CN117483663A - 航空航天涡扇发动机内涵喷管浇注系统及整体铸造方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航空航天涡扇发动机内涵喷管浇注系统及整体铸造方法，内涵喷管的内、中、外环的热节处均设置有冒口且冒口连接竖浇道，在整体浇注时，金属液浇注至竖浇道位置，确保浇注后的所有浇道之间互相不相连，避免了凝固时产生较大收缩应力，使超薄零件产生裂纹，本发明将内涵喷管前段与内涵喷管后段的叶片部分整体铸造而成，整体内涵喷管铸件经X射线、荧光、三坐标、力学性能等多种无损检测均满足航天技术标准要求，解决了因分段铸造焊接质量问题，不仅提高了生产效率，还提升了航空航天装备发动机的整体质量。
Description
技术领域
本发明涉及熔模精密铸造技术领域，特别涉及一种航空航天涡扇发动机内涵喷管浇注系统及整体铸造方法。
背景技术
大涵道比的涡扇发动机是大型飞机及航天装备的主要动力，而尾喷管则是大涵道比涡扇发动机的基本部件，对发动机的推力性能、飞机的外部阻力等有重要影响。其尾喷管分为内、外涵道，内涵喷管是内涵道的主要组成部分。航空航天发动机在工作时尾喷管的温度高达1700℃以上，因此航空航天发动机对尾喷管的功能、性能、重量等技术指标要求越来越高。内涵喷管零件一般采用镍基高温合金材料，采用熔模精密铸造的方法铸造而成。涡扇发动机内涵喷管零件形状如图1，零件为超薄复杂结构，前段的上环壁厚为1-2mm，高度约100mm，后段分为内环1、中环2和外环3，上环4与外环3一体连接，并且在内环和中环以及中环与外环的夹层内分布叶片，若采用整体铸造，很难实现顺序凝固，铸件内部易产生疏松、欠铸、裂纹等缺陷；影响发动机质量。因此传统的方案是把涡扇发动机内涵喷管前段(图2)与内涵喷管后段叶片部分(图3)分开铸造，然后采用电子束焊技术焊接而成。但电子束焊接常会出现未熔合、咬边、焊缝下陷、气孔、裂纹等缺陷，这种制造工艺不仅生产效率低、成本高，且影响发动机的质量。因此，针对我国航空航天涡扇发动机的研制需要，积极开展内涵喷管零件整体铸造技术研究具有重要意义。
发明内容
本发明的主要目的在于提供一种航空航天涡扇发动机内涵喷管整体铸造的方法，可以有效解决背景技术中的问题。
为实现上述目的，本发明采取的技术方案为：一种航空航天涡扇发动机内涵喷管浇注系统，其包括零件蜡模，所述零件蜡模包括内环、中环、外环和上环，所述内环和中环之间连接有叶片一，中环和外环之间连接有叶片二，所述上环与外环一体连接，所述内环、中环和上环的热节处均设置有冒口，所述冒口连接有竖浇道，所述竖浇道通过横浇道或直接与分流盘连接，所述分流盘与浇口杯连接。
优选的，所述冒口为弧形结构，且竖直截面呈水滴形状。
优选的，所述内环、中环和上环上的冒口所连接的竖浇道平行设置。
一种航空航天涡扇发动机内涵喷管整体铸造方法，包括如下步骤：
1)、制备模具：根据内涵喷管整体结构的零件图制作零件模具以及浇注系统模具；
2)、压制蜡模：将蜡料在温度60-70℃、注射压力10-15bar条件下分别注入零件模具和浇注系统模具，获得零件蜡模和浇注系统蜡模；
3)、组焊：将浇注系统与零件蜡模焊接，组成蜡模模组，且零件蜡模的内环、中环、上环的热节处均连接浇注系统的冒口；
4)、制壳：在蜡模模组表面涂挂8-12mm厚的精密铸造模壳，采用蒸汽脱蜡釜在180℃下将蜡料脱除，脱蜡后的模壳在1000℃下预焙烧1-2个小时；
5)、模壳包棉：对浇注系统和零件部分的模壳进行阶梯式包棉；
6)、熔炼浇注：将金属棒料在真空熔炼炉内熔化后，浇入阶梯式包棉后模壳型腔，金属液浇注至竖浇道且不超出竖浇道，确保浇注后的所有浇道之间互相不相连；
7)、切割打磨：浇注后的金属模组冷却后切除零件外的浇注系统，打磨后获得整体内涵喷管铸件。
优选的，所述浇注系统的模壳包13mm厚保温棉，所述零件部分的上环模壳包6mm厚保温棉。
与传统技术相比，本发明产生的有益效果是：本发明在内涵喷管的内、中、外环的热节处均设置有冒口且冒口单独连接的竖浇道，减小了热节部位的铸造应力，改善了热辐射环境，有利于热辐射的扩散，降低了内涵喷管缩松、裂纹的风险，在浇注时，把金属液浇注至竖浇道，确保浇注后的所有浇道之间互相不相连，避免了凝固时产生较大收缩应力，使超薄零件产生裂纹，本发明将内涵喷管前段与内涵喷管后段的叶片部分整体铸造而成，整体内涵喷管铸件经X射线、荧光、三坐标、力学性能等多种无损检测均满足航天技术标准要求，解决了因分段铸造焊接质量问题，不仅提高了生产效率，还提升了航空航天装备发动机的整体质量。
附图说明
图1为现有涡扇发动机内涵喷管的结构示意图；
图2为现有涡扇发动机内涵喷管前段的结构示意图；
图3为现有涡扇发动机内涵喷管后段的结构示意图；
图4为本发明的涡扇发动机内涵喷管浇注系统示意图；
图5为图4的侧面示意图；
图6为图5中A-A剖面示意图；
图7为图4的俯视图；
图8为图7中B-B剖面示意图。
图中：1、内环；2、中环；3、外环；4、上环；5、叶片一；6、叶片二；7、冒口；8、竖浇道；9、横浇道；10、分流盘；11、浇口杯。
具体实施方式
为使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体实施方式，进一步阐述本发明。
如图1-3所示，为现有航空航天涡扇发动机内涵喷管的结构示意图，该内涵喷管包括前段和后段，前段的上环4壁厚为1-2mm，高度约100mm，后段分为内环1、中环2和外环3，上环4与外环3一体连接，并且在内环1和中环2以及中环2与外环3的夹层内分布叶片。
为了实现上述内涵喷管的整体浇注成型，本例中提供了一种航空航天涡扇发动机内涵喷管浇注系统，如图4-8所示，其包括零件蜡模，零件蜡模包括内环1、中环2、外环3和上环4，内环1和中环2之间连接有叶片一5，中环2和外环3之间连接有叶片二6，上环4与外环3一体连接，该部分的蜡模结构以内涵喷管的尺寸制备，内环1、中环2和上环4的热节处均设置有冒口7，具体的，内涵喷管的热节位置以及冒口7设置位置，可以参考本公司的专利申请号CN202310575956.3公开的一种喷嘴环浇注型壳结构及制备工艺，内涵喷管的热节分布与其相似，值得一提的是热节的确定为精密铸造领域常规技术，在此不另加叙述。每个冒口7均单独连接竖浇道8，竖浇道8通过横浇道9或直接与分流盘10连接，分流盘10与浇口杯11连接。在本例中，内环1上的竖浇道8直接与分流盘10连接，中环2和上环4上的竖浇道8与横浇道9连接，使得内环1、中环2和上环4上的冒口7所连接的竖浇道8平行设置。内环1、中环2和上环4上的冒口7均呈圆周分布，其上连接的冒口7均为弧形结构，且竖直截面呈水滴形状。
以上述的航空航天涡扇发动机内涵喷管浇注系统为基础，提供了一种航空航天涡扇发动机内涵喷管整体铸造方法，包括如下步骤：
制备模具：根据内涵喷管整体结构的零件图制作零件模具以及浇注系统模具；
压制蜡模：将蜡料在温度60-70℃、注射压力10-15bar条件下分别注入零件模具和浇注系统模具，获得零件蜡模和浇注系统蜡模；
组焊：将浇注系统与零件蜡模焊接，组成蜡模模组，且零件蜡模的内环1、中环2、上环4的热节处均连接浇注系统的冒口7；
制壳：在蜡模模组表面涂挂8-12mm厚的精密铸造模壳，采用蒸汽脱蜡釜在180℃下将蜡料脱除，脱蜡后的模壳在1000℃下预焙烧1-2个小时；
模壳包棉：对浇注系统和零件部分的模壳进行阶梯式包棉，具体的，如图5所示，A区浇注系统的模壳包13mm厚保温棉，B区零件部分的上环模壳包6mm厚保温棉；
熔炼浇注：将金属棒料在真空熔炼炉内熔化后，浇入阶梯式包棉后模壳型腔，金属液浇注至竖浇道8且不超出竖浇道8，具体的，如图5所示，金属液浇注至图中的H线位置，确保浇注后的所有浇道之间互相不相连；
切割打磨：浇注后的金属模组冷却后切除零件外的浇注系统，打磨后获得整体内涵喷管铸件。
其工作原理：在内涵喷管的内、中、外环的热节处均设置有冒口7且冒口7单独连接的竖浇道8，减小了热节部位的铸造应力，改善了热辐射环境，有利于热辐射的扩散，降低了内涵喷管缩松、裂纹的风险，在浇注时，把金属液浇注至竖浇道8，确保浇注后的所有浇道之间互相不相连，避免了凝固时产生较大收缩应力，使超薄零件产生裂纹，本发明将内涵喷管前段与内涵喷管后段的叶片部分整体铸造而成，整体内涵喷管铸件经X射线、荧光、三坐标、力学性能等多种无损检测均满足航天技术标准要求，解决了因分段铸造焊接质量问题，不仅提高了生产效率，还提升了航空航天装备发动机的整体质量。
以上只通过说明的方式描述了本发明的某些示范性实施例，毋庸置疑，对于本领域的普通技术人员，在不偏离本发明的精神和范围的情况下，可以用各种不同的方式对所描述的实施例进行修正。因此，上述描述在本质上是说明性的，不应理解为对本发明权利要求保护范围的限制。
Claims (5)
1.一种航空航天涡扇发动机内涵喷管浇注系统，其包括零件蜡模，所述零件蜡模包括内环、中环、外环和上环，所述内环和中环之间连接有叶片一，中环和外环之间连接有叶片二，所述上环与外环一体连接，其特征在于：所述内环、中环和上环的热节处均设置有冒口，所述冒口连接有竖浇道，所述竖浇道通过横浇道或直接与分流盘连接，所述分流盘与浇口杯连接。
2.根据权利要求1所述的一种航空航天涡扇发动机内涵喷管浇注系统，其特征在于：所述冒口为弧形结构，且竖直截面呈水滴形状。
3.根据权利要求1所述的一种航空航天涡扇发动机内涵喷管浇注系统，其特征在于：所述内环、中环和上环上的冒口所连接的竖浇道平行设置。
4.一种航空航天涡扇发动机内涵喷管整体铸造方法，其特征在于：包括如下步骤：
1)、制备模具：根据内涵喷管整体结构的零件图制作零件模具以及浇注系统模具；
2)、压制蜡模：将蜡料在温度60-70℃、注射压力10-15bar条件下分别注入零件模具和浇注系统模具，获得零件蜡模和浇注系统蜡模；
3)、组焊：将浇注系统与零件蜡模焊接，组成蜡模模组，且零件蜡模的内环、中环、上环的热节处均连接浇注系统的冒口；
4)、制壳：在蜡模模组表面涂挂8-12mm厚的精密铸造模壳，采用蒸汽脱蜡釜在180℃下将蜡料脱除，脱蜡后的模壳在1000℃下预焙烧1-2个小时；
5)、模壳包棉：对浇注系统和零件部分的模壳进行阶梯式包棉；
6)、熔炼浇注：将金属棒料在真空熔炼炉内熔化后，浇入阶梯式包棉后模壳型腔，金属液浇注至竖浇道且不超出竖浇道，确保浇注后的所有浇道之间互相不相连；
7)、切割打磨：浇注后的金属模组冷却后切除零件外的浇注系统，打磨后获得整体内涵喷管铸件。
5.根据权利要求4所述的一种航空航天涡扇发动机内涵喷管整体铸造方法，其特征在于：所述浇注系统的模壳包13mm厚保温棉，所述零件部分的模壳包6mm厚保温棉。
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