CN104624955A - 航空发动机整体叶片的砂芯的成型模具及其成型方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种航空发动机整体叶片的砂芯的成型模具及其成型方法。其中，成型模具包括上芯盒和下芯盒，上芯盒与下芯盒可拆卸地连接，上芯盒和下芯盒之间形成适配整体叶片砂芯的外廓的模腔，下芯盒设置有顶芯装置，上芯盒的上表面设置有射砂通道，射砂通道连接模腔和成型模具的外部，成型模具还包括可拆卸的安装在成型模具上的封堵板，封堵板具有与射砂通道对应的封堵柱。本发明的技术方案解决了现有技术中分体结构成型方法难以满足叶片砂芯的质量要求的问题。

Description

航空发动机整体叶片的砂芯的成型模具及其成型方法
技术领域
本发明涉及航天设备制造技术领域，具体而言，涉及一种航空发动机整体叶片的砂芯的成型模具及其成型方法。
背景技术
航空发动机中使用的叶片中设计有非常复杂的进气管道，进气管道作用是对叶片进行散热。航空发动机对叶片的制造质量有如下要求：1、表面要求光滑；2、叶片中的进气管道不能有多余物；3、有较高的尺寸精度要求；4、进气管道容积实验和液压试验达到设计要求。
由于叶片为空心结构，且进气管道复杂，成型叶片之前需要制备叶片砂芯。现有技术中，叶片砂芯采用分体结构多块砂芯制备：将整体叶片砂芯分为若干结构，分别对应若干结构制备若干砂芯，成型完成之后将若干砂芯通过粘结剂结合在一起形成完整叶片砂芯，随后利用叶片砂芯成型叶片。但是，现有技术的砂芯成型方法有如下问题：1、将若干砂芯组合成完整叶片砂芯后往往难以满足尺寸精度，因此后续成型出的叶片也难以达到上述质量要求。2、各个砂芯之间的连接处存在结合缝隙，对叶片的内腔结构产生影响。
发明内容
本发明的主要目的在于提供一种航空发动机整体叶片的砂芯的成型模具及其成型方法，以解决现有技术中分体结构成型方法难以满足叶片砂芯的质量要求的问题。
为了实现上述目的，根据本发明的一个方面，提供了一种航空发动机整体叶片的砂芯的成型模具。包括上芯盒和下芯盒，上芯盒与下芯盒可拆卸地连接，上芯盒和下芯盒之间形成适配整体叶片砂芯的外廓的模腔，下芯盒设置有顶芯装置，上芯盒的上表面设置有射砂通道，射砂通道连接模腔和成型模具的外部，成型模具还包括可拆卸的安装在成型模具上的封堵板，封堵板具有与射砂通道对应的封堵柱。
进一步地，成型模具还包括可拆卸的安装在成型模具上的射砂板，射砂板具有与射砂通道对应并与射砂通道适配的射砂嘴。
进一步地，上芯盒上设置有限位孔，限位孔内穿设有位置可调整的限位杆，封堵板和射砂板上对应于限位孔的位置设置有与限位杆配合的受限杆。
进一步地，下芯盒设置有多个顶芯通道，顶芯通道的一端连通模腔，顶芯装置包括可移动地穿设在多个顶芯通道内的多个顶芯杆，顶芯杆具有穿设出模腔的第一位置和全部缩回至顶芯通道内的第二位置。
进一步地，顶芯装置还包括连接板和推杆，顶芯杆的一端连接在连接板上，推杆驱动连接板运动以使顶芯杆在第一位置和第二位置之间运动。
进一步地，顶芯装置还包括复位杆，复位杆的第一端连接在连接板上，向复位杆的第二端施力可以驱动连接板运动，并使顶芯杆朝向第二位置运动。
进一步地，成型模具还包括加热通道，加热管设置在上芯盒和下芯盒的侧壁，加热通道延伸至靠近模腔位置。
根据本发明的另一方面，提供了一种航空发动机整体叶片的砂芯的成型方法，利用上述成型模具制得整体叶片砂芯。
进一步地，成型方法包括：安装成型模具步骤、放置芯骨步骤、合置成型模具步骤、加温步骤、射砂步骤、固化步骤以及开成型模具取芯步骤。
进一步地，芯骨为合金芯骨，合金芯骨直径在1.3mm至1.5mm的范围内。
进一步地，加热步骤包括：加热成型模具达到240℃至280℃。
进一步地，射砂步骤包括：通过射砂通道向成型模具的模腔注入芯砂，芯砂填充射砂通道。
进一步地，射砂步骤和固化步骤之间还包括：将封堵板安装在上芯盒的上端面上，并使封堵柱抵接射砂通道中的芯砂；对加热后的砂芯保温4min至5min。
进一步地，开成型模具取芯步骤包括：将上芯盒与下芯盒分离；利用成型模具的顶芯装置使砂芯与下芯盒分离。
应用本发明的技术方案，通过使用用于成型整体叶片砂芯的成型模具能够实现叶片砂芯的整体成型。叶片砂芯的整体成型工艺能够消除了现有技术中分体结构成型工艺中的各叶片砂芯的连接缝隙，进而保证叶片砂芯表面光滑，提高叶片的内腔结构质量。同时成型模具相对于叶片砂芯的整体结构进行设计，能够提高叶片砂芯尺寸精度，进而保证叶片的尺寸精度。本发明的技术方案可以有效的解决现有技术中分体结构成型方法难以满足叶片砂芯的质量要求的问题。
附图说明
构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1示出了根据本发明的用于成型整体叶片砂芯的成型模具的实施例的正视示意图；
图2示出了图1中成型模具的侧视示意图；以及
图3示出了图1中成型模具的俯视示意图。
其中，上述附图包括以下附图标记：
10、上芯盒；11、射砂通道；12、限位孔；13、限位杆；14、受限杆；20、下芯盒；21、顶芯通道；30、顶芯装置；31、顶芯杆；32、连接板；33、推杆；34、复位杆；40、封堵板；41、封堵柱；50、射砂板；51、射砂嘴；60、加热通道。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
如图1所示，本实施例的用于航空发动机整体叶片的砂芯的成型模具包括上芯盒10、下芯盒20和顶芯装置30。上芯盒10与下芯盒20可拆卸地连接，上芯盒10和下芯盒20之间形成适配整体叶片砂芯的外廓的模腔。下芯盒20设置有顶芯装置30，上芯盒10的上表面设置有射砂通道11，射砂通道11连接模腔和成型模具的外部。成型模具还包括可拆卸的安装在成型模具上的封堵板40，封堵板40具有与射砂通道对应的封堵柱41。
应用本实施例的技术方案，通过使用用于成型整体叶片砂芯的成型模具，能够实现叶片砂芯的整体成型。叶片砂芯的整体成型能够消除了现有技术中分体结构成型工艺中的各叶片砂芯的连接缝隙，进而保证叶片砂芯表面光滑，提高叶片的内腔结构质量。同时成型模具相对于叶片砂芯的整体结构进行设计，能够提高叶片砂芯尺寸精度，进而保证叶片的尺寸精度。本实施例的技术方案可以有效的解决现有技术中分体结构成型方法难以满足叶片砂芯的质量要求的问题。
如图1所示，在本实施例的技术方案中，成型模具还包括可拆卸的安装在成型模具上的射砂板50，当成型步骤进入射砂步骤时，射砂板50与水平射芯机连接。射砂板50具有与射砂通道11对应并与射砂通道11适配的射砂嘴51，在实际操作时，芯砂需将模具移动至射砂工位，并且使射砂板50上的射砂嘴51对应射砂通道11，以为完成射砂步骤。如图1和图2所示，在本实施例的技术方案中，上芯盒10上设置有限位孔12，限位孔12内穿设有位置可调整的限位杆13，封堵板40和射砂板50上对应于限位孔12的位置设置有与限位杆13配合的受限杆14。限位杆13和受限杆14形成受限结构，能够精确定位封堵板40和射砂板50的安装位置，以保证封堵柱41与射砂通道11，或者是射砂嘴51和射砂通道11的位置对应关系。
如图2所示，在本实施例的技术方案中，下芯盒20设置有多个顶芯通道21，顶芯通道21的一端连通模腔，顶芯装置30包括可移动地穿设在多个顶芯通道21内的多个顶芯杆31，顶芯杆31具有穿设出模腔的第一位置和全部缩回至顶芯通道21内的第二位置。在本实施例中，在成型完成，进入开成型模具取芯步骤时，由于芯砂膨胀与下芯盒20产生一定的包紧力，因此使得砂芯难以脱离下芯盒。通过顶芯装置30的顶芯杆31，能够穿设在顶芯通道21中，并且能够给砂芯施加一定的力。顶芯杆31施加给砂芯的力可以缓解并抵消包紧力，以便于砂芯能够取出下芯盒20。
如图1所示，在本实施例的技术方案中，顶芯装置30还包括连接板32和推杆33，顶芯杆31的一端连接在连接板32上，推杆33驱动连接板32运动以使顶芯杆31在第一位置和第二位置之间运动。本实施例中，推杆33设置在下芯盒20的下表面，并穿射出下芯盒20。在实际操作中，只需向穿射出下芯盒20的推杆33的一端向上施压就可以达到挤压砂芯的目的，以便抵消砂芯和下芯盒20之间的包紧力，进而取出砂芯。
如图1所示，在本实施例的技术方案中，顶芯装置30还包括复位杆34，复位杆34的第一端连接在连接板32上，向复位杆34的第二端施力可以驱动连接板32运动，并使顶芯杆31朝向第二位置运动。本实施例中，复位杆34的自由端穿射出下芯盒20的上端面，并且位于上芯盒10和下芯盒20的结合面。在实际工艺操作中，推杆33和复位杆34配合驱动顶芯杆31的运动方式为：当一个砂芯完成成型后，先分离上芯盒10和下芯盒20；向推杆33向上施压，促使顶芯杆31抵接砂芯，并抵消砂芯和下芯盒20的包紧力；砂芯取出，并完成清理工作后，开始下一个砂芯的成型；上芯盒10和下芯盒20合模，上芯盒10的下表面抵接下芯盒20的上表面，同时复位杆34完全压回下芯盒20，同时复位杆34带动顶芯杆31回到第二位置。采用上述机构能够简化顶芯装置30的操作过程，同时配合工艺过程减少人工操作。
如图1所示，在本实施例的技术方案中，成型模具还包括加热通道60，加热通道60设置在上芯盒10和下芯盒20的侧壁，加热通道60延伸至靠近模腔位置。通过向加热通道60注入加热介质，并加热成型模具。本实施例中，加热通道60沿上芯盒10和下芯盒20的侧壁均匀布置，以便成型模具能够充分加热，保证砂芯的质量。
本实施还提供了一种航空发动机整体叶片的砂芯的成型方法，能够利用上述成型模具制得整体叶片砂芯。
应用本实施例的技术方案，通过使用用于成型整体叶片砂芯的成型模具，以及整体叶片砂芯的成型方法，能够实现叶片砂芯的整体成型工艺。叶片砂芯的整体成型工艺能够消除了现有技术中分体结构成型工艺中的各叶片砂芯的连接缝隙，进而保证叶片砂芯表面光滑，提高叶片的内腔结构质量。同时成型模具相对于叶片砂芯的整体结构进行设计，能够提高叶片砂芯尺寸精度，进而保证叶片的尺寸精度。本实施例的技术方案可以有效的解决现有技术中分体结构成型方法难以满足叶片砂芯的质量要求的问题。
成型方法包括：安装成型模具步骤、放置芯骨步骤、合置成型模具步骤、加温步骤、射砂步骤、固化步骤以及开成型模具取芯步骤。
在本实施例的技术方案中，芯骨(图中未示出)为合金芯骨，合金芯骨直径在1.3mm至1.5mm的范围内。在实际工艺过程中，合金芯骨在使用之前需要退火工艺处理，以消除合金芯骨内的内应力，防止弯曲芯骨后由于内应力过大而得不到理想尺寸。合金芯骨的位置放置在叶片砂芯的结构薄弱处即可。
在本实施例的技术方案中，加热步骤包括：加热成型模具达到240℃至280℃。通过加热成型模具来加热芯砂，使得成型模具处于较好的热平衡状态。经过发明人的实验，加热成型模具至240℃至280℃能够对成芯砂芯起到较好的效果。
在本实施例的技术方案中，射砂步骤包括：通过射砂通道11向成型模具的模腔注入芯砂，芯砂填充射砂通道11。在本实施例中，射砂步骤需要利用到射砂板50，在实际操作时，芯砂射砂板50与水平射芯机连接。将模具移动至射砂工位，并且使射砂板50上的射砂嘴51对应射砂通道11，以完成射砂步骤。
在本实施例的技术方案中，射砂步骤和固化步骤之间还包括：将封堵板40安装在上芯盒10的上端面上，并使封堵柱41抵接射砂通道11中的芯砂。上述操作步骤目的为：在成型过程中，砂芯会受热膨胀并对上芯盒10施加包紧力，封堵柱41能够通过对射砂通道11中的芯砂施压，并抵消包紧力。在成型结束后，上芯盒10中的砂芯和上芯盒的包紧力得到平衡，防止了当打开上芯盒10时，因为砂芯热膨胀和上芯盒10顶死，进而导致损坏砂芯的情况发生。
在本实施例的技术方案中，射砂步骤和固化步骤之间还包括：对加热后的砂芯保温4min至5min。通过保温使得砂芯充分成型。
在本实施例的技术方案中，开成型模具取芯步骤包括：将上芯盒10与下芯盒20分离；以及利用成型模具的顶芯装置30使砂芯与下芯盒分离。由于在在成型时安装有封堵柱41，因此成型后砂芯不会和上芯盒10卡死，再利用下芯盒20的顶芯装置30，可以将砂芯完全取出。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (14)

1.一种航空发动机整体叶片的砂芯的成型模具，其特征在于，所述成型模具包括上芯盒(10)和下芯盒(20)，所述上芯盒(10)与所述下芯盒(20)可拆卸地连接，所述上芯盒(10)和所述下芯盒(20)之间形成适配整体叶片砂芯的外廓的模腔，所述下芯盒(20)设置有顶芯装置(30)，所述上芯盒(10)的上表面设置有射砂通道(11)，所述射砂通道(11)连接所述模腔和所述成型模具的外部，所述成型模具还包括可拆卸的安装在所述成型模具上的封堵板(40)，所述封堵板(40)具有与所述射砂通道对应的封堵柱(41)。
2.根据权利要求1所述的成型模具，其特征在于，所述成型模具还包括可拆卸的安装在所述成型模具上的射砂板(50)，所述射砂板(50)具有与所述射砂通道(11)对应并与所述射砂通道(11)适配的射砂嘴(51)。
3.根据权利要求2所述的成型模具，其特征在于，所述上芯盒(10)上设置有限位孔(12)，所述限位孔(12)内穿设有位置可调整的限位杆(13)，所述封堵板(40)和所述射砂板(50)上对应于所述限位孔(12)的位置设置有与所述限位杆(13)配合的受限杆(14)。
4.根据权利要求1所述的成型模具，其特征在于，所述下芯盒(20)设置有多个顶芯通道(21)，所述顶芯通道(21)的一端连通所述模腔，所述顶芯装置(30)包括可移动地穿设在所述多个顶芯通道(21)内的多个顶芯杆(31)，所述顶芯杆(31)具有穿设出所述模腔的第一位置和全部缩回至所述顶芯通道(21)内的第二位置。
5.根据权利要求4所述的成型模具，其特征在于，所述顶芯装置(30)还包括连接板(32)和推杆(33)，所述顶芯杆(31)的一端连接在所述连接板(32)上，所述推杆(33)驱动所述连接板(32)运动以使所述顶芯杆(31)在所述第一位置和所述第二位置之间运动。
6.根据权利要求5所述的成型模具，其特征在于，所述顶芯装置(30)还包括复位杆(34)，所述复位杆(34)的第一端连接在所述连接板(32)上，向所述复位杆(34)的第二端施力可以驱动所述连接板(32)运动，并使所述顶芯杆(31)朝向所述第二位置运动。
7.根据权利要求1所述的成型模具，其特征在于，所述成型模具还包括加热通道(60)，所述加热通道(60)设置在所述上芯盒(10)和所述下芯盒(20)的侧壁，所述加热通道(60)延伸至靠近所述模腔位置。
8.一种航空发动机整体叶片的砂芯的成型方法，其特征在于，利用权利要求1至7中任一项所述的成型模具制得整体叶片砂芯。
9.根据权利要求8所述的成型方法，其特征在于，所述成型方法包括：安装成型模具步骤、放置芯骨步骤、合置成型模具步骤、加温步骤、射砂步骤、固化步骤以及开成型模具取芯步骤。
10.根据权利要求9所述的成型方法，其特征在于，所述芯骨为合金芯骨，所述合金芯骨直径在1.3mm至1.5mm的范围内。
11.根据权利要求9所述的成型方法，其特征在于，所述加热步骤包括：加热所述成型模具达到240℃至280℃。
12.根据权利要求9所述的成型方法，其特征在于，所述射砂步骤包括：通过射砂通道(11)向所述成型模具的模腔注入芯砂，所述芯砂填充所述射砂通道(11)。
13.根据权利要求9所述的成型方法，其特征在于，所述射砂步骤和所述固化步骤之间还包括：
将所述封堵板(40)安装在所述上芯盒(10)的上端面上，并使所述封堵柱(41)抵接所述射砂通道(11)中的芯砂；
对加热后的砂芯保温4min至5min。
14.根据权利要求9中所述的成型方法，其特征在于，所述开成型模具取芯步骤包括：
将所述上芯盒(10)与所述下芯盒(20)分离；
利用所述成型模具的顶芯装置(30)使所述砂芯与所述下芯盒分离。
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