CN116174649A - 一种维修高温合金导向器叶片用进气边精铸件制备方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及高温合金空心涡轮导向器叶片维修及高温合金熔模精密铸造的技术领域，具体为获得一种维修高温合金导向器叶片用进气边精铸件制备方法，包括以下步骤：根据要维修的镍基高温合金空心涡轮导向器叶片进气边的位置，在叶片外形及内腔找到特征点，确定切割尺寸。在铸件模型上截取模型后，设计铸件加工余量、模型X、Y、Z方向铸件收缩率，生成3D打印用模型，经3D打印铸件蜡模后，设计多树、多层蜡模组合方式，完成蜡模模组组树。采用陶瓷型壳制备、真空熔炼浇铸的制备方法，即可获得维修镍基高温合金空心涡轮导向器叶片用进气边精铸件。
Description
技术领域
本发明涉及镍基高温合金导向器叶片维修及熔模精密铸造领域，具体为获得一种维修高温合金导向器叶片用进气边精铸件制备方法。
背景技术
镍基高温合金涡轮叶片是被广泛应用于航空发动机和地面燃机涡轮叶片等热端关键部件，发动机涡轮部件是由不动的涡轮导向器和转动的转子组成，主要作用是将燃烧室流出的高温、高压燃气的大部分能量转变为机械功，使涡轮高速旋转并产生大的功率，由涡轮轴输出。在发动机机中，涡轮部件所承受的热负荷、气动负荷和机械负荷都是最大的。涡轮导向器叶片、涡轮导向器内环、涡轮导向器外环发动机涡轮导向器，为了得到大功率，要求涡轮进口温度尽可能的高，为了提高高温合金材料的在长期高温燃气冲击和侵蚀下的承受能力，一方面材料本身提高性能，另外涡轮叶片内部设计冷却通道结构和冷却方式，逐步提高叶片材料的冷却效果。复杂内腔冷却结构空心高温合金涡轮叶片原材料成本高，制备工艺复杂等方面原因造成涡轮叶片制造成本占据发动机总成本的20-30％以上，在航空发动机维修时，对涡轮叶片持续使用提出要求。导向器叶片在受发动机高压燃气和侵蚀下，叶片进气边是最先出现氧化、烧蚀，从而使叶片壁厚不符合要求而报废。因此本发明是制备一种维修镍基高温合金空心涡轮导向器叶片用进气边精铸件的制备方法，该铸件制备完成经过尺寸确认后，用一种专用的链接方式，替换原叶片中进气边失效的部位，从而延长原涡轮叶片使用寿命。
发明内容
针对维修镍基高温合金导向器叶片的需求，本发明的目的是提供一种维修镍基高温合金空心涡轮导向器叶片用进气边精铸件设计及制造工艺方法。
本发明解决技术问题采用如下技术方案：
本发明提供一种维修高温合金导向器叶片用进气边精铸件制备方法，包括以下步骤：
1)根据要维修的高温合金空心涡轮导向器叶片进气边的位置，在叶片外形及内腔找到特征点，确定切割尺寸；
2)在铸件模型上截取模型后，设计加工余量，形成精铸件模型；设计铸件的X、Y、Z方向收缩率，生成精铸件蜡模模型；蜡模模型，经3D打印后生成精铸件蜡模；
3)设计多树、多层蜡模组合方式，生成精铸件蜡模模组组树；
4)采用陶瓷型壳制备、真空熔炼浇铸的制备方法，即可获得维修镍基高温合金空心涡轮导向器叶片用进气边精铸件。
优选的，所述步骤1)包括：
(1)设计需要维修的导向器叶片的整体三维模型；
(2)分析三维模型，根据内腔、外形结构特点，建立叶片进气边模型切割坐标系。
优选的，所述步骤2)在设计与原叶片链接处设计加工余量，加工余量可设为1mm～3mm，其余部位为无余量，形成精铸件模型。
优选的，所述步骤2)中铸件模型设计X、Y、Z的收缩率分为2.8～3.2％、3.5～4.1％、1.9～2.5％，形成精铸件蜡模模型。
优选的，所述步骤2)采用专用蜡模材质，使用专用设备，用3D打印的方式完成蜡模制备。
优选的，所述步骤3)设计铸件蜡模多树、多层的蜡模组数结构，其中铸件的补缩块A(1)和补缩块B(2)保证铸件内部冶金疏松满足要求；模组中柱管(3)是金属流的填充通道；直浇道(4)将金属流引入补缩块；浇冒口结构(5)满足高温金属浇注时金属流顺利进入中柱管与值浇道,还包括铸件本身(6)，所述补缩块A(1)和补缩块B(2)与铸件(6)本身连接，补缩块A(1)和补缩块B(2)与直浇道(4)连接；直接道(4)与中柱管(3)与浇冒口连接，形成多树、多层的蜡模模组。
优选的，所述步骤4)采用硅溶胶锆英粉面层的陶瓷型壳工艺，锆英粉与硅溶胶的配比为：3～3.5，涂料层数为5.5～7.5，完成型壳制备。
优选的，所述步骤4)用真空熔炼设备将镍基高温合金升温到1450℃～1550℃，将高温合金浇注到型壳中，完成精铸件真空熔炼浇注。
优选的，型壳经清理后，从组数上切割完成后，经射线、荧光、尺寸检测合格即可完成铸件。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明提供一种维修镍基高温合金空心涡轮导向器叶片用进气边精铸件，选择正确的叶片的内外表面的特征点，精准切割模型，利用蜡模3D打印的形式，用熔模精密铸造的形式制备精铸件。实现了由于排气边烧蚀、壁厚不符合要求等原因而报废的导向叶片得以重新使用，提高了高温合金导向叶片的使用寿命，降低了发动机维修成本。
附图说明
图1是本发明实施例1中导向叶片的六点定位系统，用于切割模型，生成排气边零件模型图片；
图2是本发明实施例1中导向叶片切割线示意图
图3是本发明实施例1中导向叶片的排气边的精铸件模型图片；
图4是本发明实施例1中导向叶片排气边蜡模模组图片；
图5是本发明实施例1导向叶片排气边型壳图片；
图6是本发明实施例1导向叶片排气边实物图片。
具体实施方式
现在对照参照附图来详细描述本申请的各种示例性实施例。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本申请的范围。
以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本申请及其应用或使用的任何限制。
对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。
在这里示出和讨论的所有例子中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它例子可以具有不同的值。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
本发明采用以下步骤：
(1)设计需要维修的导向器叶片的整体三维模型；
(2)分析三维模型，根据内腔、外形结构特点，建立叶片进气边模型切割坐标系，见附图1；
(3)切割完成进气边模型后，根据精密铸造工艺要求，在设计与原叶片链接处设计加工余量，其余部位为无余量精密铸造，形成进气边铸件图，见附图2。
(4)铸件模型设计X、Y、Z的收缩率分为2.8～3.2％、3.5～4.1％、1.9～2.5％，形成铸件蜡模三维模型，如附图3所示。
(5)采用专用蜡模材质，使用专用设备，用3D打印的方式完成精铸件蜡模制备。
(6)设计铸件蜡模多树、多层的蜡模组数结构，见附图4。结构1、2为铸件的补缩块，保证铸件内部冶金疏松满足要求。结构3为模组中柱管，是金属流的填充通道。结构4为直浇道，将金属流引入补缩块。结构5为浇冒口结构，作用是满足高温金属浇注时金属流顺利进入中柱管与值浇道。结构6为铸件本身。
(7)采用硅溶胶锆英粉面层的陶瓷型壳工艺，锆英粉与硅溶胶的配比为：3～3.5，涂料层数为5.5～7.5，完成精铸件型壳制备，见附图5；
(8)用真空熔炼设备将镍基高温合金升温到1450℃～1550℃之间，将高温合金浇注到型壳中，完成精铸件真空熔炼浇注。
(9)型壳经清理后，从组数上切割完成后，经射线、荧光、尺寸检测合格即可完成铸件，见附图6。
实施例1
如图1所示，样品为某型号航空发动机等轴晶高温合金叶片精铸件，采用六点坐标为A1(-52.123,-20.614,336.454)、A2(-82.493,13.401,336.742)、A3(-82.065,-4.105,267.695)、B4(-62.505,18.198,303.792)、C5(6.647,-3.391,272.595)、C6(-25.730,33.030,277.481)，如图2所示，在平行进气边安装板方向方向设置切割线，切割线距进气边安装板27.2mm，叶身位置切割线距离叶身0.1mm位置，叶身切割线(切割线由12个点组成样条线)坐标值为表1所示，完成排气边零件模型。
表1切割线坐标值
| 序号 | X | Y | Z |
| 1 | -70.223 | -14.023 | 290 |
| 2 | -72.251 | 12.225 | 290 |
| 3 | -74.011 | 10.168 | 290 |
| 4 | -75.368 | 7.823 | 290 |
| 5 | -76.077 | 5.222 | 290 |
| 6 | -75.479 | 2.608 | 290 |
| 7 | -73.639 | 0.659 | 290 |
| 8 | -71.064 | -0.088 | 290 |
| 9 | -68.448 | 0.534 | 290 |
| 10 | -65.933 | 1.549 | 290 |
| 11 | -63.407 | 2.537 | 290 |
| 12 | -60.889 | 3.558 | 290 |
(2)设计加工面的加工余量为2mm，生成排气边精铸件模型；
(3)毛坯模型按X、Y、Z的收缩率分为3.1％、3.9％、2.2％，形成精铸件蜡模三维模型，如图3所示；
(4)采用VisiJet M2 CAST蜡模材质，使用ProJet MJP 2500W设备，用3D打印的方式完成蜡模制备；
(5)如图4所示，采用铸件蜡模多树、多层的蜡模组数结构。该模组圆周项尺寸为160mm，模组高度为310mm。共有4树，每树有3个铸件，一组可有12件铸件出品。铸件的补缩块A1、铸件的补缩块B2尺寸结构相同，为长9mm、宽5mm、高度6mm、斜度为13.5°的梯形体；模组中柱管为圆形棒状结构，直径为25mm，长度300mm；直浇道4为截面为矩形的长棒状结构，尺寸为20mm*15mm*300mm；浇冒口5为碗状结构，有效内径为30mm。
(6)采用硅溶胶锆英粉面层的陶瓷型壳工艺，锆英粉与硅溶胶的配比为：3.2，涂料层数为6.5层，完成型壳制备；
(7)在专用真空熔炼设备中进行浇注，浇注温度选择是1490℃；
(8)型壳经清理后，从组数上切割完成后，经射线、荧光、尺寸检测合格即可完成铸件。
通过以上方法，完成了一种维修高温合金导向器叶片用进气边精铸件。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各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发明各实施例技术方案的范围。
Claims (10)
1.一种维修高温合金导向器叶片用进气边精铸件制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
1)根据要维修的高温合金空心涡轮导向器叶片进气边的位置，在叶片外形及内腔找到特征点，确定切割尺寸；
2)在铸件模型上截取模型后，设计加工余量，形成精铸件模型；设计铸件的X、Y、Z方向收缩率，生成精铸件蜡模模型；蜡模模型，经3D打印后生成精铸件蜡模；
3)设计多树、多层蜡模组合方式，生成精铸件蜡模模组组树；
4)采用陶瓷型壳制备、真空熔炼浇铸的制备方法，即可获得维修镍基高温合金空心涡轮导向器叶片用进气边精铸件。
2.根据权利要求1所述的维修高温合金导向器叶片用进气边精铸件制备方法，其特征在于，所述步骤1)包括：
(1)设计需要维修的导向器叶片的整体三维模型；
(2)分析三维模型，根据内腔、外形结构特点，建立叶片进气边模型切割坐标系。
3.根据权利要求1所述的维修高温合金导向器叶片用进气边精铸件制备方法，其特征在于，所述步骤2)在设计与原叶片链接处设计加工余量，加工余量可设为1mm～3mm，其余部位为无余量，形成精铸件模型。
4.根据权利要求1所述的维修高温合金导向器叶片用进气边精铸件制备方法，其特征在于，所述步骤2)中铸件模型设计X、Y、Z的收缩率分为2.8～3.2％、3.5～4.1％、1.9～2.5％，形成精铸件蜡模三维模型。
5.根据权利要求1所述的维修高温合金导向器叶片用进气边精铸件制备方法，其特征在于，所述步骤2)采用专用蜡模材质，使用专用设备，用3D打印的方式完成精铸件蜡模制备。
6.根据权利要求1所述的维修高温合金导向器叶片用进气边精铸件制备方法，其特征在于，所述步骤3)设计铸件蜡模多树、多层的蜡模组数结构，其中铸件的补缩块A(1)和补缩块B(2)保证铸件内部冶金疏松满足要求；模组中柱管(3)是金属流的填充通道；直浇道(4)将金属流引入补缩块；浇冒口结构(5)满足高温金属浇注时金属流顺利进入中柱管与值浇道,还包括铸件本身(6)，所述补缩块A(1)和补缩块B(2)与铸件本身(6)连接，补缩块A(1)和补缩块B(2)与直浇道(4)连接；直接道(4)与中柱管(3)与浇冒口连接，形成多树、多层的蜡模模组。
7.根据权利要求1所述的维修高温合金导向器叶片用进气边精铸件制备方法，其特征在于，所述步骤4)采用硅溶胶锆英粉面层的陶瓷型壳工艺，锆英粉与硅溶胶的配比为：3～3.5，涂料层数为5.5～7.5，完成精铸件型壳制备。
8.根据权利要求1所述的维修高温合金导向器叶片用进气边精铸件制备方法，其特征在于，所述步骤4)其特征在于，用真空熔炼设备将镍基高温合金升温到1450℃～1550℃，将高温合金浇注到型壳中，完成精铸件真空熔炼浇注。
9.根据权利要求8所述的维修高温合金导向器叶片用进气边精铸件制备方法，其特征在于，型壳经清理后，从组数上切割完成后，经射线、荧光、尺寸检测合格即可完成精铸件的制备。
10.根据权利要求6所述的维修高温合金导向器叶片用进气边精铸件制备方法，其特征在于，铸件的补缩块A1、铸件的补缩块B2尺寸结构相同，为长9mm、宽5mm、高度6mm、斜度为13.5°的梯形体；模组中柱管为圆形棒状结构，直径为25mm，长度300mm；直浇道4为截面为矩形的长棒状结构，尺寸为20mm*15mm*300mm；浇冒口5为碗状结构，有效内径为30mm。
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