O. 6Mpa。
2.按照權(quán)利要求I所述航空發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣殼體損傷端面熱噴涂再制造方法，其特征在于所述Ni-Al合金絲噴涂參數(shù)為噴涂電壓34V，噴涂電流160A，噴涂距離100mm，霧化空氣壓力O. 4Mpa。
3.按照權(quán)利要求I所述航空發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣殼體損傷端面熱噴涂再制造方法，其特征在于所述鋁絲噴涂參數(shù)為噴涂電壓31V，噴涂電流10(Γ120Α，噴涂距離150mm，霧化空氣壓力 O. 6Mpa。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種航空發(fā)動(dòng)機(jī)附件機(jī)匣殼體損傷端面熱噴涂再制造方法，其工藝流程為首先鏜加工部分損傷，然后熱噴涂修復(fù)損傷，最后鏜加工多余涂層，其特征在于在熱噴涂修復(fù)損傷時(shí)，底面過(guò)渡層使用Ni-Al合金材料，Ni-Al合金成分為Ni95wt%、Al5wt%，Ni-Al合金絲噴涂參數(shù)噴涂電壓30~35V，噴涂電流150~180A，噴涂距離100mm，霧化空氣壓力0.35~0.45Mpa。鋁絲噴涂參數(shù)噴涂電壓30~35V，噴涂電流100~120A，噴涂距離130~150mm，霧化空氣壓力0.5~0.6Mpa。該方法操作簡(jiǎn)單，效果良好，修復(fù)后的機(jī)件滿足發(fā)動(dòng)機(jī)使用的技術(shù)要求，能起到有效排除故障的作用，提高了發(fā)動(dòng)機(jī)使用安全可靠性的同時(shí)降低了發(fā)動(dòng)機(jī)的維修成本。
文檔編號(hào)C23C4/08GK102877017SQ20121029295
公開日2013年1月16日 申請(qǐng)日期2012年8月16日 優(yōu)先權(quán)日2012年8月16日
發(fā)明者尚小麗, 趙四洋, 宋揚(yáng) 申請(qǐng)人:沈陽(yáng)黎明航空發(fā)動(dòng)機(jī)(集團(tuán))有限責(zé)任公司