CN116944458A - 一种航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法及模具 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法及模具，包括：提供涡轮叶盘蜡模，涡轮叶盘具备盘状结构以及环绕于盘状结构外的叶片结构；于涡轮叶盘蜡模外实施制壳工艺；布置若干柔性石墨冷铁，使每一柔性石墨冷铁的中部均位于弧形间隙中，使每一柔性石墨冷铁的侧面均抵于第一中间模壳的盘状结构的侧壁，且使每一柔性石墨冷铁的两端均突出于第一中间模壳的叶片结构；对第二中间模壳实施制壳工艺；去除包覆于第二中间模壳的柔性石墨冷铁的两端的制壳材料。本发明提供了一种航空发动机动力涡轮叶盘柱状晶控制方法，可有效的减小动力涡轮叶盘轮毂与叶片转接区域柱状晶尺寸甚至消除柱状晶。
Description
技术领域
本发明涉及航空发动机涡轮叶盘制造技术领域，更具体的是涉及一种航空发动机涡轮叶盘精密铸造领域，尤其涉及一种航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法。
背景技术
涡轮叶盘是航空发动机中的关键件，通常采用精密铸造工艺(失蜡法)进行批量生产，其原理是采用注射成型的方法制成蜡模，在蜡模表面翻制陶瓷模壳，再将蜡模熔化，得到内置陶瓷型芯的模壳，将金属液熔化并倒入陶瓷模壳，待金属液冷却后，将陶瓷模壳敲碎清除，即得到涡轮叶盘铸件，再通过机加工等方法制成成品涡轮叶盘。
航空发动机涡轮叶盘的结构由轮毂和叶片组成，如图1所示，其结构特点是中间部位的轮毂厚大，周围的叶片薄壁。由于动力涡轮叶盘的结构特点，其精密铸造技术难点之一是叶片与轮毂转接区域柱状晶的控制，如图2所示。此区域出现柱状晶的原因是由于叶片薄，散热快，最先凝固，轮毂厚大冷却速度慢，因此出现从叶片到轮毂的凝固顺序，使叶片先形核的晶粒向轮毂径向方向生长，形成柱状晶。通常要求此区域无柱状晶或者小于规定的柱状晶尺寸，在实际生产中，极易由于此区域柱状晶不合格导致铸件报废。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法。
为了实现上述目的，本发明采取的技术方案为：
一种航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，其中，包括：
S1、提供涡轮叶盘蜡模，所述涡轮叶盘具备盘状结构以及环绕于所述盘状结构外的叶片结构；
S2、于所述涡轮叶盘蜡模外实施制壳工艺，以得到第一中间模壳；
S3、布置若干柔性石墨冷铁，使每一所述柔性石墨冷铁的中部均位于所述第一中间模壳的两相邻的叶片结构之间的弧形间隙中，使每一所述柔性石墨冷铁的侧面均抵于所述第一中间模壳的盘状结构的侧壁，且使每一所述柔性石墨冷铁的两端均突出于所述第一中间模壳的叶片结构，以得到第二中间模壳；
S4、对所述第二中间模壳实施制壳工艺；
S5、去除包覆于所述第二中间模壳的所述柔性石墨冷铁的两端的制壳材料；
S6、重复步骤S4至步骤S5若干次，以得到成品模壳。
上述的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，其中，还包括：
S7、去除所述成品模壳中的蜡模以得到模壳，使用所述模壳实施浇注工艺；
S8、取出浇注完成的所述模壳，于室温下冷却。
上述的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，其中，在所述S2中，所述制壳工艺包括，对所述涡轮叶盘蜡模的表面实施粘浆和淋砂，使制壳材料包覆所述涡轮叶盘蜡模的表面。
上述的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，其中，在所述S3中，所述柔性石墨冷铁具备第一表面、第二表面以及所述侧面，使所述柔性石墨冷铁的所述第一表面和/或所述第二表面的中部的至少一部分与所述第一中间模壳的叶片结构相贴合。
上述的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，其中，在所述S4中，所述制壳工艺包括，对所述第二中间模壳的表面实施粘浆和淋砂，使制壳材料包覆所述所述第二中间模壳的表面，且使所述制壳材料包覆所述柔性石墨冷铁的表面。
上述的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，其中，在所述S5、S6中，使所述柔性石墨冷铁的中部内嵌于所述成品模壳，同时确保所述柔性石墨冷铁的两端裸露。
上述的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，其中，在所述S5、S6中，确保所述柔性石墨冷铁的两端的裸露部分不发生断裂。
上述的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，其中，在所述S5、S6中，确保所述柔性石墨冷铁的两端突出于所述成品模壳5～10mm。
上述的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，其中，所述柔性石墨冷铁的厚度小于所述弧形间隙1～2mm。
上述的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，其中，所述柔性石墨冷铁的宽度等于所述柔性石墨冷铁的厚度，或延伸至所述叶片结构的径向方向上的中部。
一种航空发动机涡轮叶盘模具，其中，包括：
第一结构和若干环绕于所述第一结构布置的第二结构，所述第一结构和所述第二结构相连接，其中，所述第一结构具有与涡轮叶盘蜡模的盘状结构相匹配的盘状空腔，所述第二结构具有与涡轮叶盘蜡模的叶片结构相匹配的叶片空腔，且所述叶片空腔和所述盘状空腔相连通；
柔性石墨冷铁，所述柔性石墨冷铁埋设于两相邻的所述第二结构之间，且所述柔性石墨冷铁的中部被两相邻的所述第二结构的部分材料包覆。
上述的航空发动机涡轮叶盘模具，其中，所述第一结构和所述第二结构均由制壳材料提供；
所述柔性石墨冷铁的两端突出于所述第二结构；
所述柔性石墨冷铁具备第一表面、第二表面以及侧面，其中，所述柔性石墨冷铁的所述侧面与所述盘状空腔之间具有一层所述制壳材料，所述柔性石墨冷铁的所述第一表面与所述叶片空腔之间、和/或所述柔性石墨冷铁的所述第二表面与所述叶片空腔之间也具有一层所述制壳材料。
本发明由于采用了上述技术，使之与现有技术相比具有的积极效果是：
(1)本发明提供了一种航空发动机动力涡轮叶盘柱状晶控制方法，可有效的减小动力涡轮叶盘轮毂与叶片转接区域柱状晶尺寸甚至消除柱状晶，对动力涡轮叶盘精密铸造合格率的提升有显著效果，该方法成本低廉，操作简便。
(2)本发明在叶片与轮毂转接区域(出现柱状晶的区域)的模壳内设置导热性远优于模壳的柔性石墨冷铁，加快该区域的冷却速率，阻隔叶片区域的晶粒向轮毂方向横向长大成柱状晶。
附图说明
图1是本发明的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法的航空发动机动力涡轮叶盘的示意图。
图2是本发明的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法的航空发动机动力涡轮叶盘的围观结构示意图。
图3是本发明的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法的示意图。
图4是本发明的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法的示意图。
附图中：A、柱状晶；1、涡轮叶盘蜡模；11、盘状结构；12、叶片结构；2、第一中间模壳；21、盘状结构；22、叶片结构；3、柔性石墨冷铁。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明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。
除非另作定义，权利要求书和说明书中使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属技术领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。
本发明专利申请说明书以及权利要求书中使用的“包括”或类似的词语意指出现在“包括”前面的物件涵盖出现在“包括”后面列举的物件或其等同的物件，并不排除其他物件。
在本发明的描述中，需要理解的是，“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”、“前”、“后”、“横向”、“竖向”等术语所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，而不是指示或暗示所指的装置或原件必须具有特定的方位，因此不能理解为对本发明的限制。
需要特别说明的是，本发明中的“水平”、“垂直”均用于说明大致位置关系，而并非严格的“水平面”或“竖直面”。
请参见图1至图4所示，示出一种较佳实施例的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，包括：
S1、提供涡轮叶盘蜡模1，涡轮叶盘具备盘状结构11以及环绕于盘状结构11外的叶片结构12；
S2、于涡轮叶盘蜡模1外实施制壳工艺，以得到第一中间模壳2；
S3、布置若干柔性石墨冷铁3，使每一柔性石墨冷铁3的中部均位于第一中间模壳2的两相邻的叶片结构22之间的弧形间隙中，使每一柔性石墨冷铁3的侧面均抵于第一中间模壳2的盘状结构21的侧壁，且使每一柔性石墨冷铁3的两端均突出于第一中间模壳2的叶片结构22，以得到第二中间模壳；
S4、对第二中间模壳实施制壳工艺；
S5、去除包覆于第二中间模壳的柔性石墨冷铁的两端的制壳材料；
S6、重复步骤S4至步骤S5若干次，以得到成品模壳。
S7、去除成品模壳中的蜡模以得到模壳，使用模壳实施浇注工艺；
S8、取出浇注完成的模壳，于室温下冷却。
本实施例中，通过布置柔性石墨冷铁3加速叶片与轮毂转接区域的冷却，防止该区域生长柱状晶，由于柔性石墨冷铁3的两端突出于模壳且裸露，其与室温环境接触，且具有良好的导热性，其能够加速轮毂外缘、即其与叶片相连的部分的冷却速度。
另一方面，由于柔性石墨冷铁3的表面与叶片亦接近叶片布置，能够使叶片与轮毂转接区域温度均匀，使叶片根部与轮毂外缘具有接近的冷却温度。
进一步，作为一种较佳的实施例，在S1中，盘状结构为轮毂结构。
进一步，作为一种较佳的实施例，在S2中，制壳工艺包括，对涡轮叶盘蜡模的表面实施粘浆和淋砂，使制壳材料包覆涡轮叶盘蜡模1的表面。
进一步，作为一种较佳的实施例，在S3中，柔性石墨冷铁3具备第一表面、第二表面以及侧面，使柔性石墨冷铁3的第一表面和/或第二表面的中部的至少一部分与第一中间模壳2的叶片结构22相贴合。
其中，柔性石墨冷铁3的第一表面和第二表面分别为图4中的左侧面和有侧面，柔性石墨冷铁3的侧面则为图4中的下侧面。
例如，柔性石墨冷铁3的第一表面的中部完全与第一中间模壳2的一个叶片结构22相贴合。
再例如，柔性石墨冷铁3的第二表面的中部完全与第一中间模壳2的另一个叶片结构22相贴合。
再例如，柔性石墨冷铁3的第一表面的中部的一部分与第一中间模壳2的一个叶片结构22相贴合，同时柔性石墨冷铁3的第二表面的中部的一部分与第一中间模壳2的另一个叶片结构22相贴合。
进一步，作为一种较佳的实施例，在S4中，制壳工艺包括，对第二中间模壳的表面实施粘浆和淋砂，使制壳材料包覆第二中间模壳的表面，且使制壳材料包覆柔性石墨冷铁的表面。
进一步，作为一种较佳的实施例，在S5、S6中，使柔性石墨冷铁3的中部内嵌于成品模壳，同时确保柔性石墨冷铁3的两端裸露5～10mm。
进一步，作为一种较佳的实施例，在S5、S6中，确保柔性石墨冷铁3的两端的裸露部分不发生断裂。
进一步，作为一种较佳的实施例，在S5、S6中，确保柔性石墨冷铁3的两端突出于成品模壳5～10mm。
即，柔性石墨冷铁3除两端区域外均被模壳覆盖，内嵌于模壳的内部。
进一步，作为一种较佳的实施例，柔性石墨冷铁3的厚度小于弧形间隙1～2mm。
进一步，作为一种较佳的实施例，柔性石墨冷铁3的宽度等于柔性石墨冷铁3的厚度，或延伸至叶片结构的径向方向上的中部。
优选的，柔性石墨冷铁3可以采用柱状的石墨条。对于柱状晶较严重、柱状晶长度较长的情况，柔性石墨冷铁3可以采用宽度较宽的石墨片，以增加石墨的影响区域。
本实施例中，柔性石墨冷铁3的厚度具体指的是图4中左右方向上的厚度，柔性石墨冷铁3的宽度具体指的是图4中上下方向上的宽度。
以上所述仅为本发明较佳的实施例，并非因此限制本发明的实施方式及保护范围。
本发明在上述基础上还具有如下实施方式：
本发明的进一步实施例中，还提供了一种航空发动机涡轮叶盘模具，包括：第一结构和若干环绕于第一结构布置的第二结构，第一结构和第二结构相连接，其中，第一结构具有与涡轮叶盘蜡模的盘状结构相匹配的盘状空腔，第二结构具有与涡轮叶盘蜡模的叶片结构相匹配的叶片空腔，且叶片空腔和盘状空腔相连通。
本发明的进一步实施例中，航空发动机涡轮叶盘模具还包括：柔性石墨冷铁，柔性石墨冷铁埋设于两相邻的第二结构之间，且柔性石墨冷铁的中部被两相邻的第二结构的部分材料包覆。
本发明的进一步实施例中，第一结构和第二结构均由制壳材料提供。
本发明的进一步实施例中，制壳材料为浆料和砂。
本发明的进一步实施例中，柔性石墨冷铁的两端突出于第二结构。
本发明的进一步实施例中，柔性石墨冷铁具备第一表面、第二表面以及侧面，其中，柔性石墨冷铁的侧面与盘状空腔之间具有一层制壳材料，柔性石墨冷铁的第一表面与叶片空腔之间、和/或柔性石墨冷铁的第二表面与叶片空腔之间也具有一层制壳材料。
以上所述仅为本发明较佳的实施例，并非因此限制本发明的实施方式及保护范围，对于本领域技术人员而言，应当能够意识到凡运用本发明说明书及图示内容所作出的等同替换和显而易见的变化所得到的方案，均应当包含在本发明的保护范围内。
Claims (10)
1.一种航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，其特征在于，包括：
S1、提供涡轮叶盘蜡模，所述涡轮叶盘具备盘状结构以及环绕于所述盘状结构外的叶片结构；
S2、于所述涡轮叶盘蜡模外实施制壳工艺，以得到第一中间模壳；
S3、布置若干柔性石墨冷铁，使每一所述柔性石墨冷铁的中部均位于所述第一中间模壳的两相邻的叶片结构之间的弧形间隙中，使每一所述柔性石墨冷铁的侧面均抵于所述第一中间模壳的盘状结构的侧壁，且使每一所述柔性石墨冷铁的两端均突出于所述第一中间模壳的叶片结构，以得到第二中间模具；
S4、对所述第二中间模具实施制壳工艺；
S5、去除包覆于所述第二中间模具的所述柔性石墨冷铁的两端的制壳材料；
S6、重复步骤S4至步骤S5若干次，以得到成品模壳。
2.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，其特征在于，还包括：
S7、去除所述成品模壳中的蜡模以得到模壳，使用所述模壳实施浇注工艺；
S8、取出浇注完成的所述模壳，于室温下冷却。
3.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，其特征在于，在所述S2中，所述制壳工艺包括，对所述涡轮叶盘蜡模的表面实施粘浆和淋砂，使制壳材料包覆所述涡轮叶盘蜡模的表面。
4.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，其特征在于，在所述S3中，所述柔性石墨冷铁具备第一表面、第二表面以及所述侧面，使所述柔性石墨冷铁的所述第一表面和/或所述第二表面的中部的至少一部分与所述第一中间模壳的叶片结构相贴合。
5.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，其特征在于，在所述S4中，所述制壳工艺包括，对所述第二中间模具的表面实施粘浆和淋砂，使制壳材料包覆所述所述第二中间模具的表面，且使所述制壳材料包覆所述柔性石墨冷铁的表面。
6.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，其特征在于，在所述S5、S6中，使所述柔性石墨冷铁的中部内嵌于所述成品模壳，同时确保所述柔性石墨冷铁的两端裸露；
在所述S5、S6中，确保所述柔性石墨冷铁的两端的裸露部分不发生断裂；
在所述S5、S6中，确保所述柔性石墨冷铁的两端突出于所述成品模壳5～10mm。
7.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，其特征在于，所述柔性石墨冷铁的厚度小于所述弧形间隙1～2mm。
8.根据权利要求1所述的航空发动机涡轮叶盘柱状晶控制方法，其特征在于，所述柔性石墨冷铁的宽度等于所述柔性石墨冷铁的厚度，或延伸至所述叶片结构的径向方向上的中部。
9.一种航空发动机涡轮叶盘模具，其特征在于，包括：
第一结构和若干环绕于所述第一结构布置的第二结构，所述第一结构和所述第二结构相连接，其中，所述第一结构具有与涡轮叶盘蜡模的盘状结构相匹配的盘状空腔，所述第二结构具有与涡轮叶盘蜡模的叶片结构相匹配的叶片空腔，且所述叶片空腔和所述盘状空腔相连通；
柔性石墨冷铁，所述柔性石墨冷铁埋设于两相邻的所述第二结构之间，且所述柔性石墨冷铁的中部被两相邻的所述第二结构的部分材料包覆。
10.根据权利要求9所述的航空发动机涡轮叶盘模具，其特征在于，所述第一结构和所述第二结构均由制壳材料提供；
所述柔性石墨冷铁的两端突出于所述第二结构；
所述柔性石墨冷铁具备第一表面、第二表面以及侧面，其中，所述柔性石墨冷铁的所述侧面与所述盘状空腔之间具有一层所述制壳材料，所述柔性石墨冷铁的所述第一表面与所述叶片空腔之间、和/或所述柔性石墨冷铁的所述第二表面与所述叶片空腔之间也具有一层所述制壳材料。
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