BR112020020820B1

BR112020020820B1 - Macho para a fundição de uma peça aeronáutica, dispositivo de fundição para uma pá de turbina, e, método para produzir um macho

Info

Publication number: BR112020020820B1
Application number: BR112020020820-5A
Authority: BR
Inventors: Adrien Bernard Vincent Rollinger; Ramzi BOHLI; Ngadia Taha Niane; Alain Le Hegarat; Romain Pierre Cariou; David Grange; Didier Maurice Marceau Guerche
Original assignee: Safran
Priority date: 2018-04-13
Filing date: 2019-04-12
Publication date: 2024-01-30
Also published as: US20210138533A1; CN111971134A; CN111971134B; BR112020020820A2; CA3097010A1; WO2019197791A1; JP2021521011A; EP3774116A1; FR3080051A1; US11618071B2; FR3080051B1

Abstract

MACHO PARA A FUNDIÇÃO DE UMA PEÇA AERONÁUTICA, DISPOSITIVO DE FUNDIÇÃO PARA UMA PÁ DE TURBINA, E, MÉTODO PARA PRODUZIR UM MACHO. A presente invenção se refere a um macho para fundição de uma peça aeronáutica tal como uma pá de turbina, o macho sendo projetado para disposição em uma cavidade interna definida por um molde, o macho compreendendo: um corpo (13) destinado a formar o formato interno da pá de turbina; e uma porção de impacto (15), disposta ao longo de pelo menos uma porção da periferia do corpo (13) de uma tal maneira a quebrar um jato de fluido quando o receptáculo interno é preenchido com fluido, a porção de impacto (15) tendo um ápice (17) e pelo menos uma parede de deflexão (19) convergindo para o ápice (17).

Description

CAMPO DA INVENÇÃO

[001] A presente descrição se refere ao campo da fabricação, por fundição de modelo perdido para solidificação direcional de peças aeronáuticas tais como pás de turbinas. Mais particularmente, a presente descrição se refere a um macho para a fabricação de uma peça aeronáutica. A invenção se refere adicionalmente a um dispositivo de moldagem compreendendo dito macho, assim como a um método para produzir dito macho.

FUNDAMENTO TECNOLÓGICO

[002] Processos de fundição chamados processos de fundição por cera perdida ou modelo perdido são particularmente apropriados para a produção de peças metálicas com formatos complexos, por exemplo peças metálicas ocas. Assim, a fundição por modelo perdido é usada em particular para a produção de pás de turbomáquina.

[003] Na fundição por modelo perdido, a primeira etapa é a produção de um modelo feito de material removível com uma temperatura de fusão comparativamente baixa, tal como uma cera ou uma resina, sobre que um molde é então sobremoldado. Depois da consolidação do molde, o material removível é descarregado do interior do molde.

[004] A fim de poder produzir várias peças simultaneamente, é possível combinar vários modelos feitos de material removível em um único grupo, cada modelo feito de material removível sendo conectado pelo menos a uma armação, geralmente um fuste central ou descendente, que não é feito de material removível e um anel de distribuição feito de material removível. O anel forma no molde canais para o metal em fusão, também conhecidos como sistema de suprimento.

[005] Um metal em fusão é então vazado neste molde, a fim de preencher a cavidade formada pelo modelo no molde depois de sua descarga. Uma vez que o metal é resfriado e completamente solidificado, o molde pode ser aberto ou destruído a fim de recuperar uma peça metálica em conformidade com o formato do modelo feito de material removível.

[006] Entende-se por “metal” no presente contexto, tanto metais puros quanto ligas metálicas.

[007] É conhecido do estado da técnica inserir um macho no molde para moldar uma peça de modo a obter uma peça aeronáutica oca. Um molde compreendendo um macho do estado da técnica é representado na Figura 1. Porém, quando um macho é usado para moldar uma peça aeronáutica, há um tanto de má fabricação devido ao deslocamento do macho durante a injeção de material removível ou o vazamento do metal. Além disso, o uso de um macho implica em fortes diferenças de seção no metal uma vez vazado, gerando áreas de altas tensões durante o resfriamento do metal, em particular nas áreas de transição entre uma seção fina e uma seção maior de metal. Quando se tenta produzir uma peça monocristalina ou colunar, por exemplo, estas altas tensões durante o resfriamento do metal podem causar movimentos de deslocação, que podem levar a defeitos de recristalização sobre a peça aeronáutica final.

APRESENTAÇÃO DA INVENÇÃO

[008] A presente descrição visa superar todos ou parte dos inconvenientes mencionados acima.

[009] Para isto, a presente descrição se refere a um macho para a fundição de uma peça aeronáutica, tal como uma pá de turbina, o macho sendo destinado a ser disposto em um alojamento interno definido por um molde, o macho compreendendo: - um corpo destinado a formar o formato interno da peça aeronáutica, - uma porção de impacto, disposta sobre pelo menos uma porção da periferia do corpo de modo a quebrar um jato de fluido quando se preenche o alojamento interno com o fluido, a porção de impacto compreendendo uma base, um topo e pelo menos uma parede de deflexão convergindo da base para o topo.

[0010] Por exemplo, a peça aeronáutica é uma peça monocristalina ou colunar.

[0011] Entende-se por “jato de fluido” o jato de metal em fusão que é destinado a preencher o molde, por vazamento, ou o jato de material removível, por exemplo cera, no estado líquido para preencher o molde por injeção. Por resfriamento, o fluido se solidifica e torna material que vai ser então usinado para obter a peça aeronáutica final l ou seu modelo de cera.

[0012] Por exemplo, o jato de fluido pode chegar de cima, ou seja, substancialmente na direção da gravidade, ou de baixo, ou seja, em uma direção oposta à direção da gravidade. Entende-se por “topo” a parte da porção de impacto definindo uma extremidade da porção de impacto e, na maioria dos casos, definindo uma extremidade do macho.

[0013] O topo pode ser localizado em um ponto ou pode se estender ao longo de um segmento. Por exemplo, o segmento é curvo. Preferivelmente, o topo é unidimensional.

[0014] Entende-se por “base da porção de impacto” a superfície definida pela fronteira entre o corpo e a porção de impacto.

[0015] Entende-se que pelo menos parte do corpo constitui porção útil do macho, ou seja, a porção que vai ser usada para a moldagem da peça final. Portanto, pelo menos parte do corpo permite criar as cavidades da peça aeronáutica. Portanto, pelo menos parte do corpo constitui o negativo das cavidades da peça aeronáutica.

[0016] A porção de impacto, por outro lado, não contribui para a definição da geometria da peça aeronáutica. O material que vai ser moldado em torno da porção de impacto é uma porção de sacrifício que vai ser cortada para obter a peça aeronáutica.

[0017] Graças a estas disposições, o jato de fluido é quebrado, ou seja, estilhaçado ou defletido, por contato com a porção de impacto, o que permite reduzir as tensões exercidas sobre o macho quando ele é submetido à força do jato de fluido. Isto permite limitar o deslocamento do macho e assim preservar a dimensão e o posicionamento do formato interno da peça aeronáutica. Isto implica que as áreas sensíveis da porção principal do macho, por exemplo, as partes mais finas, são solicitadas apenas ligeiramente.

[0018] Além disso, graças a estas disposições, o gradiente de temperatura no material que se solidifica é controlado, tornando assim possível limitar as tensões termomecânicas na direção de solidificação. Se os gradientes de temperatura são controlados e baixos, as tensões e deformações plásticas no metal são também controladas. Os riscos de grãos recristalizados e trincas a frio são grandemente reduzidos.

[0019] Além disso, no caso de fundição de metal, a área de tensão, disposta na transição entre uma seção pequena e uma seção maior, é movida na porção de impacto e não no nível de pelo menos parte do corpo constituindo a porção útil do macho. Assim, as tensões resultando no aparecimento de grãos recristalizados são movidas para fora da porção de material que se solidifica destinado a se tornar a peça aeronáutica.

[0020] Finalmente, uma quantidade menor de fluido é necessária para a moldagem da peça aeronáutica ou seu modelo feito de material removível. Além disso, a adição da porção de impacto permite ter mais espaço para posicionar dispositivos de fundição, tais como pontos de suporte do macho no molde, uma blindagem térmica ou um alojamento de dimensionamento.

[0021] De acordo com um aspecto, o corpo é alongado e se estende ao longo de uma direção principal. A porção de impacto é disposta como uma continuação do corpo ao longo da direção principal.

[0022] O corpo compreende primeira e segunda porções de extremidade sólidas conectadas por uma pluralidade de braços, destinados a formar uma pluralidade de cavidades na peça aeronáutica ou em seu modelo feito de material removível.

[0023] De acordo com um aspecto, a porção de impacto é disposta como uma continuação da primeira porção de extremidade do corpo. Por exemplo, a primeira porção de extremidade do corpo é destinada a formar uma ponta para uma pá de turbina. Entende-se por “ponta” um vazio formado em uma porção de extremidade do macho. A ponta é igualmente conhecida pelo termo “tip” em língua inglesa.

[0024] De acordo com um aspecto, a porção de impacto se estende continuamente a partir do corpo.

[0025] Fica entendido que pelo menos uma parede de deflexão se estende como uma continuação de uma parede do corpo. A fronteira entre a pelo menos uma parede de deflexão e a parede do corpo é, portanto, lisa. Em outras palavras, a parede do corpo e a pelo menos uma parede de deflexão não formam um ressalto, uma ruptura ou uma borda viva.

[0026] Graças a estas disposições, a transição entre uma seção pequena do material que se solidifica, ou seja, na área em torno do macho e uma seção maior, ou seja em uma área do dispositivo de moldagem onde o macho não se estende, por exemplo nas extremidades do dispositivo de moldagem, é gradual. Assim, a evolução das tensões durante o resfriamento entre estas duas áreas é também gradual. Além disso, esta transição de uma seção pequena para uma seção maior é movida para a porção de impacto e, portanto, para fora do material que se solidifica destinado a formar a peça aeronáutica. Assim, os defeitos no material devidos às altas tensões relacionadas à transição entre uma seção pequena de material e uma seção maior são movidos para uma área que não vai ser parte da peça aeronáutica.

[0027] Em um aspecto, o topo é arredondado.

[0028] Fica entendido que o topo é derivável ao longo de todas as direções. Em outras palavras, o topo não é vivo e não tem uma borda viva. Por exemplo, o topo é o resultado de uma operação de aparamento.

[0029] Graças a estas disposições, a acumulação de tensões é evitada. Porém, em outras modalidades, um topo tendo uma borda viva poderia ser considerado.

[0030] De acordo com um aspecto, o declive da pelo menos uma parede de deflexão em pelo menos um plano normal à base e passando através do topo, preferivelmente todos planos normais à base e passando através do topo, tem vários valores.

[0031] Isto permite uma evolução suave da seção do material e assim permite limitar as tensões exercidas pela peça em solidificação.

[0032] Fica entendido que pelo menos uma parede de deflexão tem uma curvatura entre a base e o topo.

[0033] De acordo com um aspecto, o declive da pelo menos uma parede de deflexão é mais baixa na vizinhança do topo do que o declive na vizinhança de uma base da porção de impacto. Assim, a porção de impacto tem um formato recurvado sem ponta que pode formar uma singularidade, o que permite evitar concentração demasiadamente alta de tensões.

[0034] Fica entendido que a porção de impacto forma assim um domo. Em outras palavras, a porção de impacto é recurvada. A tangente a pelo menos uma parede de deflexão sobre um trajeto base até o topo tende para uma direção paralela à base. Em outras palavras, o declive da pelo menos uma parede de deflexão diminui em direção ao topo.

[0035] De acordo com um aspecto, a porção de impacto tem uma altura compreendida entre 100% e 1000% da largura do macho, preferivelmente entre 150% e 300% da largura do macho. Entende-se por “largura do macho” sua medida máxima ao longo de uma direção perpendicular à direção principal.

[0036] De acordo com um aspecto, a porção de impacto tem uma altura compreendida entre 100% e 1000% da largura da ponta, preferivelmente entre 150% e 300% da largura da ponta.

[0037] De acordo com um aspecto, o corpo e a porção de impacto são formados integralmente.

[0038] Assim, o macho é mais robusto e os riscos que a porção de impacto se destaque do corpo do macho são limitados.

[0039] De acordo com um aspecto, o macho compreende um alojamento de dimensionamento disposto na porção de impacto. O alojamento de dimensionamento permite medir a retirada do macho e verificar o dimensionamento correto do macho fabricado.

[0040] De acordo com um aspecto, a porção de impacto e o corpo são conectados pelo menos por uma pluralidade de hastes, por exemplo feitas de alumina. As hastes permitem criar furos de remoção de poeira para a pá.

[0041] A presente descrição se refere adicionalmente a um dispositivo de moldagem para uma pá de turbina, compreendendo: - um molde definindo um alojamento interno, o alojamento interno compreendendo uma entrada de fluido; - um macho em conformidade com qualquer um dos aspectos acima mencionados, disposto no interior do alojamento, a porção de impacto sendo disposta voltada para a entrada de fluido.

[0042] Graças a estas disposições, o jato durante a injeção de material removível ou o vazamento de metal para a fundição da peça aeronáutica é quebrado antes de alcançar a porção útil do macho.

[0043] Fica entendido que a porção de impacto é direcionada para a entrada de fluido de modo que o jato de fluido chega sobre a porção de impacto. Em outras palavras, o jato de fluido não chega necessariamente sobre o topo da porção de impacto.

[0044] O alojamento interno definido pelo molde também se estende ao longo da direção principal do macho e compreende uma primeira área de extremidade e uma segunda área de extremidade. A primeira área de extremidade compreende a entrada de fluido. A porção de impacto é disposta na primeira área de extremidade.

[0045] A presente descrição também se refere a um método para produzir um macho para a fundição de uma peça aeronáutica tal como uma pá de turbina, o macho sendo destinado a ser disposto em um alojamento interno definido por um molde, o macho compreendendo um corpo destinado a formar o formato interno da peça aeronáutica, uma porção de impacto, disposta sobre pelo menos uma porção da periferia do corpo de modo a quebrar um jato de fluido quando se preenche o alojamento interno com o fluido, a porção de impacto compreendendo uma base, um topo e pelo menos uma parede de deflexão convergindo da base para o topo, o método para produzir o macho compreendendo as seguintes etapas: - projetar um modelo de macho compreendendo a provisão do corpo do macho e a geração de uma porção de impacto, e - fabricar o macho com base no modelo.

[0046] Estas disposições permitem obter o macho descrito acima. Consequentemente, todos os efeitos técnicos acima mencionados são aplicáveis ao presente método.

[0047] De acordo com um aspecto, a etapa de gerar a porção de impacto compreende uma subetapa de extrusão consistindo em formar um prisma a partir do corpo, o prisma estendendo-se a partir da base e uma subetapa de cortar o prisma.

[0048] Graças a estas disposições, a etapa de gerar a porção de impacto é rápida e fácil.

[0049] De acordo com um aspecto, o corte é realizado ao longo de uma superfície curva.

[0050] De acordo com um aspecto, a etapa de gerar a porção de impacto compreende adicionalmente uma subetapa de aparar as bordas vivas depois da subetapa de cortar o prisma.

[0051] A subetapa de aparar bordas permite evitar a presença de bordas vivas.

[0052] De acordo com um aspecto, a etapa de gerar a porção de impacto é realizada por software de Concepção Auxiliada por Computador.

[0053] O uso de software de concepção auxiliada por computador torna possível, graças ao modelo digital, gerar um molde a partir do modelo digital e assim fabricar o macho por fundição ou por fabricação aditiva, por exemplo.

[0054] Por exemplo, a etapa de gerar a porção de impacto é realizada por uma função do software de Concepção Auxiliada por Computador, por exemplo pela função chamada função de “superfície de multisseção”, tornando possível criar uma superfície passando através de várias curvas.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS

[0055] O objeto da presente descrição e suas vantagens vai ser melhor entendido pela leitura da descrição detalhada que se segue de modalidades da invenção dadas a título de exemplos não limitativos. Esta descrição se refere aos desenhos anexos, em que: - Figura 1 representa um dispositivo para moldar uma pá de turbina compreendendo um macho do estado da técnica; - Figura 2 representa um dispositivo para moldar uma pá de turbina compreendendo o macho de acordo com a presente descrição; - Figura 3 representa um macho de acordo com a presente descrição; - Figura 4 representa uma vista aproximada da porção de impacto; - Figuras 5A e 5B representam diferentes modalidades da porção de impacto; - Figura 6 representa uma modalidade da conexão entre o corpo e a porção de impacto; - Figuras 7A e 7B representam outras modalidades da conexão entre o corpo e a porção de impacto; - Figuras 8A a 8C representam etapas da produção da porção de impacto do macho.

DESCRIÇÃO DETALHADA DA INVENÇÃO

[0056] Figura 2 representa um dispositivo de moldagem 1, apropriado para fundição da pá de turbina neste exemplo. O dispositivo de moldagem 1 compreende um molde, aqui uma carapaça de moldagem 3, definindo um alojamento interno 5. Na verdade, as modalidades exemplificativas representadas nas figuras se referem mais particularmente ao vazamento de metal em um molde de carapaça. O dispositivo de moldagem 1 compreende adicionalmente um macho 7 disposto no interior do alojamento interno 5.

[0057] O macho 7 tem um formato alongado e se estende ao longo de uma direção principal DP. O alojamento interno 5 e, portanto, a carapaça de moldagem 3, também têm um formato alongado e se estendem ao longo da direção principal DP. Assim, o alojamento interno 5 compreende uma primeira área de extremidade 5A e uma segunda área de extremidade 5B.

[0058] O alojamento interno 5 compreende uma entrada de fluido 9, permitindo o vazamento de fluido no dispositivo de moldagem 1 de modo a moldar uma pá de turbina. A entrada de fluido 9 se abre sobre a primeira área de extremidade 5A, substancialmente na direção principal DP.

[0059] Por exemplo, o macho 7 é composto de um material refratário em relação ao fluido vazado ou injetado. Por exemplo, o macho 7 é feito de cerâmica ou metal com um alto ponto de fusão, ou seja, com um ponto de fusão acima de 1500°C.

[0060] O macho 7, representado em mais detalhe na Figura 3, compreende um corpo 13, pelo menos parte do qual é destinada a formar o formato interno da pá de turbina, em outras palavras suas cavidades internas, ou seja, a pelo menos uma parte do corpo 13 constitui a porção útil do macho 7. O corpo 13 tem um formato alongado e se estende ao longo da direção principal DP. O corpo 13 compreende uma primeira porção de extremidade 13A, destinada a formar a ponta da pá de turbina e uma segunda porção de extremidade 13B, destinada a formar a cavidade da raiz da pá de turbina. A primeira e a segunda porções de extremidade formam dois blocos conectados por uma pluralidade de braços 13C. Os braços 13C são destinados a formas as cavidades de ventilação da pá.

[0061] O macho 7 compreende adicionalmente uma porção de impacto 15, disposta sobre um lado do corpo 13. Mais especificamente, a porção de impacto 15 é disposta como uma continuação da primeira porção de extremidade 13A do corpo 13 ao longo da direção principal DP. Neste exemplo, a primeira porção de extremidade 13A do corpo 13 é destinada a formar a ponta da pá de turbina. Assim, a porção de impacto 15 é disposta voltada para a entrada de fluido 9 de modo a quebrar um jato de fluido por vazamento do fluido no dispositivo de moldagem 1.

[0062] A porção de impacto 15 compreende uma base 21, um topo 17 e uma parede de deflexão 19 convergindo da base 21 para o topo 17, a parede de deflexão 19 estendendo-se como uma continuação da parede do corpo 13. Neste exemplo, como pode ser visto na Figura 2, o topo 17 não é disposto voltado para a entrada de fluido 9. Portanto, aqui o jato de fluido é quebrado por uma parte lateral da porção de impacto 15.

[0063] No presente exemplo, como pode ser visto na Figura 2, o jato de fluido chega a partir do fundo do dispositivo de moldagem 1, ou seja, o jato de fluido chega substancialmente na direção oposta à direção da gravidade. Em outras palavras, o vazamento é realizado na fonte. A primeira área de extremidade 5A é, portanto, disposta no fundo do alojamento interno 5 ao longo da direção da gravidade. Porém, em outras modalidades exemplificativas, a entrada de fluido 9 poderia ser disposta no topo do alojamento interno 5, ou seja, o jato de fluido é direcionado na direção da gravidade. Neste caso, a porção de impacto é disposta no topo do dispositivo de moldagem, voltada para entrada de fluido.

[0064] Figura 2 também representa uma chicana 10 que se abre sobre a primeira área de extremidade 5A. A chicana 10 serve como um seletor de grãos, tornando possível direcionar a solidificação da peça aeronáutica final, que é monocristalina ou colunar. No caso de um vazamento de metal em fonte, a chicana pode também servir como um sistema de suprimento de metal, ou seja, o vazamento também tem lugar via a chicana 10.

[0065] O topo 17 tem um formato arredondado, na modalidade exemplificativa representada, visível nas Figuras 3 e 4 por exemplo. A altura entre a base 21 e o topo 17 da porção de impacto 15 ao longo da direção principal DP é aproximadamente de 17 mm. A largura máxima da porção de impacto 15, no topo 17 é, por exemplo, de cerca de 6 mm.

[0066] De acordo com todos os planos normais à base 21 e passando através do topo 17, o declive da parede de deflexão 19 tem vários valores, diminuindo à medida que eles se aproximam do topo 17. A porção de impacto 15 tem, portanto, tem um formato substancialmente em domo. A tangente à parede de deflexão 19 na vizinhança da base 21 é geralmente colinear com a direção principal DP, ou seja, no exemplo representado, geralmente vertical. Enquanto se move para o topo 17, a tangente à parede de deflexão 19 se inclina em relação à direção principal. Na vizinhança do topo 17, a tangente à parede de deflexão 19 é geralmente perpendicular à direção principal DP, ou seja, no exemplo representado, geralmente horizontal.

[0067] Figura 3 mostra a porção útil do macho 1, entre as linhas pontilhadas. Pode ser visto que a porção de impacto é localizada fora da porção útil do macho 7. Pode também ser visto que parte da segunda porção de extremidade 13B é localizada fora da porção útil do macho 7. Na verdade, esta parte é engatada em elementos para receber a carapaça de moldagem de modo a reter o macho 7 em posição no vazamento do fluido. Estas partes do macho 7 dispostas fora da área útil permitem simplificar a remoção do macho da pá de turbina final. Na verdade, quando o material é solidificado para formar a pá de turbina, há mais espaço para cortar o metal enquanto se corta também parte do macho 7. À medida que uma porção do macho 7 é cortada, é mais fácil, depois da derrubada química do macho 7, remover poeira da pá de turbina moldada.

[0068] O macho 7 compreende dois alojamentos de dimensionamento 23. Um dos alojamentos de dimensionamento 23 é disposto na porção de impacto 15. O outro alojamento de dimensionamento 23 é disposto na segunda porção de extremidade 13B do corpo 13. Os alojamentos de dimensionamento 23 permitem verificar o dimensionamento correto do macho 7 durante sua fabricação. Os alojamentos de dimensionamento 23 são dispostos fora da área útil.

[0069] Como representado na Figura 3, o macho compreende hastes 24, por exemplo feitas de alumina, tornando ainda possível criar furoa de remoção de poeira para a pá de turbina. A primeira porção de extremidade 13A do macho 13 compreende furos 25 que abrem para fora sobre as hastes 24 e dando assim acesso às hastes 24 a partir da primeira porção de extremidade 13A.

[0070] A porção de impacto 15 e/ou a primeira porção de extremidade 13A do corpo 13 podem ser sólidas, como representado na Figura 5A. Porém, as tensões sobre o macho 7 durante resfriamento do material podem ser significativas. O macho poderia, portanto, quebrar e o material poderia experimentar defeitos de recristalização.

[0071] Assim, é também possível prever que a porção de impacto 115 e/ou a primeira porção de extremidade 113A do corpo 113 é/são oca(s), como representado na Figura 5B. Assim, por resfriamento do material, uma porção da parede de deflexão 119 próxima da base 121 e/ou da parede da primeira porção de extremidade 113A do corpo 113 pode se estilhaçar e assim aliviar as tensões no material que se solidifica. A porção de impacto 115 e/ou a primeira porção de extremidade 113A do corpo oco 113 podem ser produzidas por um processo aditivo, por exemplo usando insertos, removidos durante o cozimento do macho 7.

[0072] O corpo 13 e a porção de impacto 15 podem ser formados integralmente, em uma peça, por exemplo injetados ou produzidos em conjunto por fabricação aditiva. A porção de impacto 215 pode também ser adicionada sobre o macho 7 e fixada por qualquer meio, por exemplo por soldagem, colagem, cossinterização ou encaixe. Por exemplo, como representado na Figura 6, a primeira porção de extremidade 213A do corpo 213 é oca e forma um espaço de fixação 229. A primeira porção de extremidade 213A do macho 213 compreende blocos 231 estendendo-se ao longo da direção principal DP. Cada um dos blocos 231 compreende uma cavidade central, que também se estende ao longo da direção principal DP. A porção de impacto 215 compreende varetas 235 fixadas à base 21 e estendendo-se ao longo da direção principal DP. As varetas 235 são configuradas para ser inseridas nas cavidades dos blocos 231. Um ponto de adesivo 239 é disposta no fundo de cada cavidade e permite reter a porção de impacto 215 sobre o corpo 213. Esta configuração permite aprisionar a cola de maneira tal que ela não contamina o material. A fim de evitar tensões sobre as paredes do espaço de fixação 229 devido a uma expansão de ar no espaço de fixação 229 durante o vazamento de fluido no dispositivo de moldagem, é possível colocar o espaço de fixação 29 sob vácuo.

[0073] Alternativamente, como representado na Figura 7A, em vez de serem fixados por um ponto de adesivo, a porção de impacto 315 e o corpo podem ser fixados por uma pluralidade das hastes 324. Nesta modalidade exemplificativa, as hastes 324 se estendem através de cada um dos blocos 331 e varetas 335. Neste exemplo, as caretas 335 ainda são inseridas nas cavidades dos blocos 331.

[0074] Por outro lado, em uma variante deste exemplo representada na Figura 7B, os blocos 431 e as varetas 435 não cooperam e são conectados apenas através das hastes 424. A rugosidade das hastes 424 então assegura reter a porção de impacto 415 sobre o corpo 413.

[0075] O macho 7 é feito a partir de um modelo que é então usado para a fabricação efetiva do macho 7. O modelo é geralmente digital e produzido por Concepção Auxiliada por Computador (CAD). A concepção deste modelo vai ser agora descrita com referência às Figuras 8A, 8B e 8C.

[0076] Primeiro, um prisma é extrudado a partir de um modelo de corpo de macho, que é provido. Este prisma é representado na Figura 8A. O prisma é extrudado como uma continuação da parede do modelo de corpo de macho. Então, o prisma é cortado ao longo de uma curva. O prisma cortado é representado na Figura 8B.

[0077] Então, o prisma é aparado. As bordas são aparadas de modo a obter um formato de domo, como representado na Figura 8C, e formar assim o modelo da porção de impacto 15.

[0078] Então, quando o modelo do macho e, portanto, de sua porção de impacto é projetado, a etapa de fabricar o macho é realizada. O macho é geralmente fabricado por injeção a partir de um molde. O corpo e o macho podem também ser fabricados em duas partes, a partir de seu respectivo modelo e injetados separadamente usando moldes.

[0079] Embora a presente invenção tenha sido descrita com referência a modalidades exemplificativas específicas, modificações podem ser feitas nestes exemplos sem sair do escopo geral da invenção como definido pelas reivindicações. Particularmente, características individuais das diferentes modalidades ilustradas/mencionadas podem ser combinadas em modalidades adicionais. Consequentemente, a descrição e os desenhos devem ser considerados em um sentido ilustrativo e não restritivo

Claims

1. Macho para a fundição de uma peça aeronáutica tal como uma pá de turbina, o macho (7) sendo destinado a ser disposto em um alojamento interno (5) definido por um molde (3), o macho (7) caracterizado pelo fato de que compreende: - um corpo (13) destinado a formar o formato interno da peça aeronáutica, - uma porção de impacto (15), destinada a formar uma porção de sacrifício que vai ser cortada, disposta sobre pelo menos uma porção da periferia do corpo (13) de modo a quebrar um jato de fluido quando se preenche o alojamento interno (5) com o fluido, a porção de impacto (15) compreendendo uma base (21), um topo (17) e pelo menos uma parede de deflexão (19) convergindo da base (21) para o topo (17).

2. Macho de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a porção de impacto (15) se estende continuamente a partir do corpo (13).

3. Macho de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizado pelo fato de que o topo (17) é arredondado.

4. Macho de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, caracterizado pelo fato de que o declive da pelo menos uma parede de deflexão (19) em pelo menos um plano normal à base (21) e passando através do topo (17), preferivelmente todos os planos normais à base (21) e passando através do topo (17), tem vários valores.

5. Macho de acordo com a reivindicação 4, caracterizado pelo fato de que o declive da pelo menos uma parede de deflexão (19) é mais baixo na vizinhança do topo (17) do que o declive na vizinhança de uma base da porção de impacto (15).

6. Macho de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 5, caracterizado pelo fato de que a porção de impacto (15) tem uma altura compreendida entre 100% e 1000% da largura do macho (7), preferivelmente entre 150% e 300% da largura do macho (7).

7. Macho de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 6, caracterizado pelo fato de que o corpo (13) e a porção de impacto (15) são formados integralmente.

8. Macho de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 7, caracterizado pelo fato de que a porção de impacto (15) e o corpo (13) são conectados pelo menos por uma pluralidade de hastes.

9. Dispositivo de fundição (1) para uma pá de turbina, caracterizado pelo fato de que compreende: - um molde (3) definindo um alojamento interno (5), o alojamento interno (5) compreendendo uma entrada de fluido (9); - um macho (7) como definido em qualquer uma das reivindicações 1 a 8, disposto no interior do alojamento interno (5), a porção de impacto (15) sendo disposta voltada para a entrada de fluido (9).

10. Método para produzir um macho (7) para a fundição de uma peça aeronáutica tal como uma pá de turbina, o macho (7) sendo destinado a ser disposto em um alojamento interno (5) definido por um molde (3), o macho (7) compreendendo um corpo (13) destinado a formar o formato interno da peça aeronáutica, uma porção de impacto (15), disposta sobre pelo menos uma porção da periferia do corpo (13) de modo a quebrar um jato de fluido quando se preenche o alojamento interno com o fluido, a porção de impacto (15) compreendendo uma base, um topo (17) e pelo menos uma parede de deflexão (19) convergindo da base para o topo (17), o método para produzir o macho caracterizado pelo fato de que compreende as seguintes etapas: - projetar um modelo de macho compreendendo a provisão do corpo (13) do macho (7), cuja geometria corresponde ao formato interno da peça aeronáutica, e a geração de uma porção de impacto (15), e - fabricar o macho com base no modelo.

11. Método de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que a etapa de gerar a porção de impacto (15) compreende uma subetapa de extrusão consistindo em formar um prisma a partir do corpo, o prisma estendendo-se a partir da base, e uma subetapa de cortar o prisma.

12. Método de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que a etapa de gerar a porção de impacto (15) compreende adicionalmente uma subetapa de aparamento das bordas vivas depois da subetapa de cortar o prisma.

13. Método de acordo com qualquer uma das reivindicações 10 a 12, caracterizado pelo fato de que a etapa de gerar a porção de impacto (15) é realizada por software de Concepção Auxiliada por Computador.