CN105382204B - 用于航空发动机的封闭内腔结构及航空发动机 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种用于航空发动机的封闭内腔结构及航空发动机。用于航空发动机的封闭内腔结构，包括通过芯盒腔体预先制作并用于填充在现浇封闭内腔铸件内腔的封闭腔砂芯以及围合于封闭腔砂芯外并用于现浇封闭内腔铸件浇注成型的砂型组件；封闭腔砂芯与砂型组件之间设有用于将封闭腔砂芯与砂型组件相互锁紧定位并将封闭腔砂芯由于受热产生的气体排出至砂型组件外的锁紧排气机构。本发明用于航空发动机的封闭内腔结构，采用封闭腔砂芯定位以及排气的结构设置，将封闭腔砂芯锁紧固定，解决了封闭腔砂芯浇注充型时的上浮问题，确保了铸件尺寸符合性；同时通过此装置形成了封闭腔砂芯的排气通道，减少了铸件气孔缺陷，提高了铸件冶金质量。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机结构技术领域，特别地，涉及一种用于航空发动机的封闭内腔结构。此外，本发明还涉及一种包括上述用于航空发动机的封闭内腔结构的航空发动机。
背景技术
新型航空发动机的复杂镁、铝合金铸件常设计有封闭内腔结构，封闭腔砂芯在铸件浇注充型过程中，由于受金属液充型浮力的影响，砂芯存在上浮现象，造成铸件尺寸偏差，尤其采用反压铸造时更为明显。同时，封闭腔砂芯常使用树脂等材料做为粘结剂，这些材料在浇注时遇高温合金液容易发气，当气体排出受阻时将使铸件产生气孔缺陷。
在此类铸件的工艺方案设计中，通常在封闭内腔开设工艺孔进行定位和排气，工艺孔的出口可作为砂芯高度、中心和角向的定位基准和排气通道，但当金属液充型浮力大于砂芯自重时，砂芯仍会上浮；工艺孔出口在浇注时金属液通过缝隙进入工艺孔出口会堵塞排气通道，影响排气效果。
发明内容
本发明提供了一种用于航空发动机的封闭内腔结构及航空发动机，以解决现有封闭腔砂芯在铸件浇注工艺中，当金属液充型浮力大于砂芯自重时，砂芯仍会上浮的技术问题。
根据本发明的一个方面，提供一种用于航空发动机的封闭内腔结构，包括通过芯盒腔体预先制作并用于填充在现浇封闭内腔铸件内腔的封闭腔砂芯以及围合于封闭腔砂芯外并用于现浇封闭内腔铸件浇注成型的砂型组件；封闭腔砂芯与砂型组件之间设有用于将封闭腔砂芯与砂型组件相互锁紧定位并将封闭腔砂芯由于受热产生的气体排出至砂型组件外的锁紧排气机构。
进一步地，锁紧排气机构包括开设于现浇封闭内腔铸件的工艺孔、嵌固在封闭腔砂芯内并封盖于工艺孔上的定位块、开设于砂型组件上的第一装配孔以及用于将封闭腔砂芯与砂型组件锁紧的锁紧杆；定位块上开设有第一排气孔和第二装配孔，锁紧杆同时装配于第一装配孔和第二装配孔内；锁紧杆上沿锁紧杆的轴向开设有第二排气孔；第一排气孔、工艺孔、第二排气孔三者贯通，形成从封闭腔砂芯到砂型组件外的排气通道。
进一步地，第一排气孔、第一装配孔、第二装配孔、第二排气孔以及工艺孔同轴布置。
进一步地，锁紧杆包括螺杆和螺头；螺杆与第一装配孔和第二装配孔相匹配；砂型组件上开设有与螺头相匹配的螺头容纳槽。
进一步地，排气通道内设有用于临时保持排气通道畅通并可从排气通道内拆除的通道填充线。
进一步地，砂型组件包括预制的上砂型以及预制的下砂型；上砂型从封闭腔砂芯的上部扣合，下砂型从封闭腔砂芯的下部扣合，形成由上砂型与下砂型相对扣合并将封闭腔砂芯扣合于上砂型与下砂型之间的腔体内的组合结构，上砂型与下砂型贴合形成分型面，上砂型与封闭腔砂芯之间以及下砂型与封闭腔砂芯之间形成用于现浇现浇封闭内腔铸件的浇注腔。
进一步地，封闭腔砂芯与上砂型通过锁紧排气机构锁紧并将封闭腔砂芯由于受热产生的气体从上砂型排放至上砂型外；或者封闭腔砂芯与下砂型通过锁紧排气机构锁紧并将封闭腔砂芯由于受热产生的气体从下砂型排放至下砂型外。
进一步地，芯盒的内壁面上开设有用于定位块定位以使定位块嵌固在封闭腔砂芯内的固定位置的定位孔。
进一步地，定位块包括上翼缘板、腹板以及下翼缘板；上翼缘板与腹板之间采用弧形过渡面；下翼缘板与腹板的连接部位呈阶梯状布置。
根据本发明的另一方面，还提供了一种航空发动机，其包括上述用于航空发动机的封闭内腔结构。
本发明具有以下有益效果：
本发明用于航空发动机的封闭内腔结构，采用封闭腔砂芯定位以及排气的结构设置，将封闭腔砂芯锁紧固定，解决了封闭腔砂芯浇注充型时的上浮问题，确保了铸件尺寸符合性；同时通过此装置形成了封闭腔砂芯的排气通道，减少了铸件气孔缺陷，提高了铸件冶金质量。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的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是本发明优选实施例的用于航空发动机的封闭内腔结构的结构示意图；
图2是本发明优选实施例的芯盒制作封闭腔砂芯的结构示意图；
图3是本发明优选实施例的砂型组件的结构示意图；
图4是本发明优选实施例的定位块的结构示意图；
图5是本发明优选实施例的锁紧杆的结构示意图。
图例说明：
1、芯盒；101、定位孔；2、封闭腔砂芯；3、砂型组件；301、上砂型；302、下砂型；303、分型面；4、锁紧排气机构；401、工艺孔；402、定位块；4021、第一排气孔；4022、第二装配孔；4023、上翼缘板；4024、腹板；4025、下翼缘板；403、第一装配孔；404、锁紧杆；4041、第二排气孔；4042、螺杆；4043、螺头；5、螺头容纳槽；6、通道填充线；7、现浇封闭内腔铸件。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。
图1是本发明优选实施例的用于航空发动机的封闭内腔结构的结构示意图；图2是本发明优选实施例的芯盒制作封闭腔砂芯的结构示意图；图3是本发明优选实施例的砂型组件的结构示意图；图4是本发明优选实施例的定位块的结构示意图；图5是本发明优选实施例的锁紧杆的结构示意图。
如图1和图2所示，本实施例的用于航空发动机的封闭内腔结构，包括通过芯盒1腔体预先制作并用于填充在现浇封闭内腔铸件7内腔的封闭腔砂芯2以及围合于封闭腔砂芯2外并用于现浇封闭内腔铸件7浇注成型的砂型组件3；封闭腔砂芯2与砂型组件3之间设有用于将封闭腔砂芯2与砂型组件3相互锁紧定位并将封闭腔砂芯2由于受热产生的气体排出至砂型组件3外的锁紧排气机构4。本发明用于航空发动机的封闭内腔结构，采用封闭腔砂芯定位以及排气的结构设置，将封闭腔砂芯锁紧固定，解决了封闭腔砂芯浇注充型时的上浮问题，确保了铸件尺寸符合性；同时通过此装置形成了封闭腔砂芯的排气通道，减少了铸件气孔缺陷，提高了铸件冶金质量。芯盒1制作嵌固有定位块402的封闭腔砂芯2，将成型后的封闭腔砂芯2从芯盒1内脱出。
如图1、图2、图3、图4和图5所示，本实施例中，锁紧排气机构4包括开设于现浇封闭内腔铸件7的工艺孔401、嵌固在封闭腔砂芯2内并封盖于工艺孔401上的定位块402、开设于砂型组件3上的第一装配孔403以及用于将封闭腔砂芯2与砂型组件3锁紧的锁紧杆404。定位块402上开设有第一排气孔4021和第二装配孔4022。锁紧杆404同时装配于第一装配孔403和第二装配孔4022内。锁紧杆404上沿锁紧杆404的轴向开设有第二排气孔4041。第一排气孔4021、工艺孔401、第二排气孔4041三者贯通，形成从封闭腔砂芯2到砂型组件3外的排气通道。可选地，定位块402直接装配于工艺孔401上。可选地，定位块402直接装配于工艺孔401周边的定位槽内。
如图1、图2、图3、图4和图5所示，本实施例中，第一排气孔4021、第一装配孔403、第二装配孔4022、第二排气孔4041以及工艺孔401同轴布置。
如图1、图2、图3、图4和图5所示，本实施例中，锁紧杆404包括螺杆4042和螺头4043。螺杆4042与第一装配孔403和第二装配孔4022相匹配。砂型组件3上开设有与螺头4043相匹配的螺头容纳槽5。
如图1、图2、图3、图4和图5所示，本实施例中，排气通道内设有用于临时保持排气通道畅通并可从排气通道内拆除的通道填充线6。能够在封闭内腔结构拼装使用时将通道填充线6拆除，以形成畅通的排气通道，从而解决工艺孔出口在浇注时金属液通过缝隙进入工艺孔出口会堵塞排气通道，影响排气效果的问题。
如图1和图3所示，本实施例中，砂型组件3包括预制的上砂型301以及预制的下砂型302。上砂型301从封闭腔砂芯2的上部扣合，下砂型302从封闭腔砂芯2的下部扣合，形成由上砂型301与下砂型302相对扣合并将封闭腔砂芯2扣合于上砂型301与下砂型302之间的腔体内的组合结构。上砂型301与下砂型302贴合形成分型面303。上砂型301与封闭腔砂芯2之间以及下砂型302与封闭腔砂芯2之间形成用于现浇现浇封闭内腔铸件7的浇注腔。
如图1、图2、图3、图4和图5所示，本实施例中，可选地，本实施例中，封闭腔砂芯2与上砂型301通过锁紧排气机构4锁紧并将封闭腔砂芯2由于受热产生的气体从上砂型301排放至上砂型301外。可选地，封闭腔砂芯2与下砂型302通过锁紧排气机构4锁紧并将封闭腔砂芯2由于受热产生的气体从下砂型302排放至下砂型302外。
如图2所示，本实施例中，芯盒1的内壁面上开设有用于定位块402定位以使定位块402嵌固在封闭腔砂芯2内的固定位置的定位孔101。
如图1、图2和图4所示，本实施例中，定位块402包括上翼缘板4023、腹板4024以及下翼缘板4025。上翼缘板4023与腹板4024之间采用弧形过渡面。下翼缘板4025与腹板4024的连接部位呈阶梯状布置。
本实施例的航空发动机，包括上述用于航空发动机的封闭内腔结构。
实施时，提高一种封闭腔砂芯锁紧定位和排气装置，利用铸件封闭内腔开设的工艺孔401(工艺孔401的位置和数量根据铸件结构确定)设置定位以及排气构造，为保证封闭腔砂芯2的稳定性，工艺孔401数量一般不少于三个，封闭内腔任意一个工艺孔401，如图3所示。封闭腔砂芯2的定位和排气采用定位块402和锁紧杆404等。定位块402设计有定位台，起砂芯定位、支撑和固定作用。锁紧杆404设计有螺杆4042部分和锁紧孔(第二排气孔4041)，与定位块402的螺孔(第二装配孔4022)，起砂芯锁紧作用。定位块402和锁紧杆轴向中心均设有排气孔(第一排气孔4021和第二排气孔4041)，起制作和形成砂芯排气通道作用，如图1和图2所示。制作砂芯：芯盒1的定位孔101底部开设通孔，将定位块402放在芯盒1的定位孔101中，从定位孔101和定位块402的第一排气孔4021中穿入若干条塑料线(通道填充线6)分布于芯盒1不同位置，然后填砂制芯(封闭腔砂芯2)。封闭腔砂芯2取模前，从芯盒1底部抽出塑料线(通道填充线6)制作出排气通道，如图1、2所示。组合砂芯：将封闭腔砂芯2内的定位块402放置于下砂型302的定位孔101内，从下砂型302底部设计的通道(第一装配孔403)装入锁紧杆404，将锁紧杆404的螺杆4042部分旋入定位块402的螺孔(第二装配孔4022)内，利用螺纹连接锁紧固定封闭腔砂芯2。采用封闭腔砂芯定位/排气装置，将砂芯锁紧固定，解决了封闭腔砂芯浇注充型时的上浮问题，确保了铸件尺寸符合性；同时通过此装置还可制作出封闭腔砂芯的排气通道，减少了铸件气孔缺陷，提高了铸件冶金质量。如图1-5所示，本实施方式中，在芯盒1中装好定位块402和塑料线(通道填充线6)填砂制作封闭腔砂芯2，抽出塑料线(通道填充线6)形成封闭腔砂芯2的排气通道，封闭腔砂芯2组合到下砂型302上，采用锁紧杆404对封闭腔砂芯2进行锁紧固定。
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 (9)
1.一种用于航空发动机的封闭内腔结构，其特征在于，
包括通过芯盒(1)腔体预先制作并用于填充在现浇封闭内腔铸件(7)内腔的封闭腔砂芯(2)以及围合于所述封闭腔砂芯(2)外并用于所述现浇封闭内腔铸件(7)浇注成型的砂型组件(3)；
所述封闭腔砂芯(2)与所述砂型组件(3)之间设有用于将所述封闭腔砂芯(2)与所述砂型组件(3)相互锁紧定位并将所述封闭腔砂芯(2)由于受热产生的气体排出至所述砂型组件(3)外的锁紧排气机构(4)；
所述锁紧排气机构(4)包括开设于所述现浇封闭内腔铸件(7)的工艺孔(401)、嵌固在封闭腔砂芯(2)内并封盖于所述工艺孔(401)上的定位块(402)、开设于所述砂型组件(3)上的第一装配孔(403)以及用于将所述封闭腔砂芯(2)与所述砂型组件(3)锁紧的锁紧杆(404)；
所述定位块(402)上开设有第一排气孔(4021)和第二装配孔(4022)，
所述锁紧杆(404)同时装配于所述第一装配孔(403)和所述第二装配孔(4022)内；
所述锁紧杆(404)上沿所述锁紧杆(404)的轴向开设有第二排气孔(4041)；
所述第一排气孔(4021)、所述工艺孔(401)、所述第二排气孔(4041)三者贯通，
形成从所述封闭腔砂芯(2)到所述砂型组件(3)外的排气通道。
2.根据权利要求1所述的用于航空发动机的封闭内腔结构，其特征在于，
所述第一排气孔(4021)、所述第一装配孔(403)、所述第二装配孔(4022)、所述第二排气孔(4041)以及所述工艺孔(401)同轴布置。
3.根据权利要求2所述的用于航空发动机的封闭内腔结构，其特征在于，
所述锁紧杆(404)包括螺杆(4042)和螺头(4043)；
所述螺杆(4042)与所述第一装配孔(403)和所述第二装配孔(4022)相匹配；
所述砂型组件(3)上开设有与所述螺头(4043)相匹配的螺头容纳槽(5)。
4.根据权利要求1所述的用于航空发动机的封闭内腔结构，其特征在于，
所述排气通道内设有用于临时保持排气通道畅通并可从排气通道内拆除的通道填充线(6)。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的用于航空发动机的封闭内腔结构，其特征在于，
所述砂型组件(3)包括预制的上砂型(301)以及预制的下砂型(302)；
所述上砂型(301)从所述封闭腔砂芯(2)的上部扣合，所述下砂型(302)从所述封闭腔砂芯(2)的下部扣合，形成由所述上砂型(301)与所述下砂型(302)相对扣合并将所述封闭腔砂芯(2)扣合于所述上砂型(301)与所述下砂型(302)之间的腔体内的组合结构，
所述上砂型(301)与所述下砂型(302)贴合形成分型面(303)，
所述上砂型(301)与所述封闭腔砂芯(2)之间以及所述下砂型(302)与所述封闭腔砂芯(2)之间形成用于现浇所述现浇封闭内腔铸件(7)的浇注腔。
6.根据权利要求5所述的用于航空发动机的封闭内腔结构，其特征在于，
所述封闭腔砂芯(2)与所述上砂型(301)通过所述锁紧排气机构(4)锁紧并将所述封闭腔砂芯(2)由于受热产生的气体从所述上砂型(301)排放至所述上砂型(301)外；或者
所述封闭腔砂芯(2)与所述下砂型(302)通过所述锁紧排气机构(4)锁紧并将所述封闭腔砂芯(2)由于受热产生的气体从所述下砂型(302)排放至所述下砂型(302)外。
7.根据权利要求1至4中任一项所述的用于航空发动机的封闭内腔结构，其特征在于，
所述芯盒(1)的内壁面上开设有用于所述定位块(402)定位以使所述定位块(402)嵌固在所述封闭腔砂芯(2)内的固定位置的定位孔(101)。
8.根据权利要求1至4中任一项所述的用于航空发动机的封闭内腔结构，其特征在于，
所述定位块(402)包括上翼缘板(4023)、腹板(4024)以及下翼缘板(4025)；
所述上翼缘板(4023)与所述腹板(4024)之间采用弧形过渡面；
所述下翼缘板(4025)与所述腹板(4024)的连接部位呈阶梯状布置。
9.一种航空发动机，其特征在于，包括权利要求1至8中任一项所述的用于航空发动机的封闭内腔结构。
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Address after: 412002 Dong Jiaduan, Zhuzhou, Hunan Patentee after: China Hangfa South Industrial Co. Ltd. Address before: 412002 Dong Jiaduan, Zhuzhou, Hunan Patentee before: China Southern Airlines Industry (Group) Co., Ltd. |
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| CP01 | Change in the name or title of a patent holder |