CN116174649B - 一种维修高温合金涡轮导向器叶片用进气边精铸件制备方法 - Google Patents
一种维修高温合金涡轮导向器叶片用进气边精铸件制备方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN116174649B CN116174649B CN202310211435.XA CN202310211435A CN116174649B CN 116174649 B CN116174649 B CN 116174649B CN 202310211435 A CN202310211435 A CN 202310211435A CN 116174649 B CN116174649 B CN 116174649B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- air inlet
- precision casting
- inlet side
- casting
- side precision
- 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
Links
- 238000005495 investment casting Methods 0.000 title claims abstract description 76
- 239000000956 alloy Substances 0.000 title claims abstract description 26
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 title claims abstract description 25
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 title claims abstract description 21
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 22
- 238000005266 casting Methods 0.000 claims abstract description 21
- 229910000601 superalloy Inorganic materials 0.000 claims abstract description 20
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 claims abstract description 17
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 claims abstract description 11
- 238000003754 machining Methods 0.000 claims abstract description 10
- 238000010146 3D printing Methods 0.000 claims abstract description 8
- 238000003723 Smelting Methods 0.000 claims abstract description 8
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims abstract description 7
- 230000007547 defect Effects 0.000 claims abstract description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 13
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 11
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 11
- 239000010410 layer Substances 0.000 claims description 9
- 239000000843 powder Substances 0.000 claims description 8
- RMAQACBXLXPBSY-UHFFFAOYSA-N silicic acid Chemical compound O[Si](O)(O)O RMAQACBXLXPBSY-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 8
- 229910052845 zircon Inorganic materials 0.000 claims description 8
- GFQYVLUOOAAOGM-UHFFFAOYSA-N zirconium(iv) silicate Chemical compound [Zr+4].[O-][Si]([O-])([O-])[O-] GFQYVLUOOAAOGM-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 8
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims description 5
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 5
- 239000011247 coating layer Substances 0.000 claims description 4
- 239000002344 surface layer Substances 0.000 claims description 4
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 3
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 abstract description 3
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 4
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 3
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 2
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 2
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 2
- 230000002035 prolonged effect Effects 0.000 description 2
- 238000002679 ablation Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000012938 design process Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 239000002737 fuel gas Substances 0.000 description 1
- 230000014509 gene expression Effects 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 238000005058 metal casting Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 239000002994 raw material Substances 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- B22C9/02—Sand moulds or like moulds for shaped castings
- B22C9/04—Use of lost patterns
- B22C9/046—Use of patterns which are eliminated by the liquid metal in the mould
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22C—FOUNDRY MOULDING
- B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
- B22C9/08—Features with respect to supply of molten metal, e.g. ingates, circular gates, skim gates
- B22C9/082—Sprues, pouring cups
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22C—FOUNDRY MOULDING
- B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
- B22C9/08—Features with respect to supply of molten metal, e.g. ingates, circular gates, skim gates
- B22C9/088—Feeder heads
-
- 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
- B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
- B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
- B33Y80/00—Products made by additive manufacturing
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02P—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES IN THE PRODUCTION OR PROCESSING OF GOODS
- Y02P10/00—Technologies related to metal processing
- Y02P10/25—Process efficiency
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
本发明涉及高温合金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涡轮导向器叶片进气边的缺陷状态，确定切割尺寸。在叶片铸件模型上截取进气边模型后，设计进气边精铸件加工余量、确定进气边精铸件蜡模模型X、Y、Z方向上的铸件收缩率，生成3D打印用模型，经3D打印进气边精铸件蜡模后，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、真空熔炼浇注的制备方法，即可获得维修镍基高温合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涡轮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涡轮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涡轮导向器叶片的需求，本发明的目的是提供一种维修镍基高温合金涡轮导向器叶片用进气边精铸件设计及制备工艺方法。
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涡轮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涡轮导向器叶片进气边的缺陷状态，确定切割尺寸；
2)在叶片模型上截取进气边模型后，设计加工余量，形成进气边精铸件模型；在进气边精铸件模型的基础上，设计X、Y、Z方向上的收缩率，生成进气边精铸件蜡模模型；进气边精铸件蜡模模型，经3D打印后生成进气边精铸件蜡模；
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、真空熔炼浇注的制备方法，即可获得维修高温合金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)设计需要维修的高温合金涡轮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)设计与原叶片装配面处的加工余量，加工余量可设为1mm～3mm，其余部位为无余量，形成进气边精铸件模型。
优选的，所述步骤2)在进气边精铸件模型基础上，设计X、Y、Z方向上的收缩率分别为2.8～3.2％、3.5～4.1％、1.9～2.5％，形成进气边精铸件蜡模模型。
优选的，所述步骤2)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。
优选的，所述步骤3)设计铸件蜡模多树、多层的蜡模组树结构，其中进气边精铸件的补缩块A1和补缩块B2保证进气边精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A1和补缩块B2；浇冒口5满足高温金属浇注时金属流顺利进入中柱管3与直浇道4，还包括进气边精铸件6，所述补缩块A1和补缩块B2与进气边精铸件6连接，补缩块A1和补缩块B2与直浇道4连接；直浇道4与中柱管3与浇冒口5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，完成进气边精铸件真空熔炼浇注。
优选的，型壳经清理后，从组树上切割完成后，经射线、荧光、尺寸检测合格即可完成进气边精铸件。
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涡轮导向器叶片用进气边精铸件，根据要维修的高温合金涡轮导向器叶片进气边的缺陷状态，精准切割模型，利用3D打印蜡模的形式，采用熔模精密铸造的技术制备进气边精铸件。实现了由于进气边烧蚀、壁厚不符合要求等原因而报废的导向叶片得以重新使用，提高了高温合金涡轮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中高温合金涡轮导向叶片的六点定位系统，用于切割模型，生成进气边零件模型图片；
图2是本发明实施例1中高温合金涡轮导向叶片切割线示意图；
图3是本发明实施例1中高温合金涡轮导向叶片进气边的精铸件模型图片；
图4是本发明实施例1中高温合金涡轮导向叶片进气边蜡模模组图片；
图5是本发明实施例1高温合金涡轮导向叶片进气边型壳图片；
图6是本发明实施例1高温合金涡轮导向叶片进气边实物图片。
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)设计需要维修的高温合金涡轮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，设计与原叶片装配面处的加工余量，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)在进气边精铸件模型的基础上，设计X、Y、Z方向上的收缩率分别为2.8～3.2％、3.5～4.1％、1.9～2.5％，形成进气边精铸件蜡模三维模型，如附图3所示。
(5)采用3D打印的方式完成进气边精铸件蜡模制备。
(6)设计铸件蜡模多树、多层的蜡模模组组树结构，见附图4。图中，1、2分别为进气边精铸件的补缩块A1和补缩块B2，保证进气边精铸件内部冶金疏松满足要求。3为模组中柱管3，是金属流的填充通道。4为直浇道4，将金属流引入补缩A1和补缩块B2中。5为浇冒口5，作用是满足高温金属浇注时金属流顺利进入中柱管3与直浇道4。6为进气边精铸件6。
(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，完成进气边精铸件型壳制备，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，完成进气边精铸件真空熔炼浇注。
(9)型壳经清理后，从组树上切割完成后，经射线、荧光、尺寸检测合格即可完成进气边精铸件，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，完成进气边零件模型。
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，生成进气边精铸件模型；
(3)在进气边精铸件模型的基础上，设计X、Y、Z方向上的收缩率分别为3.1％、3.9％、2.2％，形成进气边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、多层的蜡模组树结构。该模组圆周项尺寸为160mm，模组高度为310mm。共有4树，每树有6个铸件，一组可有24件铸件出品。进气边精铸件的补缩块A1和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进气边精铸件。
通过以上方法，完成了一种维修高温合金涡轮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 (8)
1.一种维修高温合金涡轮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涡轮导向器叶片进气边的缺陷状态，确定切割尺寸；
2)在叶片模型上截取进气边模型后，设计加工余量，形成进气边精铸件模型；在进气边精铸件模型基础上，设计X、Y、Z方向的收缩率，形成进气边精铸件蜡模模型；进气边精铸件蜡模模型，经3D打印后形成进气边精铸件蜡模；
3)设计多树、多层蜡模组合方式，形成进气边精铸件蜡模模组组树；
4)采用陶瓷型壳制备、真空熔炼浇注的制备方法，即可获得维修高温合金涡轮导向器叶片用进气边精铸件；
所述步骤2)设计与原叶片装配面处的加工余量，加工余量可设为1mm～3mm，其余部位为无余量，形成进气边精铸件模型；
所述步骤3)设计进气边精铸件蜡模多树、多层的蜡模模组组树结构，其中进气边精铸件的补缩块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A(1)和补缩块B(2)；浇冒口(5)满足高温金属浇注时金属流顺利进入中柱管与直浇道，还包括进气边精铸件(6)，所述补缩块A(1)和补缩块B(2)与进气边精铸件(6)连接，补缩块A(1)和补缩块B(2)与直浇道(4)连接；直浇道(4)与中柱管(3)与浇冒口连接，形成多树、多层的蜡模模组。
2.根据权利要求1所述的维修高温合金涡轮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)设计需要维修的涡轮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涡轮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)中在进气边精铸件模型的基础上，设计X、Y、Z方向上的收缩率分别为2.8～3.2％、3.5～4.1％、1.9～2.5％，形成进气边精铸件蜡模模型。
4.根据权利要求1所述的维修高温合金涡轮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VisiJet M2 CAST蜡模材质，使用ProJetMJP 2500W设备，用3D打印的方式完成精铸件蜡模制备。
5.根据权利要求1所述的维修高温合金涡轮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，完成进气边精铸件型壳制备。
6.根据权利要求1所述的维修高温合金涡轮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，完成进气边精铸件真空熔炼浇注。
7.根据权利要求6所述的维修高温合金涡轮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，从组树上切割完成后，经射线、荧光、尺寸检测合格即可完成进气边精铸件的制备。
8.根据权利要求1所述的维修高温合金涡轮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A(1)和补缩块B(2)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。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310211435.XA CN116174649B (zh) | 2023-02-28 | 2023-02-28 | 一种维修高温合金涡轮导向器叶片用进气边精铸件制备方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310211435.XA CN116174649B (zh) | 2023-02-28 | 2023-02-28 | 一种维修高温合金涡轮导向器叶片用进气边精铸件制备方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN116174649A CN116174649A (zh) | 2023-05-30 |
| CN116174649B true CN116174649B (zh) | 2024-04-16 |
Family
ID=86432690
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202310211435.XA Active CN116174649B (zh) | 2023-02-28 | 2023-02-28 | 一种维修高温合金涡轮导向器叶片用进气边精铸件制备方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN116174649B (zh) |
Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0474484A2 (en) * | 1990-09-04 | 1992-03-11 | United Technologies Corporation | Vane lug repair technique |
| CN109622888A (zh) * | 2018-12-20 | 2019-04-16 | 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 |
| CN110076292A (zh) * | 2019-05-27 | 2019-08-02 | 中国航发北京航空材料研究院 | 一种双联整铸定向凝固涡轮导向叶片的熔模铸造方法 |
| CN110293208A (zh) * | 2019-07-15 | 2019-10-01 | 深圳市万泽中南研究院有限公司 | 用于叶片类铸件熔模精铸的制壳方法及模壳 |
| CN111451447A (zh) * | 2020-05-15 | 2020-07-28 | 中国航发北京航空材料研究院 | 一种实心双联单晶导向叶片的精密铸造方法 |
| CN111496187A (zh) * | 2020-05-09 | 2020-08-07 | 中国航发北京航空材料研究院 | 一种单晶双联体空心导向叶片的熔模精密铸造方法 |
| CN111975282A (zh) * | 2020-08-21 | 2020-11-24 | 中国人民解放军第五七一九工厂 | Tc4钛合金整体叶盘结构叶片进气边损伤修复方法 |
| CN112475232A (zh) * | 2020-12-10 | 2021-03-12 | 中国科学院金属研究所 | 一种无余量精密铸造用大型陶瓷型壳阻流方法 |
| CN114082988A (zh) * | 2021-10-28 | 2022-02-25 | 浙江意动科技股份有限公司 | 一种对航空发动机冷热端叶片修复的方法 |
| CN114210926A (zh) * | 2021-12-15 | 2022-03-22 | 中国航发动力股份有限公司 | 一种涡轮叶片熔模铸造型壳及其铸造工艺 |
| CN114589290A (zh) * | 2022-04-11 | 2022-06-07 | 中国科学院金属研究所 | 一种高温合金空心导向叶片内腔成型的方法 |
-
2023
- 2023-02-28 CN CN202310211435.XA patent/CN116174649B/zh active Active
Patent Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0474484A2 (en) * | 1990-09-04 | 1992-03-11 | United Technologies Corporation | Vane lug repair technique |
| CN109622888A (zh) * | 2018-12-20 | 2019-04-16 | 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 |
| CN110076292A (zh) * | 2019-05-27 | 2019-08-02 | 中国航发北京航空材料研究院 | 一种双联整铸定向凝固涡轮导向叶片的熔模铸造方法 |
| CN110293208A (zh) * | 2019-07-15 | 2019-10-01 | 深圳市万泽中南研究院有限公司 | 用于叶片类铸件熔模精铸的制壳方法及模壳 |
| CN111496187A (zh) * | 2020-05-09 | 2020-08-07 | 中国航发北京航空材料研究院 | 一种单晶双联体空心导向叶片的熔模精密铸造方法 |
| CN111451447A (zh) * | 2020-05-15 | 2020-07-28 | 中国航发北京航空材料研究院 | 一种实心双联单晶导向叶片的精密铸造方法 |
| CN111975282A (zh) * | 2020-08-21 | 2020-11-24 | 中国人民解放军第五七一九工厂 | Tc4钛合金整体叶盘结构叶片进气边损伤修复方法 |
| CN112475232A (zh) * | 2020-12-10 | 2021-03-12 | 中国科学院金属研究所 | 一种无余量精密铸造用大型陶瓷型壳阻流方法 |
| CN114082988A (zh) * | 2021-10-28 | 2022-02-25 | 浙江意动科技股份有限公司 | 一种对航空发动机冷热端叶片修复的方法 |
| CN114210926A (zh) * | 2021-12-15 | 2022-03-22 | 中国航发动力股份有限公司 | 一种涡轮叶片熔模铸造型壳及其铸造工艺 |
| CN114589290A (zh) * | 2022-04-11 | 2022-06-07 | 中国科学院金属研究所 | 一种高温合金空心导向叶片内腔成型的方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN116174649A (zh) | 2023-05-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9770758B2 (en) | Method for forming a directionally solidified replacement body for a component using additive manufacturing | |
| US9581035B2 (en) | Turbine nozzle components having reduced flow areas | |
| US6588485B1 (en) | Hybrid method for manufacturing titanium compressor wheel | |
| US7296615B2 (en) | Method and apparatus for determining the location of core-generated features in an investment casting | |
| US10357819B2 (en) | Investment casting of hollow components | |
| CN107717364A (zh) | 空心涡轮叶片内腔精密铸造外形机械加工的冷热复合制造方法 | |
| CN106001513A (zh) | 一种熔模精密铸造单晶高温合金薄壁试样的制备方法 | |
| US20080202718A1 (en) | Process For Producing A Lost Model, And Core Introduced Therein | |
| CN103722128A (zh) | 使用光刻模制技术在部件上制造表面冷却通道的方法 | |
| GB2551777A (en) | A stator vane arrangement and a method of casting a stator vane arrangement | |
| CN111206964A (zh) | 一种整体铸造航空发动机涡轮导向器及其制备方法 | |
| CN110328359B (zh) | 窄间歇、扭曲、多叶片密集分布叶栅类零件的成形方法 | |
| CN116174649B (zh) | 一种维修高温合金涡轮导向器叶片用进气边精铸件制备方法 | |
| US11408290B2 (en) | Reduced cross flow linking cavities and method of casting | |
| US8277193B1 (en) | Thin walled turbine blade and process for making the blade | |
| US20060162893A1 (en) | Method for the production of a casting mold | |
| JP4596537B2 (ja) | 排気系タービンハウジングの製造方法およびこれを用いてなる排気系タービンハウジング | |
| CN115958377A (zh) | 一种燃机单晶高温合金涡轮转子叶片叶尖修复方法 | |
| US11389862B2 (en) | Leachable casting core and method of manufacture | |
| EP3693100A1 (en) | Method of investment casting chaplet | |
| US7681623B2 (en) | Casting process and cast component | |
| US10549338B2 (en) | System and process to provide self-supporting additive manufactured ceramic core | |
| US20240133297A1 (en) | Erosion-shielded turbine blades and methods of manufacturing the same | |
| AU2021102055A4 (en) | Metal Additive Manufacturing Method Based on Double High-energy Beams Technique | |
| Vdovin | Study of the stability of the geometric dimensions of wax models of GTE blades using rapid prototyping technology |
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 |