用于加工涡轮发动机壳体凹槽的工装的制作方法

本发明涉及一种加工涡轮发动机壳体的环形凹槽的工装，还涉及一种加工这种凹槽的方法。

涡轮发动机常规地包括中间壳体，该中间壳体包含一种被称为中间壳体护罩的护罩，该护罩用于在涡轮发动机的中间壳体和发动机机舱的推力逆转罩之间形成接口。

例如，在文献fr2925120中描述了一种中间壳体护罩的示例。

中间壳体护罩包括一种用于接收形成推力逆转罩的一部分的额外环形唇部的环形凹槽。唇部径向和/或轴向地支撑在凹槽的内表面上。

在涡轮喷气发动机的运行过程中，承载力的方向和幅度根据涡轮喷气发动机的运行条件而变化。

因此，例如，当涡轮喷气发动机静止时，护罩支撑该推力逆转罩，并且因此唇部径向向下地支撑在凹槽底部。

相反，在推力逆转的过程中，唇部以一个方向轴向地支撑在凹槽壁上，以及径向地支撑在凹槽底部上。

同时，涡轮喷气发动机产生导致唇部和凹槽之间相对运动的振动。

所有这些应力和振动导致了凹槽壁的磨损。该磨损不规则地分布在凹槽的外围。

当该磨损以十分之几毫米的数量级超过预定限度时，需要修复凹槽。如果采用现有的修理方法，更换护罩，这需要完全拆卸发动机，这种操作很长并且昂贵。

本发明提出了一种工装，为了修复该工装能够直接在飞行器机翼下方加工磨损区域，即不拆卸发动机。

为此目的，本发明涉及一种加工涡轮发动机壳体的环形凹槽的工装，其中，所述工装包括加工工具、底板、相对于底板沿形成径向轴线的第一轴线定位加工工具的第一设备、相对于底板沿与第一轴线垂直的第二轴线定位加工工具的第二设备，其中，所述第二轴线沿凹槽和环形壳体的轴线延伸，并且第三定位设备能够相对于壳体的凹槽轴向和径向地定位底板。

这种工装允许相对于凹槽经由多种定位设备精确地定位加工工具，随后允许精确地加工每个磨损区域，而不需要拆卸发动机。所述加工因此可以在飞行器机翼下的逐个区域实施。以这种方式避免了发动机的完全拆卸，以及完全更换中间壳体护罩。在加工了多种磨损区域后，例如，抗磨条可以随后被附连到每个被加工区域，这种抗磨条基于树脂生产并且包括纤维。另一解决方案，例如，包括施加一层树脂，除了润滑被修复区域的方案之外。

优选地，第一定位设备包括测微环，所述测微环能够通过旋转环沿第一轴线适配加工工具的位置。这种环允许相对于凹槽精确地径向定位加工工具。

此外，第二定位设备包括测微台，测微台包括沿第二轴线相对于底板移动的支撑件，其中加工工具被安装在移动支撑件上。使用测微台允许相对于凹槽精确地轴向定位加工工具。

在这种情况下，加工工具可经由第一定位设备安装在移动支撑件上。

此外，第三定位设备可包括底板的至少一个承载区域，所述承载区域能够以形状配合的方式径向和轴向地被接合和/或支撑在环形侧上，例如界定涡轮发动机壳体的凹槽的径向侧。

根据本发明的特征，该加工工具可以是铣刀。

第一定位设备可能够相对于底板径向地定位加工工具，具有小于0.05毫米的公差，优选地小于0.025毫米，其中第二定位设备可能够相对于底板轴向地定位加工工具，具有小于0.1毫米的公差，优选地小于0.05毫米。

此外，工装可包括能够将底板保持在壳体上的压力设备。这种特性保持底板以及因此加工工具相对于凹槽的正确位置。

在这种情况下，压力设备可包括与所述凹槽和底板相对的至少一个辊子以及旨在将所述辊子保持在壳体上的弹性返回设备。

本发明还包括一种加工涡轮发动机壳体的环形凹槽的方法，例如涡轮发动机中间壳体，包括涉及如下的步骤：

—识别所述凹槽的磨损区域，

—在所述壳体上安装根据本发明的工装，使得底板经由第三定位设备在所述磨损区域的水平被安装在所述凹槽上，

—通过沿所述磨损区域移动工装，加工凹槽的所述磨损区域的至少一部分。

本发明因此提出一种允许仅加工凹槽的磨损区域，而不拆卸发动机，并且直接在飞行器机翼下方的简单加工方法。

优选地，在壳体上安装工装的步骤包括使用第一、第二和第三定位设备，相对于所述凹槽径向和轴向定位加工工具的步骤。

所述定位步骤可包括确定凹槽的磨损区域和完好区域之间尺寸差异的步骤。

在阅读经由非限制性示例并参照附图给出的以下描述后，将会更好地理解本发明，并且本发明的其他细节、特征和优点将显而易见，其中：

—图1图解地示出了飞行器涡轮喷气发动机的局部轴向剖面，

—图2是图1所示涡轮喷气发动机的更大比例的详细视图，示出了壳体旋转部件和推力逆转罩之间的连接，

—图3是根据本发明工装的透视图，

—图4是工装的前视图，

—图5是工装和中间壳体护罩的透视图，其中该工装安装在护罩的凹槽，

—图6是一种示出被局部加工的凹槽的磨损区域的视图，其中，该工装的底板安装在凹槽上。

图1示出了飞行器涡轮喷气发动机1，其包括通过中间壳体4向后延伸的机舱2和风扇壳体3。

中间壳体4包括位于风扇壳体3的向后气动延伸的径向外护罩5，以及相对于所述外护罩5向内径向地布置诸多交叉凸缘6。中间壳体4此外包括结构臂7，所述结构臂有角度地分布并且在凸缘6之间径向延伸到它们所接触的外护罩5。

中间壳体4的外护罩5包括在其下游部分的旋转部件8，其主要目的是在外护罩5和在下游方向直接相邻的机舱罩之间建立连接。

机舱2形成一种由进气口9、风扇罩10、推力逆转罩11和固定后壳体12的连续气动外表面，其中，这些部件从前到后彼此相邻地布置。

通常数量2个并铰接地连接到外挂架的刚性结构的推力逆转罩11以已知方式通过外环形蒙皮14和内环形蒙皮15界定二次流13的环形通道。

如图2可以更详细地看到的，在壳体的旋转部件8和推力逆转罩11之间的连接通过在旋转部件8中形成的环形凹槽16以及环形唇部17建立，所述环形唇部被安装在承载罩11的支撑结构18上，所述罩11被接收在凹槽16中。

环形唇部17和凹槽16之间的相互作用提供了在机舱2上对逆转罩11的轴向和径向保持。

环形密封19被布置在凹槽16和唇部17之间，以防止在旋转部件8和支撑结构18之间结合处的任何空气循环。

凹槽16的轴向截面为整体u型，并且凹槽16因此包括旋转前表面20，与旋转前表面20相对的旋转后表面21，以及在它们的内部径向端部连接前后表面20、21的圆柱形柱底表面22。

环形唇部17被接收在凹槽16中，并轴向和/或径向地支撑在凹槽16的表面20、21、22上。

在涡轮喷气发动机1的运行过程中，由移动部件产生的振动导致唇部17在凹槽16中的运动，并且因此凹槽16的表面20、21、22的逐渐磨损。

为了限制涡轮喷气发动机的整体重量，旋转部件8由一种磨损很快的铝基材料制成。

如果凹槽16的表面20、21、22的磨损过度，宽间隙在在唇部17和凹槽16之间形成。

为了能够修复所述表面20、21、22，首先需要在将抗磨条附连在，例如，每个加工区域上之前加工这些表面20、21、22的磨损区域23(图6)，这种抗磨条，例如，基于树脂产生并且包括纤维。另一解决方案，例如，包括施加一层树脂到每个加工区域，除了润滑被修复区域的解决方案之外。

为了直接在飞行器机翼下方使用的不同区域实施加工，即不需要移除和/或完全拆卸发动机1，本发明提出了图3到6所示的工装24。

后者包括以铣床形式提供的加工工具25，其钻头绕垂直于涡轮发动机1的纵轴线x的径向轴线y旋转。所述铣床25，例如，是气动类型，并且连接到压缩空气供给线路26(图5)。

所述加工工具25的固定部件的径向内端经由测微环28被固定到环形板27。因此，加工工具25的钻头一定程度上相对于板27径向地移动环28绕。轴线y的枢转允许调节加工工具25的钻头位置。

该钻头的径向位置可以调节，具有小于0.05mm的公差，优选地小于0.025mm。

板27被固定到测微表30的支撑件29。测微表包括框架31，支撑件29沿x轴线相对于框架31移动。移动支撑件29的运动由测微螺钉32致动。支撑件29的轴向位置以及因此钻头的轴向位置可被调节，具有小于0.1毫米的公差，优选地小于0.05mm。

框架31被固定到底板33的径向外表面。所述底板33还包括圆周地延伸的两个凹槽34(图5和图6)，即垂直于轴线x和y并向内径向地出现。所述凹槽34具有与界定中间壳体4的护罩5的凹槽16的侧面35匹配的形状，并且相互界定旨在接合在护罩5的凹槽16中的突出部分36。

更特别地，所述凹槽34的表面旨在支撑在与界定凹槽16的表面20、21相对的侧面35的表面37上，和/或在侧面35的径向外端38上。

所述底板33也配备有用于抽吸在加工过程中产生的碎片的中空手柄39，其连接到未示出的吸入管线。底板33也配备有与抽吸设备39相对布置的吹送设备40(图3)，从而朝所述抽吸设备39引导碎片。吹送设备40包括在41连接到辅助压缩空气供给管线(未示出)的吹送喷嘴。

工装24此外包括一个径向延伸的，被固定到底板33的底座42，其中，辊子43与底板33相对地被安装在所述底座42上，其中所述辊子43安装在本身被固定到一个或多个移动杆45的端部的轭44上，其中，所述杆45和辊子43经由包括螺旋压缩弹簧46的弹性返回设备径向向外地返回，即朝底板33的方向。

以下过程用于加工一个或几个磨损区域23，即，中间壳体4的护罩5的凹槽16的一个或几个角扇区。

首先，在打开机舱2的推力逆转罩11后，操作者在护罩5上安装工装24。特别地，底板33的突出部分36接合在护罩5的凹槽16中，并且侧面35接合在底板33的凹槽34中。

辊子43通过弹簧46与凹槽16相对地被施加到护罩5的径向内表面。侧面35的径向外端38然后能够支撑在底板33的凹槽34的底部上，从而相对于护罩5径向地固定底板。此外，底板33的凹槽34的表面支撑在侧面35的表面37上，使得底板33同样相对于护罩轴向地固定。取决于表面37的形状(例如，圆角形或截锥形)，可以仅通过支撑在护罩5的表面37上的凹槽34的表面来实现径向和轴向定位，其中侧面35的端部38在这种情况下并不抵靠在凹槽34的底部上。

为了精确地调节钻头相对于护罩5的非磨损和可接近参考区域(例如图2中标记47的区域)的径向位置，操作者旋转测微环28。此外，为了精确地调节钻头相对于护罩5的所述参考区域47的轴向位置，操作者转动测微米台30的测微螺钉32，以移动支撑件29。

为此，操作者可以使用比较器类型工具测量磨损部件的磨损。为此，如果凹槽被过度损坏，使用额外的金属部件至少部分地重构凹槽，并且凹槽的完好的部件的厚度随后用作比较器的参考。换句话说，比较器被定位，从而在凹槽的完好的部分上称重。比较器随后安装在凹槽的使用部分上，以确定凹槽的完好部分和磨损部分之间的厚度差。然后相应地调节该钻头的位置。

铣刀25随后可以开始，并且工装24可使用手柄39沿护罩5的凹槽16的磨损区域23圆周地移动，因此钻头能够加工表面20、21、22的磨损区域。

图6示出了已被局部加工的凹槽的磨损区域23。已经加工的部件在该图上被标记为48。

因此，本发明提出了工装24以及一种允许直接在飞行器机翼下方仅加工护罩5的凹槽16的磨损区域23的加工方法。