CN112453325B - 一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法 - Google Patents

一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112453325B
CN112453325B CN202011200760.9A CN202011200760A CN112453325B CN 112453325 B CN112453325 B CN 112453325B CN 202011200760 A CN202011200760 A CN 202011200760A CN 112453325 B CN112453325 B CN 112453325B
Authority
CN
China
Prior art keywords
shell
sandwich structure
wing rudder
temperature alloy
casting
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202011200760.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112453325A (zh
Inventor
胡奎深
邹鹑鸣
王宏伟
薛祥
魏尊杰
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Harbin Institute of Technology
Original Assignee
Harbin Institute of Technology
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Harbin Institute of Technology filed Critical Harbin Institute of Technology
Priority to CN202011200760.9A priority Critical patent/CN112453325B/zh
Publication of CN112453325A publication Critical patent/CN112453325A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112453325B publication Critical patent/CN112453325B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/02—Sand moulds or like moulds for shaped castings
    • B22C9/04—Use of lost patterns
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C7/00—Patterns; Manufacture thereof so far as not provided for in other classes
    • B22C7/02—Lost patterns
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/22—Moulds for peculiarly-shaped castings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
    • B22D27/00—Treating the metal in the mould while it is molten or ductile ; Pressure or vacuum casting
    • B22D27/04—Influencing the temperature of the metal, e.g. by heating or cooling the mould
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
    • B22D27/00—Treating the metal in the mould while it is molten or ductile ; Pressure or vacuum casting
    • B22D27/09—Treating the metal in the mould while it is molten or ductile ; Pressure or vacuum casting by using pressure
    • B22D27/13—Treating the metal in the mould while it is molten or ductile ; Pressure or vacuum casting by using pressure making use of gas pressure

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Molds, Cores, And Manufacturing Methods Thereof (AREA)

Abstract

一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法，涉及材料加工技术领域。本发明的目的是要解决传统工艺中型壳强度低，以及传统工艺铸造的翼舵构件存在力学性能差的问题。方法：将熔模结构的表面进行去污处理，在熔模结构的表面均匀涂覆若干层耐火涂料，干燥后进行脱模处理，得到具有空腔的型壳；将型壳采用包覆保温层的方式进行分区预热保温，当型壳升温至950℃～1000℃时去掉保温层，置于真空感应熔炼炉内，向真空感应熔炼炉内持续通入保护性气体，向型壳内浇筑金属液，浇筑结束后在压力气氛下进行冷却，去掉型壳，得到高温合金点阵夹芯结构翼舵。本发明可获得一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法。

Description

一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法
技术领域
本发明涉及材料加工技术领域，具体涉及一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法。
背景技术
随着航空航天事业的发展，具有较好高温性能的镍基高温合金得到了各个重要领域越来越广泛的应用。高温合金点阵夹芯翼舵作为一种新型翼舵结构，使用高温合金增强了其高温服役性能，同时点阵夹芯结构满足翼舵轻质、高强的设计要求。点阵夹芯结构是由强度很高的面板和中间芯子结合在一起而组成的轻质结构。点阵夹芯结构集结构设计、材料设计和功能设计于一体，具有较高的比强度和较大的比刚度，同时还拥有隔热、降噪和减震等多功能特性。
常用的巡航导弹，其主要依靠气动升力支持其重量，依靠推进装置的推力克服前进阻力，翼舵作为巡航导弹十分重要的气动结构件，为满足速度快、载荷大、高度机动战术指标的要求，通常使用铝合金、不锈钢或钛合金等材料来获得很高的比强/刚度和精确的气动外形，以及较好的热强度。此外，翼舵构件在满足上述特需的力学性能要求以外，还应具有轻质、散热等特性。但传统工艺铸造的翼舵构件通常存在力学性能差的问题。
经文献检索发现，在申请公布号为CN108326237A的中国专利中，记载了一种点阵夹芯结构件的铸造缺陷控制的方法。该方法采用含有网格式横浇道和雨淋式内浇道结构的浇注系统，浇注时浇口杯距离坩埚的高度800mm-1000mm。但是高温合金熔模精密铸造对模壳强度要求较高，较高的浇注距离对模壳冲击较大，且在真空炉中进行熔炼与浇注时不容易随意调节浇注高度。因此对于薄壁且结构复杂的点阵夹芯高温合金的构件来说，该方法可能仍不适用且难以推广。
发明内容
本发明的目的是要解决传统工艺中型壳强度低，以及传统工艺铸造的翼舵构件存在力学性能差的问题，而提供一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法。
一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法，按以下步骤完成：
一、利用模料分别制备点阵夹芯结构蜡模和浇冒口的蜡模，然后将点阵夹芯结构蜡模和浇冒口的蜡模组装，得到熔模结构；将熔模结构的表面进行去污处理，然后在熔模结构的表面均匀涂覆若干层耐火涂料，干燥后进行脱模处理，得到具有空腔的型壳；
二、将型壳采用包覆保温层的方式进行分区预热保温，当型壳升温至950℃～1000℃时去掉保温层，并置于真空感应熔炼炉内，同时向真空感应熔炼炉内持续通入保护性气体至压力达到150KPa～200KPa时，再向型壳内浇注1470℃～1490℃的金属液，浇注结束后在压力气氛下进行冷却，最后去掉型壳，得到高温合金点阵夹芯结构翼舵。
本发明的有益效果：
(1)本发明一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法，利用熔模浇注和梯度型壳保温工艺成型，型壳采用在熔模结构表面涂覆多层特殊耐火涂料以及采取分区预热保温的方式加工而成，为熔模整体型壳构造出温度场梯度，以达到铸件冷却凝固时按照顺序凝固的方式进行，增强其补缩能力，减少或消除缩孔和缩松等铸造缺陷，解决了传统工艺中型壳强度低的缺陷。同时，本发明采用真空感应熔炼炉对镍基高温合金在惰性气体氩气的压力下进行浇注和凝固，最终得到的高温合金点阵夹芯结构翼舵，组织致密且缩松率小，在900℃下测试高温力学性能可达600MPa以上，高温力学性能优异，解决了传统工艺铸造的翼舵构件存在力学性能差的问题。
(2)本发明制备的铸件形貌完整、成型性好以及表面精度高，对设备要求低、操作简单以及集成度高，易于在工业生产中大规模推广应用。
本发明可获得一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法。
附图说明
图1为实施例1得到的高温合金点阵夹芯结构翼舵的三维图型；
图2为熔模结构的实物图，I区代表翼舵的下表面，II区代表翼舵的芯部区域，III区代表翼舵的上表面；
图3为具有空腔的型壳的实物图；
图4为正在去除型壳的高温合金点阵夹芯结构翼舵的实物图；
图5为去除型壳后的高温合金点阵夹芯结构翼舵的实物图；
图6为实施例1中测试试样的结构示意图。
具体实施方式
具体实施方式一：本实施方式一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法，按以下步骤完成：
一、利用模料分别制备点阵夹芯结构蜡模和浇冒口的蜡模，然后将点阵夹芯结构蜡模和浇冒口的蜡模组装，得到熔模结构；将熔模结构的表面进行去污处理，然后在熔模结构的表面均匀涂覆若干层耐火涂料，干燥后进行脱模处理，得到具有空腔的型壳；
二、将型壳采用包覆保温层的方式进行分区预热保温，当型壳升温至950℃～1000℃时去掉保温层，并置于真空感应熔炼炉内，同时向真空感应熔炼炉内持续通入保护性气体至压力达到150KPa～200KPa时，再向型壳内浇注1470℃～1490℃的金属液，浇注结束后在压力气氛下进行冷却，最后去掉型壳，得到高温合金点阵夹芯结构翼舵。
本实施方式的有益效果：
(1)本实施方式一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法，利用熔模浇注和梯度型壳保温工艺成型，型壳采用在熔模结构表面涂覆多层特殊耐火涂料以及采取分区预热保温的方式加工而成，为熔模整体型壳构造出温度场梯度，以达到铸件冷却凝固时按照顺序凝固的方式进行，增强其补缩能力，减少或消除缩孔和缩松等铸造缺陷，解决了传统工艺中型壳强度低的缺陷。同时，本实施方式采用真空感应熔炼炉对镍基高温合金在惰性气体氩气的压力下进行浇注和凝固，最终得到的高温合金点阵夹芯结构翼舵，组织致密且缩松率小，在900℃下测试高温力学性能可达600MPa以上，高温力学性能优异，解决了传统工艺铸造的翼舵构件存在力学性能差的问题。
(2)本实施方式制备的铸件形貌完整、成型性好以及表面精度高，对设备要求低、操作简单以及集成度高，易于在工业生产中大规模推广应用。
具体实施方式二：本实施方式与具体实施方式一不同点是：步骤一中所述的模料为石蜡。
其他步骤与具体实施方式一相同。
具体实施方式三：本实施方式与具体实施方式一或二不同点是：步骤一中所述的点阵夹芯结构蜡模和浇冒口的蜡模采用3D打印技术制备。
其他步骤与具体实施方式一或二相同。
具体实施方式四：本实施方式与具体实施方式一至三之一不同点是：步骤一中在熔模结构的表面均匀涂覆9层耐火涂料，所述耐火涂料由撒砂材料和粘结剂组成，涂覆方式为先均匀涂上粘结剂，再在粘结剂上均匀撒上撒砂材料；第1、2层耐火涂料的粘结剂由325目的陶瓷浆料和硅溶胶组成，撒砂材料为100目的ZrO2或CaO，固液比为3.7：1；第3、4层耐火涂料的粘结剂由325目的陶瓷浆料和硅溶胶组成，撒砂材料为80目的莫来石，固液比为2.7：1；第5、6层耐火涂料的粘结剂由325目的陶瓷浆料和硅溶胶组成，撒砂材料为60目的莫来石，固液比为2.7：1；第7、8和9层耐火涂料的粘结剂由325目的陶瓷浆料和硅溶胶组成，撒砂材料为40目的莫来石，固液比为2.6：1；所述陶瓷浆料为ZrO2陶瓷浆料或CaO陶瓷浆料。
其他步骤与具体实施方式一至三相同。
具体实施方式五：本实施方式与具体实施方式一至四之一不同点是：步骤二中将型壳进行分区预热保温包括以下步骤：将型壳分为I区、II区和III区，并分别在I区、II区和III区设置保温层，保温层的温度为950℃～1000℃；I区保温层的厚度为10mm，保温材料为硅酸铝陶瓷棉；II区保温层的厚度为20mm，保温材料为硅酸铝陶瓷棉；III区保温层的厚度为30mm，保温材料为硅酸铝陶瓷棉。
其他步骤与具体实施方式一至四相同。
本实施方式通过控制降温的方法，在铸造过程中，为熔模整体型壳构造出温度场梯度，以达到铸件冷却凝固时按照顺序凝固的方式进行，增强其补缩能力，减少或消除缩孔和缩松等铸造缺陷。
具体实施方式六：本实施方式与具体实施方式一至五之一不同点是：步骤二中所述的金属液为镍基高温合金液，采用镍基高温合金母合金铸锭熔炼而成；镍基高温合金的牌号为K418。
其他步骤与具体实施方式一至五相同。
具体实施方式七：本实施方式与具体实施方式一至六之一不同点是：步骤二中当型壳升温至1000℃时去掉保温层。
其他步骤与具体实施方式一至六相同。
具体实施方式八：本实施方式与具体实施方式一至七之一不同点是：步骤二中向真空感应熔炼炉内持续通入氩气至压力达到150KPa时，向型壳内浇注金属液。
其他步骤与具体实施方式一至七相同。
具体实施方式九：本实施方式与具体实施方式一至八之一不同点是：步骤二中金属液的温度为1480℃。
其他步骤与具体实施方式一至八相同。
具体实施方式十：本实施方式与具体实施方式一至九之一不同点是：步骤二中所述的高温合金点阵夹芯结构翼舵的侧壁的厚度为3mm，中间点阵夹芯结构杆的直径为6mm，翼舵的外轮廓成梯形结构，梯形的上边长度为180mm，梯形的下边长度为750mm，梯形的高度为350mm；翼舵两壁末端的最大间距为50mm，且两壁板之间为非等间距设置。
其他步骤与具体实施方式一至九相同。
采用以下实施例验证本发明的有益效果：
实施例1：如图1-图5所示，一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法，按以下步骤完成：
一、采用3D打印技术用石蜡分别制备点阵夹芯结构蜡模和浇冒口的蜡模，蜡模铸件结构部分使用特制石蜡来保证其表面粗糙度达标，采用3D打印技术可以保证铸件的精度，然后将点阵夹芯结构蜡模和浇冒口的蜡模组装，得到熔模结构；将熔模结构的表面进行去污处理，然后在熔模结构的表面均匀涂覆9层耐火涂料，干燥后进行脱模处理，得到具有空腔的型壳；
9层耐火涂料的每层均由撒砂材料和粘结剂组成，涂覆方式为先均匀涂上粘结剂，再在粘结剂上均匀撒上撒砂材料；第1、2层耐火涂料的粘结剂由325目的ZrO2陶瓷浆料和硅溶胶组成，撒砂材料为100目的ZrO2，固液比为3.7：1；第3、4层耐火涂料的粘结剂由325目的ZrO2陶瓷浆料和硅溶胶组成，撒砂材料为80目的莫来石，固液比为2.7：1；第5、6层耐火涂料的粘结剂由325目的ZrO2陶瓷浆料和硅溶胶组成，撒砂材料为60目的莫来石，固液比为2.7：1；第7、8和9层耐火涂料的粘结剂由325目的ZrO2陶瓷浆料和硅溶胶组成，撒砂材料为40目的莫来石，固液比为2.6：1。
二、将型壳采用包覆保温层的方式进行分区预热保温，分区预热保温包括以下步骤：将型壳分为I区、II区和III区，并分别在I区、II区和III区设置保温层，保温层的温度为1000℃；I区保温层的厚度为10mm，保温材料为硅酸铝陶瓷棉，将片状保温材料覆盖在I区的部位；II区保温层的厚度为20mm，保温材料为硅酸铝陶瓷棉，将片状保温材料覆盖在II区的部位；III区保温层的厚度为30mm，保温材料为硅酸铝陶瓷棉，利用铁丝捆绑缠绕的方式与III区的部位固定。
当型壳升温至1000℃时去掉保温层后放到一个金属箱体中，间隙中填进水玻璃砂以起到固定的作用，然后置于真空感应熔炼炉的下方，把Φ50mm的K418镍基高温合金母合金材料放入到氧化锆坩埚内，关闭炉门，抽真空，开始启动坩埚加热，在合金材料快达到需要浇注的温度时，提前往炉内充入保护性气体氩气，使炉内的压力维持在150KPa，整个加压过程大概有6分钟，然后等到合金液温度达到1480℃时开始向型壳内浇注，然后在一个大气压环境下进行保压冷却。随后打开炉门，将铸件从炉体内取出，最后去掉型壳，得到高温合金点阵夹芯结构翼舵，所述高温合金点阵夹芯结构翼舵的侧壁的厚度为3mm，中间点阵夹芯结构杆的直径为6mm，翼舵的外轮廓成梯形结构，梯形的上边长度为180mm，梯形的下边长度为750mm，梯形的高度为350mm；翼舵两壁末端的最大间距为50mm，且两壁板之间为非等间距设置；所述镍基高温合金液采用镍基高温合金母合金铸锭熔炼而成；镍基高温合金的牌号为K418。
如图6所示，利用上述高温合金点阵夹芯结构翼舵铸件按照国标规定的尺寸加工成测试试样，并对测试试样在900℃下连续进行三次抗拉强度和延伸率的测试，表1为对测试试样在900℃下连续进行三次抗拉强度和延伸率测试的数据表；
表1
Figure GDA0003095276490000061
如表1所示，测试试样在900℃下连续进行三次抗拉强度和延伸率测试的结果显示，三次测试的抗拉强度依次为619MPa、615MPa和611MPa，延伸率依次为7.8％、4.7％和5.2％，两项性能参数均大幅优于传统工艺铸造的高温合金点阵夹芯结构件。

Claims (9)

1.一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法，其特征在于该铸造成型方法按以下步骤完成：
一、利用模料分别制备点阵夹芯结构蜡模和浇冒口的蜡模，然后将点阵夹芯结构蜡模和浇冒口的蜡模组装，得到熔模结构；将熔模结构的表面进行去污处理，然后在熔模结构的表面均匀涂覆9层耐火涂料，干燥后进行脱模处理，得到具有空腔的型壳；
步骤一中在熔模结构的表面均匀涂覆9层耐火涂料，所述耐火涂料由撒砂材料和粘结剂组成，涂覆方式为先均匀涂上粘结剂，再在粘结剂上均匀撒上撒砂材料；第1、2层耐火涂料的粘结剂由325目的陶瓷浆料和硅溶胶组成，撒砂材料为100目的ZrO2或CaO，固液比为3.7：1；第3、4层耐火涂料的粘结剂由325目的陶瓷浆料和硅溶胶组成，撒砂材料为80目的莫来石，固液比为2.7：1；第5、6层耐火涂料的粘结剂由325目的陶瓷浆料和硅溶胶组成，撒砂材料为60目的莫来石，固液比为2.7：1；第7、8和9层耐火涂料的粘结剂由325目的陶瓷浆料和硅溶胶组成，撒砂材料为40目的莫来石，固液比为2.6：1；所述陶瓷浆料为ZrO2陶瓷浆料或CaO陶瓷浆料；
二、将型壳采用包覆保温层的方式进行分区预热保温，当型壳升温至950℃～1000℃时去掉保温层，并置于真空感应熔炼炉内，同时向真空感应熔炼炉内持续通入保护性气体至压力达到150KPa～200KPa时，再向型壳内浇注1470℃～1490℃的金属液，浇注结束后在压力气氛下进行冷却，最后去掉型壳，得到高温合金点阵夹芯结构翼舵。
2.根据权利要求1所述的一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法，其特征在于步骤一中所述的模料为石蜡。
3.根据权利要求1所述的一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法，其特征在于步骤一中所述的点阵夹芯结构蜡模和浇冒口的蜡模采用3D打印技术制备。
4.根据权利要求1所述的一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法，其特征在于步骤二中将型壳进行分区预热保温包括以下步骤：将型壳分为I区、II区和III区，并分别在I区、II区和III区设置保温层，保温层的温度为950℃～1000℃；I区保温层的厚度为10mm，保温材料为硅酸铝陶瓷棉；II区保温层的厚度为20mm，保温材料为硅酸铝陶瓷棉；III区保温层的厚度为30mm，保温材料为硅酸铝陶瓷棉。
5.根据权利要求1所述的一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法，其特征在于步骤二中所述的金属液为镍基高温合金液，采用镍基高温合金母合金铸锭熔炼而成；镍基高温合金的牌号为K418。
6.根据权利要求1所述的一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法，其特征在于步骤二中当型壳升温至1000℃时去掉保温层。
7.根据权利要求1所述的一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法，其特征在于步骤二中向真空感应熔炼炉内持续通入氩气至压力达到150KPa时，向型壳内浇注金属液。
8.根据权利要求1所述的一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法，其特征在于步骤二中金属液的温度为1480℃。
9.根据权利要求1所述的一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法，其特征在于步骤二中所述的高温合金点阵夹芯结构翼舵的侧壁的厚度为3mm，中间点阵夹芯结构杆的直径为6mm，翼舵的外轮廓成梯形结构，梯形的上边长度为180mm，梯形的下边长度为750mm，梯形的高度为350mm；翼舵两壁末端的最大间距为50mm，且两壁板之间为非等间距设置。
CN202011200760.9A 2020-11-03 2020-11-03 一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法 Active CN112453325B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011200760.9A CN112453325B (zh) 2020-11-03 2020-11-03 一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011200760.9A CN112453325B (zh) 2020-11-03 2020-11-03 一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112453325A CN112453325A (zh) 2021-03-09
CN112453325B true CN112453325B (zh) 2021-08-06

Family

ID=74834309

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011200760.9A Active CN112453325B (zh) 2020-11-03 2020-11-03 一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112453325B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113802030A (zh) * 2021-10-14 2021-12-17 上海交通大学 一种稀土高温合金构筑材料及其超限精密铸造方法
CN117840387B (zh) * 2024-03-08 2024-06-14 苏州美迈快速制造技术有限公司 一种蒙皮点阵结构的精密铸造模具及生产方法

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101700568B (zh) * 2009-11-17 2011-01-26 哈尔滨工业大学 一种点阵夹芯板的低压铸造方法
CN104308082B (zh) * 2014-10-29 2016-05-18 西安航空动力股份有限公司 一种空心涡轮导向叶片的浇注方法
CN104959535B (zh) * 2015-07-07 2016-09-14 东方电气集团东方汽轮机有限公司 筒状司太立零件精密铸造成型方法
CN107755635A (zh) * 2017-09-12 2018-03-06 东方电气集团东方汽轮机有限公司 一种解决燃机带冠叶片叶顶r角热裂纹的方法
CN108326237B (zh) * 2017-11-28 2019-10-22 中国科学院金属研究所 一种点阵夹芯结构件的铸造缺陷控制方法及应用
CN109622888B (zh) * 2018-12-20 2021-04-06 航天海鹰(哈尔滨)钛业有限公司 一种复杂高温合金多联导向叶片铸件的铸造成型工艺

Also Published As

Publication number Publication date
CN112453325A (zh) 2021-03-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112453325B (zh) 一种高温合金点阵夹芯结构翼舵的铸造成型方法
Deng et al. Effects of hollow structures in sand mold manufactured using 3D printing technology
CN101406932B (zh) 一种熔模精密铸造方法
US20160175923A1 (en) Composite core for casting processes, and processes of making and using the same
CN102717051A (zh) 高温合金复杂薄壁铸件调压精密铸造装置
CN103008577B (zh) 微缺陷高利用率优质模铸钢锭的制备方法和模具
CN110560668A (zh) 陶瓷空心球/金属基复合泡沫材料的重力铸造方法及设备
CN105583366A (zh) 一种薄壁高温合金浮动壁瓦片的精密铸造方法
KR840007370A (ko) 세라믹쉘모울드의 제조방법
CN110560657B (zh) 一种陶瓷空心球/钛基复合泡沫材料及其离心铸造方法
US3441078A (en) Method and apparatus for improving grain structures and soundness of castings
CN109822077B (zh) 一种挤压浸渗法制备SiC3D/Al复合材料的方法
CN110640085A (zh) 一种空心铸件熔模铸造工艺
CN108015225A (zh) 一种复合铸型的铝合金铸造方法
CN111203514A (zh) 一种高温合金复杂薄壁铸件精密铸造方法
CN112296261A (zh) 一种大型薄壁高温合金壳体铸件的精密铸造工艺
CN111375731B (zh) 一种大型骨架类高温钛合金铸件的整体制备工艺
JPS5911383B2 (ja) タイヤ成形加硫用金型の低圧鋳造用鋳型
RU2491202C1 (ru) Способ изготовления цилиндрической оболочки прочного корпуса подводного аппарата из стеклометаллокомпозита
CN209272414U (zh) 一种vvt壳体生产设备
CN114273638A (zh) 一种镁合金薄壁壳体件的低压精密铸造方法
US10695826B2 (en) Apparatus and method for investment casting core manufacture
CN114713775B (zh) 一种带开口的大型圆筒型钛铸件的制备方法
CN111979381A (zh) 一种防止铝铁复合铸造轮毂淬火裂纹的热处理方法
EP3135399B1 (en) Method of manufactruring precision cast parts for vehicle exhaust systems

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant