CN104690229A

CN104690229A - 一种涡喷发动机尾喷铸造技术

Info

Publication number: CN104690229A
Application number: CN201510058886.XA
Authority: CN
Inventors: 韩太栋; 孙宏伟; 潘立波; 杨晓辉; 潘立华
Original assignee: Hot Investment Casting Co Ltd Is Found In Weifang One
Current assignee: Hot Investment Casting Co Ltd Is Found In Weifang One
Priority date: 2015-02-05
Filing date: 2015-02-05
Publication date: 2015-06-10
Anticipated expiration: 2035-02-05
Also published as: CN104690229B

Abstract

本发明提供了一种涡喷发动机尾喷铸造技术，包括蜡模制备、涂料和浇注，涂料步骤中表层涂料采用锆砂硅溶胶工艺，按每千克硅溶胶加入0.2％的比例加入润湿剂，混均匀，按比例将耐火材料缓缓加入沾浆机中，耐火材料为锆英粉，其粉液比为1：4.1~4.4，粘度为32±2S，按每千克硅溶胶加入0.15％的比例加入消泡剂；背层涂料采用莫来石，硅溶胶工艺，按比例将耐火材料缓缓倒入沾浆机中，耐火材料为莫来石粉，其粉液比为1∶1.4~1.7，粘度10±1S。本发明采用整体一次铸造成型技术，有效避免了涡轮发动机尾喷铸造需要逐片铸造的繁琐，后期无需焊接，产品不变形，并且一次性铸造成型的尾喷精度高，正负偏差不超过0.13mm，强度达到950~1200MPa，经过X射线和荧光检测，产品合格率为100%。

Description

一种涡喷发动机尾喷铸造技术

技术领域

本发明涉及机械制造领域，尤其涉及一种熔模铸造技术，具体是指一种涡喷发动机尾喷铸造技术。

背景技术

为了提高航机的运载能力和续航能力，人们不断的使用各种技术，来提高航空发动机的推力，但是随着航空发动机推力的提高，不可避免的航空发动机的震动性和噪音越来越大，航机的稳定性成为了人们关注的重点，也是新一代航空人重点解决的问题。

在高速飞行的物体上，稳定性和重量是人们关注的重点，而航空发动机的尾部气流又对航机的稳定性起着决定性的作用，所以减轻机身的重量，提高气流的稳定性成为了最可行的方案，尾喷就是通过减轻重量，增加结构强度和合理结构设计来提高发动机的稳定性，同时还有效的提高了发动机的推力。

尾喷由内部喷管壁、外部喷管壁和中间叶片连接而成，叶片采用空心叶片，分上、下两层空心叶片，叶片壁厚为1.5mm，内、外喷管壁壁厚2mm，尾喷的结构中由于叶片与喷管壁面积差大，应力很大，容易产生裂纹；叶片形状复杂，成型难度大，外面的裙边成型困难，内外壁、叶片形状和裙边的形位公差要求高；采用K418材料铸造裂纹倾斜性大等问题，严重影响着尾喷铸造技术的发展。

尾喷传统的制作方案是：内、外喷管壁均分为若干片分别制作，叶片单独制作，采用焊接成型，由于尾喷形状的复杂，经过焊接后的尾喷由于局部受热会产生变形，这种传统的工艺无法满足精度要求和强度要求。

基于以上问题，在中科院的请求下，我公司投入大量研发，经过不懈努力，最终研制出一种涡喷发动机尾喷的一次性铸造成型技术，并得到了中科院的认可，以下是本技术方案的主要发明内容。

发明内容

本发明要解决的技术问题是针对现有技术所存在的不足之处，提供一种涡喷发动机尾喷铸造技术，该技术采用整体一次铸造成型技术，有效避免了涡轮发动机尾喷铸造需要逐片铸造，后期焊接后变形、尺寸精度低的弊端，并且一次性铸造成型的尾喷精度和强度较高，该技术还有效避免了裂纹的产生，大大降低了次品率的产生，同时也为航机的正常运行提供保障，满足使用要求的同时，提高了航机的稳定性、安全性和使用寿命，使用效果好。

本发明的技术解决方案是，提供如下一种涡喷发动机尾喷铸造技术，包括蜡模制备单元、涂料及利用涂料制备涂料壳制备单元和浇注单元。具体步骤如下：

1、所述蜡模制备单元的步骤如下：

（1）模具制作：采用分体压制，整体组焊的方案，首先，将产品按叶片分割成块；然后，对空心叶片采用抽芯和陶芯成型；最后，制作拨瓣蜡模焊接工装，定位叶片来满足尺寸要求；

（2）单个叶片的制备：将模具置于免缸蜡模机上，将蜡料注入模具中，向模具中注射蜡料，注射后模具保压，开模得到单个叶片；重复上述步骤，完成所需单个叶片的个数，待单个叶片冷却后，除去毛刺，待用；

（3）叶片的组合：将上述制备的单个叶片放在拨瓣蜡模焊接工装上进行焊接，形成设计为一体的蜡模拨瓣；

（4）蜡模组树的设置：采用多层加冒口来保证整体充型，采用底注的浇注方案。

2、所述涂料的备制包括表层涂料的制备和背层涂料的制备：

（1）表层涂料采用锆砂硅溶胶工艺，具体参数如下：

1）在沾浆机中加入硅溶胶，并按每千克硅溶胶加入0.2％的比例向沾浆机中加入润湿剂，混均匀；

2）将耐火材料缓缓加入沾浆机中，耐火材料为锆英粉，锆英粉与硅溶胶的重量比为4.1~4.4：1，粘度为32±2S，注意防止结块，一定将粉料分散搅开；

3）按每千克硅溶胶加入0.15％的比例加入消泡剂，混均匀；

4）等涂料基本混匀后，用流杯测定涂料粘度37~40秒合格；

（2）背层涂料采用莫来石，硅溶胶工艺，参数如下：

1）在沾浆机中加入硅溶胶，并按比例将耐火材料缓缓倒入沾浆机中，耐火材料为莫来石粉，莫来石粉与硅溶胶的重量比为1.4~1.7：1，粘度10±1S，注意防止结块，一定将粉料分散搅开；

2）等涂料基本混匀后，用流杯测定涂料粘度9~10秒合格；

（3）利用上述制备好的表层涂料和背层涂料分别制备的涂料壳：

1）表层涂料涂抹表层，背层涂料涂抹背层，其中叶片本体部位涂抹涂料5~6层，剩余部位涂抹涂料9~10层；

2）每一层涂料保证叶片及陶芯涂抹到位；

3）涂料晾干后进行脱膜处理，制得涂料壳，脱模时脱蜡釜压力达到0.6MPa，脱膜温度为158℃，脱蜡时间15分钟。

3、所述浇注单元的方法如下：

（1）将制备好的涂料壳体放入真空感应炉中，密封后抽真空，真空度为5帕以下，浇注使用真空感应炉来浇注铸件；

（2）浇注过程中，浇注温度为1500℃，模壳温度980℃，浇注完成后10分钟破真空，破空后放在保温箱冷却1小时后取出；

（3）焙烧炉的温度必须在600℃以下，才可以进行焙烧。

采用本发明的有益效果：该技术采用整体一次铸造成型技术，有效避免了涡轮发动机尾喷铸造需要逐片铸造的繁琐，后期无需焊接，产品不变形，并且一次性铸造成型的尾喷精度高，尺寸正负偏差不大于0.13mm，强度为950~1200MPa。

该技术还有效避免了裂纹的产生，经过X射线和荧光检测，产品合格率为100%，解决了本行业长期存在的焊接裂纹的技术难题，研发得到了涡喷发动机尾喷的一次性铸造成型技术，得到了中国科学院的认可，并与我方签订长期合作协议，制备的产品满足使用要求的同时，提高了航机的稳定性和安全性，使用效果好。

最大使用寿命为10000小时，装备我军靶机航空器的最大运行速度为350m/s，并具有12~20kg的运载能力，并在最大开力系数提成30%，空中减速性能增加50%，着陆滑跑距离120米以下，加速性能提升30%。

附图说明

图1为本发明所制备的涡喷发动机尾喷结构示意图。

图2为图1中A-A处的截面方向视图。

具体实施方式

为便于说明，下面结合附图对发明的涡喷发动机尾喷铸造技术做详细说明。

一种涡喷发动机尾喷铸造技术，包括蜡模制备单元、涂料及利用涂料制备涂料壳制备单元和浇注单元具体步骤如下：

1、所述蜡模制备单元的步骤如下：

（1）模具制作:

采用分体压制，整体组焊的方案：

首先，将产品按叶片的数量分割成16块；

然后，对空心叶片采用抽芯和陶芯成型；

最后，制作组焊工装，定位叶片来满足尺寸要求。

（2）单个叶片的制备：

将模具置于10吨免缸蜡模机上，蜡模制备过程中蜡箱温度为85℃，模具温度为30℃，蜡料温度58℃，合模压力6Mpa将蜡料注入模具中，向模具中注射蜡料，注射压力为3MPa，注射后模具保压时间180s，开模得到单个叶片；重复上述步骤，完成所需单个叶片的个数16个，待单个叶片冷却后，除去毛刺，待用。

值得注意的是，由于叶片形状复杂，采用陶芯和抽芯的成型方式制造，模具采用加工中心一次加工成型，尺寸精度高，材料为模具钢，强度高。

（3）叶片的组合：

将上述制备的单个叶片放在拨瓣蜡模焊接工装上进行焊接，形成设计为一体的蜡模拨瓣。

（4）蜡模组树的设置：

因为拨瓣的整体厚度仅有2mm，浇注充型困难，所以我们采用两侧或三层加冒口来保证整体充型，再加上叶片的厚度很薄，采用底注的浇注方案，从模具底部浇注，模具内的液面从底部向顶部移动，提高了平稳充型的能力，防止叶片欠铸，充型效果好。

2、所述涂料的备制包括表层涂料的制备和背层涂料的制备：

（1）表层涂料采用锆砂硅溶胶工艺，具体参数如下：

3）按每千克硅溶胶加入0.15％的比例加入消泡剂，混均匀；

4）等涂料基本混匀后，用流杯测定涂料粘度37~40秒合格；

（2）背层涂料采用莫来石，硅溶胶工艺，参数如下：

2）等涂料基本混匀后，用流杯测定涂料粘度9~10秒合格；

2）每一层涂料保证叶片及陶芯涂抹到位；

3、所述浇注单元的方法如下：

由于此产品整体壁厚只有2mm，直径400多毫米，一次成型浇注难度高，而且铸件对材料成分要求较高，故采用以下方式浇注：

（1）将制备好的涂料壳体放入真空感应炉中，密封后抽真空，真空度为5帕以下，浇注使用100公斤真空感应炉来浇注铸件；

（3）焙烧炉的温度必须在600℃以下，才可以进行焙烧；这样可以解决因陶芯膨胀而导致模壳出现裂纹等质量问题。

经过对冷却后的铸件——涡喷发动机尾铸件（尾喷）进行检测，具体如下：

1、检测项目：尾喷X射线探伤

（1）工件概况：铸件吹砂

（2）材质：K418

（3）件数：100件

（4）检测部位：整体

（5）按照ＩＭＲ/SWFCR工艺卡规定的透照方式检测

(6)探伤、验收标准HB/Z60-1996

(7)射线透照技术条件：

(8)探伤结果：

尾喷共100件射线探伤结果：合格100件，不合格0件，合格率达100%。

2、检测项目：尾喷荧光探伤

（1）材质：K418

（2）件数：100件

（3）检测部位：尾喷工件外表面100%渗透探伤

（4）探伤及验收标准：HB/Z61-72

（5）探伤技术条件：

（6）探伤结果：

尾喷共100件荧光渗透探伤结果，100件未见超标不连续性显示迹痕，产品合格率为100%。

3、尺寸检验

对说明书附图1和2中所示的铸造产品进行全尺寸检验，尺寸检验报告如下：

尾喷共100件进行全尺寸检验，100件中每件误差均为超出误差范围，满足使用要求，产品合格率为100%。

4.应用领域及范围

此产品应用在航空发动领域，是发动机的喷火部位，它决定航空发动机的动力、飞机的稳定性以及使用寿命，本发明涡喷发动机尾喷铸造技术所制备的尾喷，最大寿命可达10000小时，装备我军靶机航空器的最大运行速度为350m/s，并具有12~20kg的运载能力，并在最大开力系数提成30%，空中减速性能增加50%，着陆滑跑距离120米以下，加速性能提升30%。

在上述实施例中，对本发明的最佳实施方式做了描述，很显然，在本发明的发明构思下，仍可做出很多变化。在此，应该说明，在本发明的发明构思下所做出的任何改变都将落入本发明的保护范围内。

Claims

1.一种涡喷发动机尾喷铸造技术，其特征是：包括蜡模制备单元、涂料及利用涂料制备涂料壳制备单元和浇注单元。

2. 根据权利要求1所述的涡喷发动机尾喷铸造技术，其特征是：所述蜡模制备单元的步骤如下：

3.根据权利要求2所述的所述的涡喷发动机尾喷铸造技术，其特征是：所述涂料的备制包括表层涂料的制备和背层涂料的制备：

（1）表层涂料采用锆砂硅溶胶工艺，具体参数如下：

3）按每千克硅溶胶加入0.15％的比例加入消泡剂，混均匀；

4）等涂料基本混匀后，用流杯测定涂料粘度37~40秒合格；

（2）背层涂料采用莫来石，硅溶胶工艺，参数如下：

2）等涂料基本混匀后，用流杯测定涂料粘度9~10秒合格；

2）每一层涂料保证叶片及陶芯涂抹到位；

4.根据权利要求3所述的涡喷发动机尾喷铸造技术，其特征是：所述浇注单元的方法如下：

（3）焙烧炉的温度必须在600℃以下，才可以进行焙烧。

5.根据权利要求1或4所述的所述的涡喷发动机尾喷铸造技术，其特征是：所述制备的涡喷发动机尾喷强度为950~1200MPa。

6.根据权利要求5所述的所述的涡喷发动机尾喷铸造技术，其特征是：所述制备的涡喷发动机尾喷使用寿命为10000小时。

7.根据权利要求6所述的所述的涡喷发动机尾喷铸造技术，其特征是：所述制备的涡喷发动机尾喷形位尺寸A1~A6的正负偏差不大于0.13mm。