CN113639557B - 一种定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚，属于飞机部件的处理领域。该坩埚包括坩埚本体和套筒；套筒设置有从其顶面向底面延伸的通孔，通孔的形状与坩埚本体的外形相匹配，以使套筒能够套设于坩埚本体；坩埚本体的外形为台体状，并能够沿其垂直于轴线的截面的对称轴对开为两半；坩埚本体设置有从其顶面向底面延伸的盲孔；盲孔从顶面到底面的方向上依次包括样品区和选晶区，样品区的形状与待制备的氧化铝基陶瓷件的形状一致；制备套筒的材料和坩埚本体的材料的熔点均大于或等于2100℃。本申请的坩埚在定向凝固大尺寸氧化铝基共晶陶瓷件时能够承受其较高的熔融温度且容易脱模。

Description

一种定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚

技术领域

本申请涉及飞机部件的处理技术领域，尤其涉及一种定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚。

背景技术

航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，其作为飞机的心脏，不仅是飞机飞行的动力，也是促进航空事业发展的重要推动力，人类航空史上的每一次重要变革都与航空发动机的技术进步密不可分。

在实际中，当航空发动机推重比大于10时，对涡轮进口温度要求高达1600℃，而目前主要服役的先进镍基单晶高温合金的最高工作温度为1150℃ (熔点的85％)，难以进一步提高，国家一直致力于研发新一代航空发动机叶片材料。

定向凝固的氧化铝基共晶陶瓷件以其高熔点、低密度、优异的高温强度、抗氧化性能和抗蠕变性能等被认为是新一代航空发动机热端用新材料。研究显示，该材料若应用于导向叶片“静叶片”和燃烧室内衬等部位，能够显著提高发动机的推重比，减少冷却环节甚至无需冷却，预计热效率比普通发动机提高 9％。目前实验室中采用激光区熔、光悬浮区熔等方法制备的材料尺寸均太小，无法满足工程应用。因此亟需制备定向凝固的大尺寸氧化铝基共晶陶瓷件。

但是，由于氧化铝基共晶陶瓷件的熔点较高，现有坩埚不能承受其较高的熔融温度，同时，由于需制备的定向凝固的氧化铝基共晶陶瓷件的尺寸较大，现有坩埚脱模较为困难。

发明内容

本申请实施例通过提供一种定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚，能够解决现有定向凝固大尺寸氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚不能承受其较高的熔融温度且脱模较为困难的问题。

本发明实施例提供了一种定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚，包括坩埚本体和套筒；所述套筒设置有从其顶面向底面延伸的通孔，所述通孔的形状与所述坩埚本体的外形相匹配，以使所述套筒能够套设于所述坩埚本体；所述坩埚本体的外形为台体状，并能够沿其垂直于轴线的截面的对称轴对开为两半；所述坩埚本体设置有从其顶面向底面延伸的盲孔；所述盲孔从顶面到底面的方向上依次包括样品区和选晶区，所述样品区的形状与待制备的氧化铝基陶瓷件的形状一致；制备所述套筒的材料和所述坩埚本体的材料的熔点均大于或等于2100℃。

在一种可能的实现方式中，所述盲孔还包括设置于所述样品区与所述选晶区之间的过渡区。

在一种可能的实现方式中，所述盲孔还包括设置于所述样品区与所述选晶区之间的杂晶去除区。

在一种可能的实现方式中，制备所述坩埚本体的材料包括金属钼。

在一种可能的实现方式中，制备所述套筒的材料包括石墨。

在一种可能的实现方式中，所述坩埚本体的外形为圆台状。

在一种可能的实现方式中，所述坩埚本体的外侧壁与底面的夹角为 89.32°。

在一种可能的实现方式中，所述坩埚本体与所述套筒的所述通孔过盈配合。

在一种可能的实现方式中，所述坩埚本体的高度与所述套筒的高度之差为 2mm～3mm。

本发明实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：

本发明实施例提供的一种定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚，包括坩埚本体和套筒。套筒设置有从其顶面向底面延伸的通孔，通孔的形状与坩埚本体的外形相匹配，以使套筒能够套设于坩埚本体。坩埚本体的外形为台体状，并能够沿其垂直于轴线的截面的对称轴对开为两半，从而方便坩埚本体内定向凝固的氧化铝基共晶陶瓷件的脱模。坩埚本体设置有从其顶面向底面延伸的盲孔。盲孔从顶面到底面的方向上依次包括样品区和选晶区，样品区的形状与待制备的氧化铝基陶瓷件的形状一致。制备套筒的材料和坩埚本体的材料的熔点均大于或等于2100℃，从而确保定向凝固氧化铝基共晶陶瓷件时，坩埚能够承受较高的熔融温度。本申请的坩埚在定向凝固大尺寸氧化铝基共晶陶瓷件时能够承受其较高的熔融温度且容易脱模。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请实施例提供的定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚的立体图；

图2为本申请实施例提供的本申请实施例提供的定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚的俯视图；

图3为图2中A-A向剖视图；

图4为图2中B-B向剖视图；

图5为本申请实施例提供的坩埚本体的俯视图；

图6为图5中C-C向剖视图；

图7为本申请实施例提供的套筒的俯视图；

图8为图7中E-E向剖视图；

图9为本申请实施例提供的坩埚本体的外侧壁受力情况示意图。

图标：1-坩埚本体；11-盲孔；111-样品区；112-过渡区；113-杂晶去除区； 114-选晶区；2-套筒；21-通孔；H-套筒的高度；h-坩埚本体的高度；h₁-样品区的高度；h₂-过渡区的高度；h₃-杂晶去除区的高度；h₄-选晶区的高度；a-样品区上端的长度；b-样品区上端的宽度；c-套筒的长度；D₁-坩埚本体顶面的外径尺寸；D₂-坩埚本体底面的外径尺寸；D₃-杂晶去除区的直径尺寸；D₄-选晶区的直径尺寸；D₅-通孔的上端的直径尺寸；D₆-通孔的下端的直径尺寸；r-倒角的半径。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，术语“顶”、“底”、“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明实施例和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明实施例中的具体含义。

请参照图1～4所示，本发明实施例提供的一种定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚，包括坩埚本体1和套筒2。

其中，该套筒2的外形为柱状，如图1～2和图7～8示出了套筒2的外形为长方体的结构示意图，图中，套筒2的长度c和宽度均为100mm，套筒2的高度H为210mm。当然，套筒2还可以为圆柱状、五棱柱状、六棱柱状等，本领域技术人员根据加热炉内腔放置坩埚的位置的形状来制作套筒2的外形。由于套筒2的外形可以依据加热炉内腔放置坩埚的位置的形状来设定，从而坩埚本体1的外形可以设置为固定形状，避免了为了放置于不同的加热炉，而需要不停地更改坩埚本体1的外形，进而降低了坩埚的成本，同时也降低了坩埚的制造难度。

套筒2设置有从其顶面向底面延伸的通孔21，通孔21的形状与坩埚本体 1的外形相匹配，以使套筒2能够套设于坩埚本体1。坩埚本体1的外形为台体状，并能够沿其垂直于轴线的截面的对称轴对开为两半。实际脱模过程中，需要轻敲坩埚本体1的一端，使坩埚从套筒2中脱出，而坩埚本体1的外形为台体状，即其为带稍设计，从底端轻敲坩埚本体1，坩埚能够很容易从套筒2 的上端脱出。坩埚本体1从套筒2中脱出后，由于坩埚本体1能够沿其垂直于轴线的截面的对称轴对开为两半，从而将坩埚分离为两半，能够方便氧化铝基共晶陶瓷件从坩埚本体1中取出，即方便脱模。而且脱模后坩埚不受到损坏，从而可以不断重复利用，进而节约了材料，降低了生产成本。而由于坩埚能够对开为两半，在定向凝固时，需要坩埚本体1的两半合为一个整体才能形成氧化铝基共晶陶瓷件的整体形状，套筒2设置有从其顶面向底面延伸的通孔21 (其中顶面、底面是以附图为基准而言的)，通孔21的形状与坩埚本体1的外形相匹配，即该通孔21也为带稍设计的台体状，套筒2能够套设于坩埚本体1，从而对坩埚本体1起到卡箍的作用，并能够紧箍坩埚本体1，进而使坩埚本体 1的两半能够合为一个整体，同时由于通孔21为台体状，能够方便套筒2的装卸。另外，坩埚本体1对开两半后的坩埚分体的对接面光滑，从而能够防止定向凝固过程中，熔融态氧化铝陶瓷从对接面的缝隙处泄漏。

坩埚本体1设置有从其顶面向底面延伸的盲孔11。盲孔11是连接坩埚本体1的顶面和内部而不贯通整个坩埚本体1的导通孔。盲孔11从顶面到底面的方向上依次包括样品区111和选晶区114，样品区111的形状与待制备的氧化铝基陶瓷件的形状一致。样品区111的形状可以是工程制备所需的任意形状，例如圆柱体、长方体、扇形等，适用性较强。如图1～6示出了样品区111的形状为类长方体形状的结构示意图，如图所示，样品区111的下端的长度*样品区111的下端的宽度为43mm*20mm，样品区上端的长度a*样品区上端的宽度b为45mm*20mm，如图5所示，样品区111上端的长与宽交界处为倒角，倒角的半径r为5mm，样品区的高度h₁为80mm。

在实际应用中，一般选晶区114垂直于轴线方向的横截面面积较小，其高度较高，如图1所示，该选晶区114的下端距离坩埚本体1的底面为10mm，选晶区的高度h₄为40mm，选晶区的直径尺寸D₄为

制备套筒2的材料和坩埚本体1的材料的熔点均大于或等于2100℃。氧化铝陶瓷的熔点为2054℃，对其进行定向区熔凝固，所选套筒2的材料和坩埚本体1的材料的熔点需要在2054℃以上，而要求制备套筒2的材料和坩埚本体1 的材料的熔点均大于或等于2100℃，比氧化铝陶瓷的熔点高一些，有一定的熔点差，可以确保氧化铝完全熔融时套筒2和坩埚本体1完全不会熔融。

本发明实施例提供的一种定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚，包括坩埚本体1和套筒2。套筒2设置有从其顶面向底面延伸的通孔21，通孔21的形状与坩埚本体1的外形相匹配，以使套筒2能够套设于坩埚本体1。坩埚本体1的外形为台体状，并能够沿其垂直于轴线的截面的对称轴对开为两半，从而方便坩埚本体1内定向凝固的氧化铝基共晶陶瓷件的脱模。坩埚本体 1设置有从其顶面向底面延伸的盲孔11。盲孔11从顶面到底面的方向上依次包括样品区111和选晶区114，样品区111的形状与待制备的氧化铝基陶瓷件的形状一致。制备套筒2的材料和坩埚本体1的材料的熔点均大于或等于 2100℃，从而确保定向凝固氧化铝基共晶陶瓷件时，坩埚能够承受较高的熔融温度。本申请的坩埚在定向凝固大尺寸氧化铝基共晶陶瓷件时能够承受其较高的熔融温度且容易脱模。

如图6所示，盲孔11还包括设置于样品区111与选晶区114之间的过渡区112，过渡区112用于初次去除定向凝固氧化铝基共晶陶瓷件的杂晶，从而使定向凝固的氧化铝共晶陶瓷件的质量更优。图6示出了过渡区112的高度h₂为40mm，过渡区112的上端的长度*过渡区112上端的宽度为43mm*20mm，过渡区112下端的尺寸为的结构示意图。

如图6所示，盲孔11还包括设置于样品区111与选晶区114之间的杂晶去除区113。杂晶去除区113用于再次去除定向凝固氧化铝基共晶陶瓷件的杂晶，从而使定向凝固的氧化铝共晶陶瓷件的质量进一步优化。图6示出了杂晶去除区113的高度h₃为2mm，杂晶去除区113的直径尺寸D₃为的结构示意图。进一步地，如图6所示，杂晶去除区113位于过渡区112与选晶区114 之间。

可选的，本申请实施例提供的定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚，制备坩埚本体1的材料包括金属钼(化学式：Mo)。坩埚本体1的材料不仅要满足熔点大于或等于2100℃，当然所选坩埚本体1的材料要求是惰性的，与氧化铝陶瓷等稀土氧化物陶瓷不发生反应，还要坩埚本体1的热膨胀系数小于氧化铝基共晶陶瓷件的热膨胀系数，从而陶瓷件制备结束后，温度降低到室温时，陶瓷件的收缩率略大于坩埚本体1的收缩率，才能易于脱模。金属钼满足上述坩埚本体1的材料的所需的所有条件，同时其成本低廉，能够降低整个坩埚本体1的制造成本。当然，制备坩埚本体1的材料还可以为金属钨(化学式：W)或者金属铱(化学式：Ir)。

可选的，本申请实施例提供的定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚，制备套筒2的材料包括石墨。石墨能够在真空条件下耐3000℃高温，同时石墨硬度很小，便于加工成各种形状，从而便于根据加热炉内放置坩埚的位置的形状来加工不同的套筒2。而且石墨成本低，能够降低整个坩埚的制作成本，加工成多种外形的套筒2，以适应不同的加热炉，进而使坩埚的适用性更强。同时，当坩埚本体1的制作材料为金属钼时，石墨的热膨胀系数小于钼的热膨胀系数，常温下石墨材质的套筒2箍紧钼材质的坩埚本体1后，在样品制备升温的过程中，套筒2的膨胀程度小于坩埚本体1的膨胀程度，可将坩埚本体1进一步箍紧，防止对开成两半的坩埚分体的对接处氧化铝的泄漏。

如图1～6所示，坩埚本体1的外形为圆台状，从而方便坩埚的安装。具体地，由于坩埚本体1的外形为圆台状，其表面为弧面，从而套筒2的通孔21 的内壁也为弧面，而且弧面的垂直于轴线的截面的半径一致，在套筒2套设于坩埚本体1时，不用刻意去将通孔21与坩埚本体1的某处的外壁对齐才能进行套筒2的套设，从而使坩埚的整体装配更方便。另外，圆台状的坩埚本体1 和通孔21，相对而言也更容易加工，还降低了对加工精度的要求。并且套筒2 对坩埚本体1的外壁施加的禁锢力更为均衡，从而使套筒2的箍紧效果更好。如图6示出了圆台状的坩埚本体1的结构示意图，如图坩埚本体1的顶面的外径尺寸D₁为坩埚本体1的底面的外径尺寸D₂为/>坩埚本体1的高度h为212mm。如图7和图8示出了套筒2的结构示意图，图中，通孔21的上端直径尺寸D₅为/>通孔21的下端直径尺寸D₆为/> 当然，坩埚本体1的外形也可以为棱台状，如四棱台、五棱台等。

如图9所示，坩埚本体1的外侧壁与底面的夹角α为89.32°，从而坩埚本体1的外侧壁与垂直于其底面的平面的夹角θ为0.68°，即套筒2和坩埚本体1之间稍的角度为0.68°。由于套筒2的内壁给坩埚本体1的外壁的禁锢力 F＝F_弹*cosθ。F_弹的值是一定的，θ角越小，F越大，即套筒2给坩埚本体1提供的禁锢力F越大，因此θ角越小越好，但是θ角过小不利于脱模。综合考量，当θ角为0.68°，即α角为89.32°时，既能很好地实现脱模，而且也能使套筒2给坩埚本体1的外壁提供足够大小的禁锢力。

可选的，坩埚本体1与套筒2的通孔21过盈配合，从而使套筒2对坩埚的紧箍效果更好，使对开的坩埚分体合成整体时不容易泄漏。

进一步地，如图3和图4所示，坩埚本体1的高度h与套筒2的高度H之差为2mm～3mm。由于在实际脱模过程中，需要轻敲坩埚本体1的底端，坩埚本体1的高度h与套筒2的高度H有一定的高度差，能够使敲击坩埚本体1 的底端时，有更好的敲击着力点，使敲击效果更好，脱模更快更容易，降低了坩埚本体1损伤的可能性。尤其当坩埚本体1与套筒2的通孔21过盈配合时，坩埚本体1与套筒2的配合比较紧密，更需要有较好的敲击着力点来使脱模更快更容易。而坩埚本体1的高度h与套筒2的高度H之差过大，会降低套筒2 对坩埚本体1的卡箍作用。坩埚本体1的高度h与套筒2的高度H之差为 2mm～3mm，既能保证套筒2对坩埚本体1有较好的卡箍作用，同时也使脱模更快更容易。如图3和图4示出了套筒2的高度H为212mm，坩埚本体1的高度h为210mm的结构示意图。

本申请实施例提供一种定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚的使用方法，定向凝固前，首先施加外力，将石墨套筒2从下到上套入钼坩埚本体1，从而将钼坩埚本体1箍紧。然后将混匀的氧化铝陶瓷粉末装入坩埚本体1，再将坩埚放入加热炉的炉膛中，随后抽真空。再然后将坩埚加热到氧化铝陶瓷粉末的熔点以上，陶瓷粉末熔化，随后降温冷凝。此时坩埚本体1的选晶区114进行选晶，选出单晶后，经过杂晶去除区113以及过渡区112，到样品区111制备出大块的定向凝固的氧化铝基共晶陶瓷件。制备结束后，坩埚自然冷却至室温，取出坩埚。之后用千斤顶从底部轻击钼坩埚本体1，取下石墨套筒2，再之后对开钼坩埚本体1，最后取出所制备的陶瓷件即可。

当然本发明实施例提供的坩埚，也适用于其他通过定向凝固技术制备的大尺寸较高熔点的陶瓷材料，能够满足超高温材料的制备加工。

本说明书中的各个实施方式采用递进的方式描述，各个实施方式之间相同或相似的部分互相参见即可，每个实施方式重点说明的都是与其他实施方式的不同之处。

以上实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对本申请限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请技术方案的范围。

Claims (8)

1.一种定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚，其特征在于，包括坩埚本体和套筒；

所述套筒设置有从其顶面向底面延伸的通孔，所述通孔的形状与所述坩埚本体的外形相匹配，以使所述套筒能够套设于所述坩埚本体；

所述坩埚本体的外形为台体状，并能够沿其垂直于轴线的截面的对称轴对开为两半；

所述坩埚本体设置有从其顶面向底面延伸的盲孔；所述盲孔从顶面到底面的方向上依次包括样品区和选晶区，所述样品区的形状与待制备的氧化铝基陶瓷件的形状一致；所述盲孔还包括设置于所述样品区与所述选晶区之间的杂晶去除区；

制备所述套筒的材料和所述坩埚本体的材料的熔点均大于或等于2100℃。

2.根据权利要求1所述的定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚，其特征在于，所述盲孔还包括设置于所述样品区与所述选晶区之间的过渡区。

3.根据权利要求1所述的定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚，其特征在于，制备所述坩埚本体的材料包括金属钼。

4.根据权利要求1或3所述的定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚，其特征在于，制备所述套筒的材料包括石墨。

5.根据权利要求1所述的定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚，其特征在于，所述坩埚本体的外形为圆台状。

6.根据权利要求1所述的定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚，其特征在于，所述坩埚本体的外侧壁与底面的夹角为89.32°。

7.根据权利要求1所述的定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚，其特征在于，所述坩埚本体与所述套筒的所述通孔过盈配合。

8.根据权利要求1或6或7所述的定向凝固航空发动机用氧化铝基共晶陶瓷件的坩埚，其特征在于，所述坩埚本体的高度与所述套筒的高度之差为2mm～3mm。