CN111971134B

CN111971134B - 用于金属铸造航空部件的型芯

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Publication number: CN111971134B
Application number: CN201980025474.2A
Authority: CN
Inventors: 阿德里安·伯纳德·文森特·罗林格; 拉姆齐·博利; 恩加迪亚·塔哈·尼娜; 阿兰·勒赫加拉特; 罗曼·皮埃尔·卡里欧; 戴维·格兰奇; 迪迪埃·莫里斯·马索·盖尔什
Original assignee: Safran SA
Current assignee: Safran SA
Priority date: 2018-04-13
Filing date: 2019-04-12
Publication date: 2023-05-12
Anticipated expiration: 2039-04-12
Also published as: FR3080051B1; CA3097010A1; US11618071B2; CN111971134A; BR112020020820B1; US20210138533A1; BR112020020820A2; EP3774116A1; FR3080051A1; WO2019197791A1; JP2021521011A

Abstract

本发明涉及一种用于铸造例如涡轮叶片的航空部件的型芯，该型芯用于被布置在由铸模限定的内壳体中，该型芯包括用于形成涡轮叶片的内部形状的主体(13)；冲击部(15)，其设置在主体(13)外围的至少一部分上以便在用流体填充内壳体时使流体射流中断，冲击部(15)包括顶部(17)以及朝顶部(17)收敛的至少一个偏转壁(19)。

Description

用于金属铸造航空部件的型芯

技术领域

本发明涉及通过定向凝固用失模铸造制造航空部件(例如涡轮叶片)的领域。更具体地，本发明涉及一种用于制造航空部件的型芯。本发明进一步涉及一种包括所述型芯的成型装置以及制造所述型芯的方法。

背景技术

称为失蜡或失模铸造工艺的铸造工艺特别地适用于制造具有复杂形状的金属部件，例如中空金属部件。因此，失模铸造特别地适用于涡轮机叶片的制造。

在失模铸造中，第一步骤是由具有相对较低的熔化温度的可移除材料(例如蜡或树脂)制造模型，然后在模型上进行二次成型铸模。在铸模凝固后，可移除材料从铸模的内部排出。

为了能够同时制造多个部件，可以将由可移除材料制成的多个模型组合在单一簇中，由可移除材料制成的每个模型都至少连接到一个通常为中心或向下的轴的框架，所述框架并不是由可移除材料制成，以及由可移除材料制成的分配环。该环在也称为供给系统的用于熔融金属的铸模流道中形成。

然后将熔融金属浇铸在该铸模中，以填充模型排出后由该模型在铸模中形成的空腔。一旦金属冷却并完全地凝固，可打开或破坏铸模，以重新获得与由可移除材料制成的模型形状一致的金属部件。

在本上下文中，“金属”意味着包括纯金属和金属合金。

根据现有技术，已知在铸模中插入型芯用于成型一种部件，从而获得中空的航空部件。一种包括现有技术型芯的铸模如图1所示。然而，当型芯用于成型航空部件时，由于在可移除材料的喷射或金属的铸造过程中型芯的位移，存在大量制造不良的情况。此外，型芯的使用意味着在一次铸造的金属中很大的节段(section)差异，在金属的冷却过程中产生了高应力区域，特别地在薄节段和金属的较大节段之间的过渡区域处。例如，当试图制造单晶或圆柱形部件时，在金属冷却过程中的这些强应力可能导致位错运动，其可导致最终航空部件上的再结晶缺陷。

发明内容

本发明用于克服全部或部分的上述缺点。

为此，本发明涉及一种用于铸造例如涡轮叶片的航空部件的型芯，所述型芯用于被布置在由铸模限定的内壳体中，所述型芯包括：

-用于形成航空部件的内部形状的主体，

-冲击部，其布置在所述主体外围的至少一部分上，以便在用流体填充内壳体时使流体射流中断，

所述冲击部包括底部、顶部以及从底部朝顶部收敛的至少一个偏转壁。

例如，该航空部件为单晶或圆柱形部件。

“流体射流”是指用于填充通过铸造的铸模的熔融金属射流，或在用于通过喷射填充铸模的流体状态下的可移除材料(例如蜡)的射流。通过冷却，流体凝固并变成然后被加工成以获得最终航空金属部件或其蜡模的材料。

例如，流体射流可以从上方到达，即基本沿重力的方向，或者从下面到达，即沿与重力相反的方向。“顶部”是指限定该冲击部一端(并且在大多数情况下限定型芯的一端)的该冲击部的部分。

顶部可位于一个点，或可沿区段延伸。例如，区段是弯曲的。优选地，顶部为一维的。

“冲击部的底部”是指由在主体和冲击部之间的边界限定的表面。

可以理解的是，主体的至少一部分构成该型芯的有用部，即为将用于最终部件成型的部分。因此，该主体的至少一部分允许形成航空部件的空腔。因此，主体的至少一部分构成该航空部件的空腔的负片。

另一方面，该冲击部并不导致对航空部件的几何结构的限定。将浇铸在冲击部周围的材料为将被切割以获得航空部件的牺牲部。

由于这些布置，流体射流在与冲击部接触时中断，即破碎或偏转，这在型芯受到流体射流的力作用时能够减少施加在型芯上的应力。这能够限制型芯的偏移，以及从而保持航空部件的内部形状的尺寸和定位。这意味着型芯的主要部分的敏感区域，例如最薄的部分，仅受到轻微的挤压。

此外，由于这些布置，控制了凝固材料中的温度梯度，因此可以限制沿凝固方向的热机械应力。如果温度梯度被控制并且很低，也控制了金属中的应力和塑性变形。大大地降低了再结晶晶粒和冷裂纹的风险。

此外，对于金属铸造，设置在小节段和较大节段之间过渡处的高应力区域在冲击部处移动，并且在构成型芯的有用部的主体的至少一部分上不移动。因此，从用于变成航空部件的凝固材料的部分中消除了导致再结晶晶粒出现的应力。

最后，航空部件的成型或由可移除材料制成的航空部件模型的成型需要少量的流体。此外，冲击部的增加能够使更大的空间来布置铸造装置，例如铸模中型芯的支撑点、隔热罩或尺寸测量壳体。

根据一个方面，主体伸长并沿主方向延伸。冲击部被布置作为主体沿主方向的延续部。

主体包括由多个臂连接的固体第一和第二端部，所述固体第一和第二端部用于在航空部件中或在由可移除材料制成的航空部件模型中形成多个空腔。

根据一个方面，冲击部被布置作为主体的第一端部的延续部。例如，主体的第一端部用于形成涡轮叶片的末端。“末端”是指在型芯的一个端部处形成的中空。

根据一个方面，冲击部从主体连续地延伸。

可以理解的是，至少一个偏转壁作为主体壁的延续部延伸。因此，在所述至少一个偏转壁和主体壁之间的边界是平滑的。换句话说，所述主体壁和所述至少一个偏转壁不会形成肩部、断裂或锐边。

由于这些布置，在凝固材料的小节段(即在型芯周围的区域中)和较大节段(即在型芯不延伸的成型装置的区域中，例如在成型装置的端部)之间的过渡部分为渐进的。因此，在冷却过程中在这两个区域之间的应力演化也是渐进的。此外，从小节段到较大节段的该过渡部分朝冲击部移动，并且因此从用于形成航空部件的凝固材料中移出。因此，由于与在材料的小节段和较大节段之间的过渡有关的高应力导致材料中的缺陷会移到不是航空部件的一部分的区域内。

在一个方面，所述顶部为圆形。

可以理解的是，顶部可以沿所有方向可导。换句话说，顶部并不锐利并且没有锐边。例如，顶部为圆弧化(rayonnage)操作的结果。

由于这些布置，避免了应力累积。然而，在其它实施方式中，可以设想一种具有锐边的顶部。

根据一个方面，在垂直于底部并穿过顶部的至少一个平面，优选地垂直于底部并穿过顶部的所有平面，中的至少一个偏转壁的斜率具有多个值。

这允许材料节段的缓慢演变，并且因此允许限制由凝固部件所施加的应力。

可以理解的是，至少一个偏转壁在底部和顶部之间具有曲率。

根据一个方面，与在冲击部的底部附近的斜率相比，所述至少一个偏转壁在顶部附近的斜率更小。因此，冲击部具有可形成奇点的无末端的凸出形状，其允许避免过高的应力集中。

可以理解的是，冲击部因此形成圆顶部。换句话说，冲击部为凸出的。所述至少一个偏转壁在底部到顶部的路径上的切线趋向于与底部平行的方向。换句话说，所述至少一个偏转壁的斜率朝顶部降低。

根据一个方面，冲击部的高度包括在型芯宽度的100％到1000％之间，优选地在型芯宽度的150％到300％之间。“型芯宽度”是指沿与主方向垂直的方向的其最大测量值。

根据一个方面，冲击部的高度包括在末端宽度的100％和1000％之间，优选在末端宽度的150％和300％之间。

根据一个方面，主体和冲击部一体地形成。

因此，型芯更坚固，并且限制了冲击部与型芯主体分离的风险。

根据一个方面，型芯包括被布置在冲击部中的尺寸测量壳体。该尺寸测量壳体能够测量型芯的抽出量，并检查所制造型芯的正确尺寸。

根据一个方面，冲击部和主体至少由例如由氧化铝制成的多个柄部连接。柄部能够形成叶片的除尘孔。

本发明进一步涉及一种涡轮叶片的成型装置，包括：

-限定内壳体的铸模，所述内壳体包括流体入口；

-设置在壳体内侧的与上述方面任一个一致的型芯，面对流体入口布置所述冲击部。

由于这些布置，在达到型芯的有用部之前，使在可移除材料的喷射过程中或在用于铸造航空部件的金属铸造过程中的射流中断。

可以理解的是，冲击部朝向流体入口定向，使得流体射流到达冲击部上。换句话说，流体射流不必到达冲击部的顶部。

由铸模限定的内壳体也沿型芯的主方向延伸，并且包括第一端区域和第二端区域。第一端区域包括流体入口。冲击部设置在第一端区域中。

本发明还涉及一种制造用于铸造例如涡轮叶片的航空部件的型芯的方法，所述型芯用于被布置在由铸模限定的内壳体中，所述型芯包括用于形成航空部件的内部形状的主体，设置在所述主体外围的至少一部分上从而在用流体填充内壳体时使该流体射流中断的冲击部，所述冲击部包括底部、顶部以及从底部朝顶部收敛的至少一个偏转壁，所述制造型芯的方法包括以下步骤：

-设计一种型芯模型，其包括提供型芯的主体以及产生冲击部，以及

-基于所述模型制造所述型芯。

这些布置能够获得如上所述的型芯。因此，所有的上述技术效果均适用于本方法。

根据一个方面，所述产生冲击部的步骤包括挤压子步骤以及切割所述棱柱的子步骤，所述挤压子步骤包括由主体形成棱柱，所述棱柱从底部延伸。

由于这些布置，所述产生冲击部的步骤快速且容易。

根据一个方面，沿曲面进行所述切割。

根据一个方面，所述产生冲击部的步骤进一步包括在切割所述棱柱的子步骤之后使锐边圆弧化的子步骤。

使边缘圆弧化的子步骤能够避免锐边的出现。

根据一个方面，通过计算机辅助设计软件实施所述产生冲击部的步骤。

由于数字模型，计算机辅助设计软件的使用可以由数字模型产生铸模，并且因此可以例如通过铸造或通过增材制造等制造型芯。

例如，通过计算机辅助设计软件的功能实施所述产生冲击部的步骤，例如通过一种称为“多节段表面”的功能，使得可以形成一种穿过多个曲线的表面。

附图说明

在阅读以非限制性示例给出的本发明实施方式的以下详细描述后，将更好地理解本发明的目的及其优点。本说明书参考附图，其中：

-图1表示一种包括现有技术型芯的用于成型涡轮叶片的装置；

-图2表示一种包括根据本发明的型芯的用于成型涡轮叶片的装置；

-图3表示根据本发明的型芯；

-图4为冲击部的近视图；

-图5A和5B表示冲击部的不同实施方式；

-图6表示在主体和冲击部之间连接部分的实施方式；

-图7A和7B表示在主体和冲击部之间连接部分的其它实施方式；

-图8A至8C表示制造型芯的冲击部的步骤。

具体实施方式

图2表示一种在该示例中适用于涡轮叶片铸造的成型装置1。成型装置1包括一种限定内壳体5的铸模，这里为铸模或者成型壳3。实际上，附图中所示的示例性实施方式更具体地涉及金属在壳模中的铸造。成型装置1进一步包括设置在内壳体5内侧的型芯7。

型芯7具有细长形状，并沿主方向DP延伸。内壳体5以及因此铸模或者成型壳3也具有细长形状并沿相同的主方向DP延伸。因此，内壳体5包括第一端区域5A和第二端区域5B。

内壳体5包括能够在成型装置1中制造流体以成型涡轮叶片的流体入口9。流体入口9基本沿主方向DP通向第一端区域5A。

例如，型芯7包括相对于被铸造或喷射的流体耐火的材料。例如，型芯7由具有高熔点的陶瓷或金属制成，高熔点即具有1500摄氏度以上的熔点。

如图3更详细表示的型芯7包括主体13，其至少一部分用于形成涡轮叶片的内部形状，换句话说其内腔，即主体13的至少一部分构成型芯7的有用部。主体13具有细长形状并沿主方向DP延伸。主体13包括用于形成涡轮叶片的末端的第一端部13A，以及用于形成涡轮叶片根部的空腔的第二端部13B。第一和第二端部形成由多个臂13C连接的两个块状体。臂13C用于形成叶片的通风空腔。

型芯7进一步包括设置在主体13一侧上的冲击部15。更具体地，冲击部15被布置为主体13的第一端部13A沿主方向DP的延续部。在该示例中，主体13的第一端部13A用于形成涡轮叶片的末端。因此，朝流体入口9布置冲击部15，以便一旦将流体浇铸到成型装置1中使流体射流中断。

冲击部15包括底部21、顶部17以及从底部21到顶部17收敛的偏转壁19，偏转壁19作为主体13的壁的延续部延伸。在该示例中，如图2可以看出，不朝向流体入口9布置顶部17。因此，在这里通过冲击部15的侧向部分使流体射流中断。

在该示例中，如图2可以看出，流体射流从成型装置1的底部到达，即流体射流基本沿与重力方向相反的方向到达。换句话说，在源头(source)进行铸造。因此，第一端区域5A沿重力方向布置在内壳体5的底部。然而，在其它示例性实施方式中，流体入口9可布置在内壳体5的顶部，即沿重力方向引导流体射流。在这种情况下，冲击部面对流体入口被布置在成型装置的顶部。

图2还示出一种通向第一端区域5A的挡板10。挡板10用作晶粒选择器，使得可以引导最终航空部件的凝固，所述航空部件为单晶或圆柱形。对于源头金属铸造，挡板也可用作金属供给系统，即浇铸也经由挡板10进行。

在所示的示例性实施方式中，顶部17具有例如图3和图4可见的圆形形状。冲击部15的底部21和顶部17之间沿主方向DP的高度大致为17mm。例如，冲击部15在顶部17的最大宽度为约6mm。

根据垂直于底部21并穿过顶部17的所有平面，偏转壁19的斜率具有随着它们接近顶部17而减小的多个值。因此，冲击部15具有基本圆顶形状。偏转壁19在底部21附近的切线通常与主方向DP共线，即在所示的示例中通常竖直的。当朝顶部17移动时，偏转壁19的切线相对于主方向倾斜。在顶部17附近，偏转壁19的切线通常垂直于主方向DP，即在所示的示例中通常水平。

图3示出了在虚线之间的型芯1的有用部。可以看出，冲击部位于型芯7的有用部之外。还可以看出，第二端部13B的一部分位于型芯7的有用部之外。事实上，该部分与用于接收成型壳的元件接合，以便在浇铸流体时将型芯7保持在适当位置。布置在有用区域之外型芯7的这些部分能够简化型芯从最终涡轮叶片的移除。事实上，当凝固材料以形成涡轮叶片时，存在用于切割金属的更多空间，同时也切割型芯7的一部分。当切割了型芯7的一部分时，在型芯7化学出坯后，更容易从铸造的涡轮叶片除尘。

型芯7包括两个尺寸测量壳体23。一个尺寸测量壳体23被布置在冲击部15中。另一尺寸测量壳体23设置在主体13的第二端部13B中。尺寸测量壳体23能够在其制造过程中检查型芯7的正确尺寸。尺寸测量壳体23设置在有用区域之外。

如图3所示，型芯包括例如由氧化铝制成的柄部24，进一步可以使柄部形成涡轮叶片的除尘孔。型芯13的第一端部13A包括向外通向柄部24的孔25，并且因此从第一端部13A进入柄部24。

主体13的冲击部15和/或第一端部13A可以为固体，如图5A所示。然而，在材料的冷却过程中，型芯7上的应力可能很大。因此，型芯可能断裂，并且材料可经受再结晶缺陷。

因此，也可以提供的是，主体113的冲击部115和/或第一端部113A为中空的，如图5B所示。因此，在材料冷却后，接近底部121和/或主体113的第一端部113A的壁的偏转壁119的一部分可能破碎，并且因此释放凝固材料中的应力。可以通过增材工艺(例如，通过使用嵌件，该嵌件在型芯7的去除过程中被移除)制造冲击部115和/或中空主体113的第一端部113A。

主体13和冲击部15可以一体地单件式形成，例如通过增材制造喷射或制造在一起。冲击部215也可被添加到型芯7上，并通过任何方式固定，例如通过焊接、粘合、共烧结或装配。例如，如图6所示，主体213的第一端部213A中空并形成固定空间229。型芯213的第一端部213A包括沿主方向DP延伸的衬垫231。衬垫231每个都包括也沿主方向DP延伸的中心空腔。冲击部215包括被固定到底部21并沿主方向DP延伸的诸多杆235。杆235被构造成插入衬垫231的空腔内。粘合点239设置在每个空腔的底部，并且能够将冲击部215保持在主体213上。该构造能够捕获胶水，使得其不会污染材料。为了避免在成型装置中流体的浇铸过程中由于固定空间229中的空气膨胀而对固定空间229的壁产生的应力，可以将固定空间29置于真空下。

替代地，如图7A所示，冲击部315和主体可以由多个柄部324固定，而不是通过粘合点固定。在该示例性实施方式中，柄部324延伸通过衬垫331和杆335的每一个。在该示例中，这些杆335仍然插入衬垫331的空腔中。

另一方面，在图7B所示的该示例的变型中，衬垫431和杆435并不配合，并且仅通过柄部424连接。然后，柄部424的粗糙度确保将冲击部415保持在主体413上。

型芯7由一种模型制成，该模型然后用于型芯7的实际制造。模型通常是数字的，并且由计算机辅助设计(CAD)制造。现在将参考图8A、8B和8C描述该模型的设计。

首先，从提供的型芯主体模型挤出棱柱。图8A中示出了该棱柱。棱柱以作为型芯主体模型的壁的延续部被挤出。然后，沿曲线切割棱柱。图8B中示出了被切割棱柱。

然后，使被切割棱柱圆弧化。使边缘圆弧化以获得圆顶形状，如图8C所示，并且因此形成冲击部模型15。

然后，当设计了型芯的模型并因此及其冲击部的模型时，实施制造型芯的步骤。型芯通常通过喷射由铸模制造。主体和型芯也可以分两部分由其相应的模型制造，并使用铸模分别地喷射。

虽然已经参照具体的示例性实施方式描述了本发明，但是可以对这些示例进行修改，而不脱离由权利要求所限定的本发明的通常范围。特别地，可以在额外实施例中组合所示/提及的不同实施例的单独特征。因此，应当以说明性而非限制性的方式考虑说明书和附图。

Claims

1.一种用于铸造航空部件的型芯，所述型芯(7)用于被布置在由铸模(3)限定的内壳体(5)中，所述型芯(7)包括：

-用于形成航空部件的内部形状的主体(13)，

-冲击部(15)，其用于形成将被切割的牺牲部，其布置在所述主体(13)外围的至少一部分上，以便在用流体填充内壳体(5)时使流体射流中断，

所述冲击部(15)包括底部(21)、顶部(17)以及从底部(21)朝顶部(17)收敛的至少一个偏转壁(19)。

2.根据权利要求1所述的型芯，其中，所述冲击部(15)从所述主体(13)连续地延伸。

3.根据权利要求1所述的型芯，其中，所述顶部(17)为圆形。

4.根据权利要求1所述的型芯，其中，在垂直于底部(21)并穿过顶部(17)的至少一个平面，中的至少一个偏转壁(19)的斜率具有多个值。

5.根据权利要求1所述的型芯，其中，垂直于底部(21)并穿过顶部(17)的所有平面中的至少一个偏转壁(19)的斜率具有多个值。

6.根据权利要求4或5所述的型芯，其中，与在冲击部(15)的底部附近的斜率相比，所述至少一个偏转壁(19)在顶部(17)附近的斜率更小。

7.根据权利要求1所述的型芯，其中，所述冲击部(15)的高度包括在所述型芯(7)的宽度的100％到1000％之间。

8.根据权利要求1所述的型芯，其中，所述冲击部(15)的高度包括所述型芯(7)的宽度的150％到300％之间。

9.根据权利要求1所述的型芯，其中，所述主体(13)和所述冲击部(15)一体地形成。

10.根据权利要求1所述的型芯，其中，所述冲击部(15)和所述主体(13)至少通过多个柄部连接。

11.根据权利要求1所述的型芯，其中，所述航空部件为涡轮叶片。

12.一种涡轮叶片的成型装置(1)，包括：

-限定内壳体(5)的铸模(3)，所述内壳体(5)包括流体入口(9)；

-根据前述权利要求任一项所述的型芯(7)，其设置在内壳体(5)内侧，面对流体入口(9)布置所述冲击部(15)。

13.一种制造用于铸造航空部件的型芯(7)的方法，所述型芯(7)用于被布置在由铸模(3)限定的内壳体(5)中，所述型芯(7)包括用于形成航空部件的内部形状的主体(13)，设置在所述主体(13)外围的至少一部分上从而在用流体填充内壳体时使该流体射流中断的冲击部，所述冲击部(15)包括底部、顶部(17)以及从底部朝顶部(17)收敛的至少一个偏转壁(19)，所述制造型芯的方法包括以下步骤：

-设计一种型芯模型，其包括提供型芯(7)的主体(13)以及产生冲击部(15)，所述主体的几何结构对应于所述航空部件的内部形状，以及

-基于所述模型制造所述型芯。

14.根据权利要求13所述的方法，其中，所述产生冲击部(15)的步骤包括挤压子步骤以及切割棱柱的子步骤，所述挤压子步骤包括由主体形成棱柱，所述棱柱从底部延伸。

15.根据权利要求14所述的方法，其中，所述产生冲击部的步骤进一步包括在切割棱柱的子步骤之后使锐边圆弧化的子步骤。

16.根据权利要求13所述的方法，其中，所述航空部件为涡轮叶片。

17.根据权利要求13至16任一项所述的方法，其中，通过计算机辅助设计软件实施所述产生冲击部的步骤。