CN107794359A - 一种高效的航空发动机叶片热处理架 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高效的航空发动机叶片热处理架，属于热处理技术领域，其包括主体框架、支撑框架以及网格层；主体框架为若干立柱和若干横梁相互连接构成的四方体框架；立柱的外周面沿轴向开设有若干等距离的沟槽；支撑框架呈长方形，其通过沟槽可拆卸地安装在立柱上，并与主体框架的底面平行设置；网格层包括若干第一网格棒和若干第二网格棒；第一网格棒和第二网格棒均可拆卸地安装在支撑框架上，并围成若干用于放置航空发动机叶片且大小可调的网格；本发明解决了现有航空发动机叶片热处理技术存在的热处理效果差、热处理效率低、炉膛利用率低以及增加叶片制作成本的问题。

Description

一种高效的航空发动机叶片热处理架

技术领域

本发明涉及热处理技术领域，特别是一种高效的航空发动机叶片热处理架。

背景技术

高温镍基合金由于具有较高的承温能力、良好的环境使用性能和优异的力学性能，早在上个世纪80年代初，就成为先进航空涡轮发动机叶片的最佳制备材料之一。要提高航空发动机的推重比，提高发动机涡轮进口温度是重要手段之一，这就对发动机涡轮工作叶片的承温能力的要求越来越高，这要求工作叶片材料必须合金化。在叶片凝固成形的过程中，由于存在溶质再分配，铸态组织的枝晶间会富集Al、Ti和Ta等γ′相形成元素，而在枝晶内部会富集Re、W、Mo和Ta等γ相形成元素。铸态组织的局部合金化程度偏低将导致叶片力学性能和使用性能变差；而组织的另外一些区域合金化程度偏高，这会促使脆性相的析出，使叶片的性能难以达到设计的要求。要消除成分的不均性必须对叶片进行进行热处理。

叶片的热处理工艺通常包括固溶热处理和时效热处理。固溶处理是将铸态组织中的粗大的γ′相和(γ+γ′)共晶全部或大部分固溶，通过原子的扩散和相变，提高成分和组织的均匀性，在随后的冷却过程中析出均匀细小的γ′相。叶片的时效处理的主要目的是获得合适的基体γ相和γ′沉淀相。γ′沉淀相是强化相，它的体积分数、形状、尺寸和分布等对叶片的力学性能都有重要的影响。改变热处理工艺能不同程度地调整和改变合金γ′沉淀相的体积分数、形状、尺寸和分布，从而达到调控叶片力学性能的目的。

航空发动机叶片厂家往往会成批地生产叶片，对这些叶片的热处理极为讲究。如果把叶片一个一个地进行热处理，这样会大大地增加热处理的时间和能耗，严重降低叶片的生产效率和大幅度增加叶片的制造成本；如果把批量的航空发动机叶片一起热处理，如果没有专门的热处理架，就堆放在一起，这样表层的叶片和心部的叶片升温速率不一致，达到热处理最高温度的时间和保温时间的不一致，这将导致表层和心部叶片的热处理组织不一样；如果把叶片一个一个地均匀平放在炉膛的底部，热处理时，炉膛的空间利用率低，这样也会降低热处理效率，并且在高温下，炉膛材质的原子和叶片材料的原子可以发生互扩散，从而影响叶片材料的成分和组织。因此，有必要提供一种专门的热处理架构，解决上述航空发动机叶片热处理过程中遇到的难题。

发明内容

本发明的发明目的是，针对上述问题，提供一种高效的航空发动机叶片热处理架，用于解决现有航空发动机叶片热处理技术存在的热处理效果差、热处理效率低、炉膛利用率低以及增加叶片制作成本的问题。

为达到上述目的，本发明所采用的技术方案是：

一种高效的航空发动机叶片热处理架，包括：

主体框架，其为若干立柱和若干横梁相互连接构成的四方体框架；所述立柱的外周面沿轴向开设有若干等距离的沟槽；

支撑框架，呈长方形，其通过所述沟槽可拆卸地安装在所述立柱上，并与所述主体框架的底面平行设置；以及，

网格层，其包括若干第一网格棒和若干第二网格棒；所述第一网格棒和所述第二网格棒均可拆卸地安装在所述支撑框架上，并围成若干用于放置航空发动机叶片且大小可调的网格。

优选地，所述主体框架为四根立柱和八根横梁相互连接构成的长方体框架；四根所述立柱的外周面均设有所述沟槽。这样设置，使得所述主体框架获得简单而稳定的结构，便于节约制作成本以及方便操作。

优选地，所述支撑框架包括两沟槽棒和两凹槽棒；两所述沟槽棒平行设置，并通过所述沟槽可拆卸地安装在所述立柱上；所述沟槽棒的两端均设有横截面沿轴向逐渐放大的圆台，所述圆台的小径端贴设于所述沟槽的外缘；两所述凹槽棒平行设置，并横跨设置于两所述沟槽棒的圆台上；所述凹槽棒的两端均开设有凹槽，并通过所述凹槽与所述立柱的外周面相配合。这样设置，使得所述支撑框架的安装及拆卸变得十分灵活，便于所述支撑框架进行拆装，在一定程度上提高了热处理的效率；所述圆台和所述凹槽的设置，确保了支撑框架结构的稳定性；同时，所述支撑框架结构简单，且不需要任何其他固定件进行固定，有效地节约了材料，降低了制作成本。

优选地，所述沟槽棒的直径与所述沟槽的大小相匹配。这样设置，便于将所述沟槽棒安装到所述沟槽内；同时，避免所述沟槽棒在使用过程中出现松动的情形。

优选地，所述凹槽为弧面凹槽，其直径与所述立柱的直径相同。这样设置，便于所述凹槽贴合所述立柱，有效地防止所述凹槽棒沿轴向移动。

优选地，所述第一网格棒与所述沟槽棒垂直设置，所述第二网格棒与所述沟槽棒平行设置；所述第一网格棒和所述第二网格棒的两端均设有限位拱；所述第一网格棒通过所述限位拱可拆卸地安装在所述沟槽棒上；所述第二网格棒通过所述限位拱可拆卸地安装在所述凹槽棒上。这样设置，便于所述第一网格棒以及所述第二网格棒的安装与拆卸；同时，可以防止所述第一网格棒以及所述第二网格棒沿轴向移动，有效地提高了网格结构的稳定性。

优选地，所述限位拱的内径、所述沟槽棒的直径以及所述凹槽棒的直径均相同。这样设置，使得所述限位拱与所述沟槽棒以及所述凹槽棒稳定连接，避免出现连接松动的情形，进一步提高了网格结构的稳定性。

优选地，所述第一网格棒和所述第二网格棒分别于所述限位拱的一侧开设有限位孔。这样设置，使用时，可以通过螺栓或者高温合金丝穿过所述限位孔，并将用于放置航空发动机叶片的两根所述第一网格棒或所述第二网格棒进行固定，进一步提高了网格结构的稳定性。

由于采用上述技术方案，本发明具有以下有益效果：

1.本发明于主体框架的立柱上设置了沟槽，支撑框架可拆卸安装在沟槽内，用于放置航空发动机叶片的网格层则可拆卸安装在支撑框架上。本发明使用的时候，可以在主体框架内安装多个支撑框架，每一支撑框架对应安装一个网格层；相邻两个网格层之间的距离由航空发动机叶片的长度确定；每个网格层上可以放置多个航空发动机叶片；这样，主体框架内的所有航空发动机叶片在热处理过程中，其升温速率、达到热处理最高温度的时间以及保温时间几乎一致，使得航空发动机叶片的热处理组织基本一致，有效地提高了热处理的效果；同时，提高了热处理的效率，降低了航空发动机叶片的制作成本；另外，由于网格层由上至下分层设置，因此，大大提高了热处理炉的空间利用率；本发明具有良好的推广意义。

2.本发明的网格层包括若干第一网格棒和若干第二网格棒，第一网格棒和第二网格棒围成大小可调的网格，使得本发明可适用于各种尺寸大小的航空发动机叶片；其中，第一网格棒和第二网格棒的两端均设有限位拱，一方面便于第一网格棒以及第二网格棒拆装，另一方面可以防止第一网格棒以及第二网格棒沿轴向移动，提高网格结构的稳定性。当需要调节网格的大小时，只需要将第一网格棒及第二网格棒沿径向方向移动适当的距离即可，结构简单，使用方便。另外，第一网格棒以及第二网格棒于限位拱的一侧均设有限位孔，进一步提高了网格结构的稳定性。

3.本发明的支撑框架由两沟槽棒和两凹槽棒搭建而成，使得支撑框架的拆装变得十分灵活，在一定程度上提高了热处理的效率，具有良好的实用性。沟槽棒的两端设有圆台，而凹槽棒的两端则设有凹槽；凹槽棒置于圆台上，并在圆台的作用下使得凹槽恰好与立柱的外周面贴合，而不需要其他任何固定件进行固定，确保了支撑框架结构的稳定性，同时，有效地节约了材料，降低了制作成本。

附图说明

图1是本发明的工作原理图；

图2是图1中A处的放大图；

图3是图2的侧视图；

图4是本发明的沟槽棒的结构示意图；

图5是本发明的凹槽棒的结构示意图；

图6是本发明的第二网格棒的结构示意图；

图7是航空发动机叶片的结构示意图；

图中主要元件符号说明如下：

1-主体框架、2-横梁、3-立柱、4-沟槽、5-支撑框架、6-沟槽棒、7-圆台、8-凹槽棒、9-凹槽、10-网格层、11-第一网格棒、12-第二网格棒、13-限位拱、14-限位孔、15-航空发动机叶片、16-叶身、17-凸肩、18-榫头。

具体实施方式

以下结合附图对发明的具体实施进一步说明。

如图1所示，一种高效的航空发动机叶片热处理架包括主体框架1、支撑框架5以及网格层10。

如图1、2、3所示，主体框架1为若干立柱3和若干横梁2相互连接构成的四方体框架，立柱3的外周面沿轴向开设有若干等距离的沟槽4。本实施例中，主体框架1为四根立柱3和八根横梁2相互连接构成的长方体框架，使得主体框架1获得简单而稳定的结构，便于节约制作成本以及方便操作。四根立柱3的外周面均设有沟槽4，其中，每根立柱3设有二十二个沟槽4。

如图1、4、5所示，支撑框架5呈长方形，其通过沟槽4可拆卸地安装在立柱3上，并与主体框架1的底面平行设置。支撑框架5包括两沟槽棒6和两凹槽棒8，两沟槽棒6平行设置，并通过沟槽4可拆卸地安装在立柱3上。优选地，沟槽棒6的直径与沟槽4的大小相匹配，便于将沟槽棒6安装到沟槽4内，同时，避免沟槽棒6在使用过程中出现松动的情形。沟槽棒6的两端均设有横截面沿轴向逐渐放大的圆台7，圆台7的小径端贴设于沟槽4的外缘。两凹槽棒8平行设置，并横跨设置于两沟槽棒6的圆台7上。凹槽棒8的两端均开设有凹槽9，并通过凹槽9与立柱3的外周面相配合。优选地，凹槽9为弧面凹槽，其直径与立柱3的直径相同，便于凹槽9贴合立柱3，有效地防止凹槽棒8沿轴向移动。支撑框架5由沟槽棒6和凹槽棒8搭建而成，使得支撑框架5的安装及拆卸变得十分灵活，便于支撑框架5进行拆装，在一定程度上提高了热处理的效率；圆台7和凹槽9的设置，确保了支撑框架5结构的稳定性；同时，支撑框架5结构简单，且不需要任何其他固定件进行固定，有效地节约了材料，降低了制作成本。

如图1、6所示，网格层10包括若干第一网格棒11和若干第二网格棒12，第一网格棒11和第二网格棒12均可拆卸地安装在支撑框架5上，并围成若干用于放置航空发动机叶片15且大小可调的网格。本实施例中，第一网格棒11的数量为七根，第二网格棒12的数量为十根。第一网格棒11与沟槽棒6垂直设置，第二网格棒12与沟槽棒6平行设置。第一网格棒11和第二网格棒12的两端均设有限位拱13，第一网格棒11通过限位拱13可拆卸地安装在沟槽棒6上，第二网格棒12通过限位拱13可拆卸地安装在凹槽棒8上。这样设置，便于第一网格棒11以及第二网格棒12的安装与拆卸；同时，可以防止第一网格棒11以及第二网格棒12沿轴向移动，有效地提高了网格结构的稳定性。限位拱13的内径、沟槽棒6的直径以及凹槽棒8的直径均相同，使得限位拱13与沟槽棒6以及凹槽棒8稳定连接，避免出现连接松动的情形，进一步提高了网格结构的稳定性。第一网格棒11和第二网格棒12分别于限位拱13的一侧开设有限位孔14。使用时，可以通过螺栓或者高温合金丝穿过限位孔14，将用于放置航空发动机叶片15的两根第一网格棒11或第二网格棒12进行固定，进一步提高了网格结构的稳定性。

如图1、7所示，本发明的使用步骤如下：首先，将两根沟槽棒6放置在沟槽4内，两根沟槽棒6分别位于主体框架1的相对两侧，并位于同一水平高度；然后，将七根第一网格棒11顺序地放置到沟槽棒6上，第一网格棒11的两端分别通过限位拱13与沟槽棒6可拆卸连接；七根第一网格棒11均与沟槽棒6垂直设置，相邻两根第一网格棒11的间距大于航空发动机叶片15的叶身16的横截面尺寸，但小于航空发动机叶片15的凸肩17的尺寸；接着，用螺栓穿过第一网格棒11两端的限位孔14，将要放置航空发动机叶片15的两根第一网格棒11的距离固定；接着，将凹槽棒8放置到沟槽棒6两端的圆台7上，并让凹槽9贴合立柱3，防止凹槽棒8沿轴向移动；接着，将十根第二网格棒12放置到凹槽棒8上，其放置方法和距离固定方法和第一网格棒11一致；最后，拿住航空发动机叶片15的榫头18，叶身16朝下，让叶身16从上到下穿过网格，使航空发动机叶片15放置到网格上。当该层网格用完后，再在该层的上面构建另一层网格层10，直到整个航空发动机叶片热处理架的空间被利用完。相邻两层网格层10之间的距离由航空发动机叶片15的长度确定。

本发明可以在主体框架1上安装多个支撑框架5，每一支撑框架5对应安装一个网格层10，每个网格层10上可以放置多个航空发动机叶片15；这样，主体框架1内的所有航空发动机叶片15在热处理过程中，其升温速率、达到热处理最高温度的时间以及保温时间几乎一致，使得航空发动机叶片15的热处理组织基本一致，有效地提高了热处理的效果；同时，提高了热处理的效率，降低了航空发动机叶片15的制作成本；另外，由于网格层10由上至下分层设置，因此，大大提高了热处理炉的空间利用率。综上所述，本发明能够有效地解决现有航空发动机叶片热处理技术存在的热处理效果差、热处理效率低、炉膛利用率低以及增加叶片制作成本的问题，本发明具有良好的推广意义。

上述说明是针对本发明较佳可行实施例的详细说明，但实施例并非用以限定本发明的专利申请范围，凡本发明所提示的技术精神下所完成的同等变化或修饰变更，均应属于本发明所涵盖专利范围。

Claims (8)

1.一种高效的航空发动机叶片热处理架，其特征在于，包括：

主体框架，其为若干立柱和若干横梁相互连接构成的四方体框架；所述立柱的外周面沿轴向开设有若干等距离的沟槽；

支撑框架，呈长方形，其通过所述沟槽可拆卸地安装在所述立柱上，并与所述主体框架的底面平行设置；以及，

网格层，其包括若干第一网格棒和若干第二网格棒；所述第一网格棒和所述第二网格棒均可拆卸地安装在所述支撑框架上，并围成若干用于放置航空发动机叶片且大小可调的网格。

2.根据权利要求1所述的一种高效的航空发动机叶片热处理架，其特征在于：所述主体框架为四根立柱和八根横梁相互连接构成的长方体框架；四根所述立柱的外周面均设有所述沟槽。

3.根据权利要求2所述的一种高效的航空发动机叶片热处理架，其特征在于：所述支撑框架包括两沟槽棒和两凹槽棒；两所述沟槽棒平行设置，并通过所述沟槽可拆卸地安装在所述立柱上；所述沟槽棒的两端均设有横截面沿轴向逐渐放大的圆台，所述圆台的小径端贴设于所述沟槽的外缘；两所述凹槽棒平行设置，并横跨设置于两所述沟槽棒的圆台上；所述凹槽棒的两端均开设有凹槽，并通过所述凹槽与所述立柱的外周面相配合。

4.根据权利要求3所述的一种高效的航空发动机叶片热处理架，其特征在于：所述沟槽棒的直径与所述沟槽的大小相匹配。

5.根据权利要求3所述的一种高效的航空发动机叶片热处理架，其特征在于：所述凹槽为弧面凹槽，其直径与所述立柱的直径相同。

6.根据权利要求3所述的一种高效的航空发动机叶片热处理架，其特征在于：所述第一网格棒与所述沟槽棒垂直设置，所述第二网格棒与所述沟槽棒平行设置；所述第一网格棒和所述第二网格棒的两端均设有限位拱；所述第一网格棒通过所述限位拱可拆卸地安装在所述沟槽棒上；所述第二网格棒通过所述限位拱可拆卸地安装在所述凹槽棒上。

7.根据权利要求6所述的一种高效的航空发动机叶片热处理架，其特征在于：所述限位拱的内径、所述沟槽棒的直径以及所述凹槽棒的直径均相同。

8.根据权利要求6所述的一种高效的航空发动机叶片热处理架，其特征在于：所述第一网格棒和所述第二网格棒分别于所述限位拱的一侧开设有限位孔。