本发明属于燃烧室外套配合面尺寸修复，具体地涉及一种航空发动机燃烧室外套配合面尺寸修复方法。
背景技术：
1、发动机在工作过程中，燃烧室外套与导向器机匣由于叶片转动时传递过来的交变载荷振动，造成燃烧室外套a、b配合面偏磨，导致气密性下降，影响发动机性能，且该零件尺寸超差后必须停用换上新品或焊接修复后才能进行装机使用，不利于维修产能提高和保障工作的展开。
2、为了不影响零件使用，现有燃烧室外套配合面的维修采用氩弧焊修理方法，其修理工艺方法包括15道工艺，具体方法为：
3、零件接收-跳动检查-机械加工-清洗-焊前热处理-保护-氩弧焊焊接-焊后热处理-焊后修型-机械加工-荧光探伤-x 光检查-跳动检查-尺寸测量-检验验收。
4、但是，采用现有的工艺实现燃烧室外套配合面的维修，其方法复杂，修理周期较长。
技术实现思路
1、为了解决现有燃烧室外套配合面的维修采用氩弧焊修理存在方法复杂、修复周期长的问题,本发明提供一种航空发动机燃烧室外套配合面尺寸修复方法,其减小修复工艺步骤、缩短了修复周期。
2、本发明的目的通过以下技术方案来实现：
3、本发明公开了一种航空发动机燃烧室外套配合面尺寸修复方法，包括以下步骤：
4、将燃烧室外套放置在五轴加工中心平台上进行固定和对中，调整刀具与燃烧室外套配合面对齐，将配合面的磨损处切削平整至配合面尺寸大于标准要求最小值；
5、对切削后的配合面进行清洗并干燥；
6、对燃烧室外套的非配合面区域进行防护后对配合面区域进行吹砂处理，直至配合面区域为均匀的灰色且表面粗糙度为2.0μm ～4.8μm；
7、对nial粉末和nicrw粉末进行干燥，干燥温度为40℃～80℃，干燥时间大于30min；
8、采用等离子设备对配合面依次进行底层和面层喷涂，其中，底层采用nial粉末喷涂多次直至底层厚度为0.25 mm ～0.3 mm，面层采用nicrw粉末喷涂多次直至底层厚度为0.5mm～0.7 mm；
9、对喷涂完成的燃烧室外套配合面进行机加工，直至a配合面直径为793.86 mm～799.86mm、b配合面直径为852.77 mm～ 854.77 mm。
10、本发明与现有技术相比，至少具有以下优点和有益效果：
11、本发明通过机加和热喷涂对磨损面进行尺寸恢复，将工序缩短至仅6步，缩短修理周期；采用nial粉末和nicrw粉末热喷涂形成燃烧室外套配合面的涂层，提高燃烧室外套的性能。
1.一种航空发动机燃烧室外套配合面尺寸修复方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室外套配合面尺寸修复方法，其特征在于：所述将配合面的磨损处切削平整至配合面尺寸大于标准要求最小值为：
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室外套配合面尺寸修复方法，其特征在于：所述对切削后的配合面进行清洗为：
4. 根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室外套配合面尺寸修复方法，其特征在于：所述对燃烧室外套的非配合面区域进行防护后对配合面区域进行吹砂处理时，采用120目白刚玉砂，控制压缩空气压力为0.15 m pa ～0.35m pa、吹砂距离为100 mm～150mm、吹砂角度为75°～90°。
5. 根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室外套配合面尺寸修复方法，其特征在于：所述底层采用nial粉末喷涂多次直至底层厚度为0.25 mm ～0.3 mm包括：
6. 根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室外套配合面尺寸修复方法，其特征在于：所述面层采用nicrw粉末喷涂多次直至底层厚度为0.5 mm～0.7 mm包括：
7. 根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室外套配合面尺寸修复方法，其特征在于：所述对喷涂完成的燃烧室外套配合面进行机加工时，加工尺寸为0.25 mm ～0.7mm，单次进刀量为0.05mm。
