【技術實現步驟摘要】
本專利技術屬于航天航空，具體涉及一種航空發動機渦輪支承整流罩壁厚原位渦流測厚方法。
技術介紹
1、目前，航空發動機渦輪支承整流罩在加工過程中，需要將板材彎曲成零件外形，然后打磨掉不平整部位，并拋光，使渦輪支承整流罩進氣前沿為光滑圓弧，不需要測量壁厚，直接焊接安裝在渦輪支承殼體上，由于渦輪支承整流罩在彎曲加工過程中，進氣前沿存在擠傷、過打磨等情況，在使用過程中，容易出現裂紋，導致發動機失效，因此，需要在渦輪支承成品零件上進行測量，以確定渦輪支承整流罩進氣前沿壁厚是否滿足要求，由于內腔為封閉狀態，傳統的卡規測量方法不能測量，采用超聲波測厚方法，對擠傷等內部底面不為平面的情況也難以測量。
2、公開號為cn102620625b的中國專利技術專利公開了飛機整流罩開口邊緣軸向尺寸快速檢測工具和方法，用下檢測臺階軸檢測飛機整流罩2切邊后的開口邊緣軸向尺寸：將下檢測臺階軸的下定位軸1d貼緊切邊工裝3的端面，此時，在下檢測臺階軸的下檢測軸1e與飛機整流罩2的端面之間出現間隙δ3，將下定位軸1d環繞切邊工裝3端面的一周，并使用塞尺測量間隙δ3，若0.3mm＜δ3＜0.5mm,則飛機整流罩2切邊后的開口邊緣軸向尺寸合格；若δ3≤0.3mm或者0.5mm≤δ3，則飛機整流罩2切邊后的開口邊緣軸向尺寸不合格。該方案采用了輔助工具，檢測麻煩。
3、因此，需要一種僅從外部即可測量，且不受底面形狀影響的壁厚測量方法，快速的判斷渦輪支承整流罩進氣前沿壁厚是否滿足要求。
技術實現思路
1、為了
2、為了實現上述目的，本專利技術采用以下技術方案：一種航空發動機渦輪支承整流罩壁厚原位渦流測厚方法，包括以下步驟，
3、步驟1：加工制作對比樣件，對比試樣上設置有凹陷的進氣緣，凹陷處最大深度大于原材料板材壁厚1/2；
4、步驟2：按照加工工藝對對比樣件靠前端的前半部分進行打磨、拋光，對打磨拋光的進氣前沿畫線標記，并將各處標記依次進行ct測厚記錄為d2，標記板材壁厚1/2位置并記錄對比樣件靠后端的后半部分厚度d2值為原始板厚h；
5、步驟3：計算板厚h的頻率f并調節渦流探傷儀參數，探傷頻率小于頻率f；
6、步驟4：確定阻抗圖，“a”位置為零點，“a”位置上方為正數，“a”位置下方為負數，“a”位置確定如下：將渦流探頭耦合在對比樣件的靠后端位置的任意一處，按壓渦流探傷儀的“平衡”鍵，使渦流探傷儀阻抗圖幅值點位于阻抗圖零點“a”位置；
7、步驟5：再次調節渦流探傷儀參數，使閘門報警框幅度值位于板材壁厚1/2位置，保存參數并標注文件名；然后制作對應表，將厚度d2值與阻抗圖幅值點位置進行對應；
8、步驟6：測量零件進氣緣的厚度，打開步驟5的文件并調整渦流探傷儀的參數，測量零件進氣緣厚度。
9、優選的，d2采用的標記方式包括阿拉伯數字、英文字母。
10、根據權利要求1所述的航空發動機渦輪支承整流罩壁厚原位渦流測厚方法，其特征在于：對比樣件2的材料為高溫合金。
11、優選的，所述步驟2中，打磨使對比樣件的進氣前沿滿足設計圖紙要求；對比樣件靠后端的后半部分不進行打磨、拋光，為原材料板材的原始狀態。
12、優選的，所述步驟3中板厚h的頻率f獲得如下，先用電導儀測定對比樣件所用板材的電導率，或者根據所用板材的材料使用材料手冊查出電導率，根據渦流標準透入深度公式計算板厚h的頻率f。
13、優選的，所述步驟4中，確定零點“a”位置后，再將渦流探頭分別耦合在對比樣件2的靠前端位置，調節渦流探傷儀增益值，使渦流探傷儀阻抗圖幅值點最大為滿屏且不超出顯示屏，調節相位值使幅值點顯示旋轉為垂直方向，即幅值點位于阻抗圖縱軸方向，并分別記錄位置，“a”位置為零點，“a”位置上方為正數，“a”位置下方為負數。
14、優選的，所述步驟6的操作如下，將渦流探頭耦合在對比樣件靠后端的任意一處，按壓渦流探傷儀的“平衡”鍵，使渦流探傷儀阻抗圖幅值點位于阻抗圖零點“a”位置，然后將渦流探頭耦合在零件進氣緣上，觀察阻抗圖顯示，幅值點位于“a”位置上方，說明該位置壁厚大于對比樣件2的靠后端位置壁厚，幅值點位于“a”位置下方，說明該位置壁厚小于對比樣件2靠后端位置壁厚，進行記錄，幅值點位于報警框下方，則該位置壁厚不合格。
15、優選的，測量完畢，需要將渦流探頭耦合在對比樣件靠后端位置的任意一處，觀察渦流探傷儀阻抗圖幅值點是否位于阻抗圖零點“a”位置，如果不是，則需要重復步驟6，
16、與現有技術相比，本專利技術具有以下優勢：利用現有的渦流探傷設備及渦流探頭，可以從渦輪支承整流罩進氣前沿測量，且不受底面形狀的影響，以提高檢測效率，通過判斷壁厚是否滿足要求，減少零件報廢。
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1.一種航空發動機渦輪支承整流罩壁厚原位渦流測厚方法，其特征在于：包括以下步驟，
2.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪支承整流罩壁厚原位渦流測厚方法，其特征在于：標記(4)采用的標記方式包括阿拉伯數字、英文字母。
3.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪支承整流罩壁厚原位渦流測厚方法，其特征在于：對比樣件(2)的材料為高溫合金。
4.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪支承整流罩壁厚原位渦流測厚方法，其特征在于：所述步驟2中，打磨使對比樣件(2)的進氣前沿滿足設計圖紙要求；對比樣件(2)靠后端(6)的后半部分不進行打磨、拋光，為原材料板材的原始狀態。
5.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪支承整流罩壁厚原位渦流測厚方法，其特征在于：所述步驟3中板厚H的頻率f獲得如下，先用電導儀測定對比樣件(2)所用板材的電導率，或者根據所用板材的材料使用材料手冊查出電導率，根據渦流標準透入深度公式計算板厚H的頻率f。
6.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪支承整流罩壁厚原位渦流測厚方法，其特征在于：所述步驟4中，確定零點A位置后，再將渦流
7.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪支承整流罩壁厚原位渦流測厚方法，其特征在于：所述步驟6的操作如下，將渦流探頭耦合在對比樣件(2)靠后端(6)的任意一處，按壓渦流探傷儀的平衡鍵，使渦流探傷儀阻抗圖幅值點位于阻抗圖零點A位置，然后將渦流探頭耦合在零件(1)進氣緣(3)上，觀察阻抗圖顯示，幅值點位于A位置上方，說明該位置壁厚大于對比樣件(2)的靠后端(6)位置壁厚，幅值點位于A位置下方，說明該位置壁厚小于對比樣件(2)靠后端(6)位置壁厚，進行記錄，幅值點位于報警框下方，則該位置壁厚不合格。
8.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪支承整流罩壁厚原位渦流測厚方法，其特征在于：測量完畢，需要將渦流探頭耦合在對比樣件(2)靠后端(6)位置的任意一處，觀察渦流探傷儀阻抗圖幅值點是否位于阻抗圖零點A位置，如果不是，則需要重復步驟6。
...【技術特征摘要】
1.一種航空發動機渦輪支承整流罩壁厚原位渦流測厚方法，其特征在于：包括以下步驟，
2.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪支承整流罩壁厚原位渦流測厚方法，其特征在于：標記(4)采用的標記方式包括阿拉伯數字、英文字母。
3.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪支承整流罩壁厚原位渦流測厚方法，其特征在于：對比樣件(2)的材料為高溫合金。
4.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪支承整流罩壁厚原位渦流測厚方法，其特征在于：所述步驟2中，打磨使對比樣件(2)的進氣前沿滿足設計圖紙要求；對比樣件(2)靠后端(6)的后半部分不進行打磨、拋光，為原材料板材的原始狀態。
5.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪支承整流罩壁厚原位渦流測厚方法，其特征在于：所述步驟3中板厚h的頻率f獲得如下，先用電導儀測定對比樣件(2)所用板材的電導率，或者根據所用板材的材料使用材料手冊查出電導率，根據渦流標準透入深度公式計算板厚h的頻率f。
6.根據權利要求1所述的航空發動機渦輪支承整流罩壁厚原位渦流測厚方法，其特征在于：所述步驟4中，確定零點a位置后，再將渦流探頭分別...
【專利技術屬性】
技術研發人員：楊慶富，邱倫厚，劉明萱，盧子龍，余狂，
申請(專利權)人：中國航發貴州黎陽航空動力有限公司，
類型：發明
國別省市：
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