制造金属零件的方法

制造金属零件的方法
【专利摘要】本发明涉及一种金属零件的制造方法，包括如下步骤：制造模具组件，该模具组件包括：相对模具(321a,321b)，芯体(327)，该芯体(327)包括：内表层(315a,315b)和外表层(313a,313b)，蜂窝结构(323,325)，钎焊元件，所述芯体是在端部由盖(317，319)封闭，该盖包括用于引入气体的装置，并且通过焊接固定到所述内部表层；将组件设置在炉中；将加压气体引入芯体内；加热该组件以引起：按压芯体抵靠相对模具；钎焊蜂窝结构与表层；清除气体；拆卸组件；提取制造好的零件。
【专利说明】制造金属零件的方法

【技术领域】
[0001]本发明涉及一种制造金属零件的方法。

【背景技术】
[0002]以已知的方式，钎焊是一种组装两种材料的技术，基于模具和待钎焊部件的材料的热膨胀系数的差异。
[0003]在实践中，钎焊由于金属模具的组件支撑待组装的部件而进行。焊料的熔化温度低于待组装材料的熔化温度，例如，锡、铜、银、铝、镍或贵金属合金的熔化温度，焊料插入在两个待组装元件之间，然后组件被加热到一定的温度使焊料熔化而待组装元件不熔化。液态焊料润湿两个待组装元件的表面。在这种温度上升的影响下，模具的膨胀确保待组装零之间的电镀。
[0004]然后将组件冷却以固化在两个元件之间的焊料来保证连接。
[0005]这样的方法已经例如在国际申请WO 2003/092946中描述，针对一种焊接扩散方法。
[0006]作为参考，用于直径1.2米和高0.6米的零件的模具的重量在1.4吨的范围内，这实际上需要一个周期时间(在13个小时的范围内)来加热和冷却组件。
[0007]如果这样的钎焊方法是完全适用和有利于将小尺寸钛零件组装在一起，当待加工零件是大尺寸时，这并不适用。
[0008]尤其，当待加工零件是涡轮喷气发动机机舱的固定内部结构时。
[0009]飞机是通过多个均容纳在机舱内的涡轮喷气发动机驱动的。机舱通常具有管状结构，包括涡轮喷气发动机上游的进气口、围绕涡轮喷气发动机的风扇的中间段、容纳推力反向装置并旨在围绕涡轮喷气发动机的燃烧室的下游段，所述机舱通常终止于位于涡轮喷气发动机的下游的喷射喷嘴。
[0010]机舱的下游段通常包括外部结构，称为外部固定结构(OFS)，它与称为内部固定结构(IFS)的同心的内部固定结构，一起限定环形流动通道，内部固定结构围绕发动机结构本身风扇的下游，所述通道也被称为流路并旨在引导在发动机外循环的冷气流。
[0011]推力反向器的内部固定结构具有2.4米直径和2.7米高度。用来通过如前所述的钎焊方法制造这种零件的金属模具被定义范围具有4.6吨的重量，可产生很大的热惯性使钎焊困难。此外，采用这种金属模具，加热然后冷却组件的循环时间很长，在20个小时的范围内。
[0012]此外，无论待制造的零件的尺寸大小，这种方法不适合制造具有很高的热膨胀系数的待组装零件，例如，铬镍铁合金625，该材料通常可以用于制造来自于涡轮喷气发动机的热气体的喷射锥前端。
[0013]正如本身已知的，通常在涡轮喷气发动机飞机尾部设置喷射锥，一方面为了优化通过涡轮喷气发动机排出的热气体流，以及另一方面吸收由这些热气体流和周围空气以及冷气流的相互作用产生的噪声的至少一部分，冷气流由涡轮喷气发动机的风扇排出。
[0014]这种传统的喷射锥I如图1所示，其中，上游和下游(相对于该涡轮喷气发动机的排放气体的流动方向)分别位于图的左边和右边。这个圆锥用于定位在涡轮喷气发动机的涡轮机的下游，与护罩或喷嘴3同心，其本身固定在涡轮喷气发动机燃烧室的下游边缘。更具体地说，严格来说，喷射锥I包括，大致圆柱形的圆锥的前部5 (通常指定为“前塞”)，和圆锥形的圆锥的后部7 (通常指定为“后塞”)。
[0015]喷射锥的这两个部分通常可以由铬镍铁合金625或钛B21s型的金属合金板形成。
[0016]前部5可以特别地声学的或者整体加强的。在前部5整体加强的情况下，这意味着该结构是由通过加强筋加强的独特板构成。在前部5是声学的情况下，它包括至少一个夹层式的外围声衰减结构，该声衰减结构包括至少一个共振器，特别是蜂窝式的，覆盖着穿孔的外表层和完整的内表层。外表层也构成了圆锥的前部5的外表面(板)。
[0017]可用于由铬镍铁合金制成的钎焊零件的焊料具有相对高的成本。
[0018]为了克服这一缺点，通过气体加压的钎焊模具是现有技术已知的，模具如图2所示，特别允许铬镍铁合金625的钎焊。
[0019]根据现有技术，该模具包括中心圆柱桶9和相对模具(contre forme) 11，在圆柱桶9外围包括输出孔(未示出)，相对模具具有基本上类似于待加工零件的形状。通常情况下，相对模具是两部分，以当待被加工零件具有不能从模具中移除的形状时，被撤回。
[0020]圆筒形状的内表层13、蜂窝结构14然后外表层15都位于中心桶9和相对模具11之间。
[0021]钎焊板预先插入在构成内表层/蜂窝结构/外表层组件的每个组件之间。
[0022]外表层15是穿孔和预成型的(首先进行操作)，也就是说，该形状大体上对应于希望被提供给零件的最终形状，例如如图1所示的半球形。
[0023]该模具在其上端部和下端部还包括密封法兰17和19，用于密封模具。这些法兰通过螺丝固定至中心桶9。
[0024]通过气体增压的钎焊方法包括将模具组件置于真空炉中，然后将气体(如氩气)引入至中心桶9的内部，通过内表层13内部的中心桶的输出孔扩散。
[0025]增加炉内温度引起气体膨胀，因此引起内表层13和蜂窝结构的变形，变形直到遇到预成型的外表层15，然后直到遇到相对模具11。
[0026]通过增加更多温度，钎焊板熔化并在冷却过程中将构成如此制造好的金属零件的元件结合在一起。
[0027]模具组件可以通过旋开上部和下部封闭法兰被拆卸，并且通过释放构成相对模具的部分而拆卸。
[0028]这类模具的主要缺点是，密封系统是不可靠的。允许将法兰夹紧在中心桶9上的螺钉，在压力的作用下膨胀，这导致在密封系统中压力减小，造成真空炉泄漏。
[0029]此外，安装和拆卸密封系统相对比较复杂，模具的密封时间很长，其可以上升至几个小时。
[0030]试图通过由不锈钢制成的盖覆盖法兰螺丝来解决这些问题，盖位于模具之上以允许热保护所述螺丝。
[0031]然而，尽管使用这种保护盖，密封法兰的螺钉还会再次强烈膨胀，该密封系统是不能令人满意。


【发明内容】

[0032]本发明的目的是解决上述缺点，为此涉及一种制造金属零件的方法，其特征在于，它包括针对的如下步骤:
[0033]-制造模具组件，该模具组件包括:
[0034].至少一个相对模具，其形状基本上与所述待制造的所述零件的形状相似，以及
[0035].至少一个紧固芯体，其至少部分可变形并且包括:
[0036].至少一个内表层和至少一个外表层，所述内表层和外表层分别构成待制造的零件的内表层和外表层，
[0037].至少一个蜂窝结构，其位于所述内表层和外表层之间，
[0038].至少一个钎焊元件，其插入蜂窝结构和所述内表层和外表层之间，
[0039]所述芯体在其两端通过至少一个包括用于将气体引入所述芯体的装置的紧固盖封闭，至少一个所述盖通过焊接固定在所述内表层上；
[0040]-将所述模具组件置于真空炉中；
[0041]-将加压气体直接地引入至模具组件的芯体的内表层中；
[0042]-加热模具组件，以依次引起:
[0043].通过所述加压气体的膨胀，抵靠相对模具电镀芯体；
[0044].钎焊蜂窝结构与内表层和外表层；
[0045]-将所述气体从内表层的内部清除；
[0046]-拆卸工具组件以便提取制造好的零件。
[0047]因此，通过将盖焊接至模具组件内表层的端部，在将气体引入至所述芯体内部时，所述组件被完全紧固。此外，由于盖通过焊接被固定在模具组件的芯体的内表层，所述组件的装配方法相对于现有技术已知的模具组件的装配方法更方便。因此，组件的装配时间和密封时间显著减少。
[0048]此外，通过至少一个构成待制造的零件的内表层的内表层装配芯体，将气体直接地引入至内表层的内部，包围待扩散气体的木桶的存在是不必要的。
[0049]因此，相对于现有技术中通过胀差实施的钎焊方法，模具的重量显著降低，其有利地允许减小热惯性。
[0050]此外，与现有技术中使用的、通过胀差实施钎焊方法的相对模具相反，根据本发明的方法使用的相对模具不一定是金属，可以限制由模具组件产生的热惯性。
[0051]因此，通过以这种方式减小热惯性，热循环也最终降低，所以，大尺寸金属零件如机舱内部固定结构的制造持续时间相对于现有技术已知的方法是优化的。
[0052]根据本发明的方法可用于制造飞机涡轮喷气发动机排出的热气体的喷射锥的前部，其内表层和外表层优选地由铬镍铁合金625制得。
[0053]根据由飞机涡轮喷气发动机排出的热气体的喷射锥的前部的制造方法的可选特征，内表层是由液压成形的冷却成型，这有利于允许在引入加压气体且温度升高期间，限制蜂窝结构的变形。
[0054]此外，喷射锥的内表层基本上是圆柱形的。
[0055]根据第一实施例，外表层是预成型的。
[0056]根据第二实施例，外表层基本上是圆柱形的，这允许简化构成模具组件的芯体的零件，因为在设置模具组件之前没有必要预成型所述外表层。
[0057]此外，外表层是声学表层，也就是说，它是穿孔的，例如通过水射流。
[0058]根据本发明的制造方法也可用于制造涡轮喷气发动机机舱的内部固定结构，其内表层和外表层优选地由钛制成。
[0059]对于涡轮喷气发动机机舱的内部固定结构的制造，制造模具组件的方法是通过包括以下步骤的方法:
[0060]-制造第一护罩，该第一护罩大致呈筒形，至少部分限定内部固定结构的内表层；
[0061]-制造第二护罩，该第二护罩大致呈筒形，至少部分限定内部固定结构的外表层；
[0062]-通过热成型制造阻挡块，该阻挡块至少部分限定内部固定结构的内表层和外表层；
[0063]-对所述外表层的护罩以及阻挡块进行穿孔；
[0064]-在纵向方向切割每个护罩，以限定:
[0065].至少部分限定上部外表层的半护罩；
[0066].至少部分限定下部外表层的半护罩；
[0067]?至少部分限定上部内表层的半护罩；
[0068]?至少部分限定下部内表层的半护罩；
[0069]-将阻挡块焊接在每个半护罩的端部，以限定:
[0070].上部外表层；
[0071].下部外表层；
[0072]?上部内表层；
[0073].下部内表层；
[0074]-例如通过焊接将上部内表层的阻挡块和下部内表层的阻挡块组装在一起，以限定内部固定结构的内表层；
[0075]-在下部内表层和上部内表层的外壁上放置(d6poser)钎焊元件；
[0076]-在下部相对模具中放置下部外表层；
[0077]-在所述下部外表层的内壁上放置钎焊元件；
[0078]-在下部外表层的内壁上的所述钎焊元件上放置预成型的蜂窝结构；
[0079]-在所述蜂窝结构上放置上部内表层和下部内表层；
[0080]-在预先设置在上部内表层的外壁上的钎焊元件上放置预成型的蜂窝结构；
[0081]-在所述蜂窝结构或所述上部外表层的内壁上放置钎焊元件；
[0082]-在所述蜂窝结构的钎焊元件上放置上部外表层；
[0083]-在上部外表层上放置上部相对模具。

【专利附图】

【附图说明】
[0084]本发明的其他特征和优点在阅读下面描述和参照附图将更为明显，其中；
[0085]-图1所示为，飞机涡轮喷气发动机的后部的立体轴向截面图，特别包含喷射锥；
[0086]-图2所示为，用于喷射锥前部制造的根据现有技术的模具组件的纵向截面图；
[0087]-图3所示为，根据本发明的模具组件的纵向截面图；
[0088]-图4所示为，根据第一实施例制得的模具组件芯体的纵向截面图；
[0089]-图5所示为内表层的纵向截面图，内表层在其上端和下端通过盖关闭；
[0090]-图6所示为，根据第二实施例制得的模具组件芯体的纵向截面图；
[0091]-图7示意地显示了涡轮喷气发动机机舱的内部结构的半壳；
[0092]-图8至16所示为，根据本发明用于制造机舱的内部固定结构的制造方法的步骤。
[0093]在所有的附图中，相同或相似的附图标记指定相同或类似的元件或元件组。
[0094]此外，本发明的描述中，术语“上部”和“下部”参考模具组件的位置使用，当模具组件位于例如如图3或图15所示的位置时。

【具体实施方式】
[0095]参考图3，示出了模具组件100适于实施制造涡轮喷气发动机的热气体喷射锥的方法。
[0096]模具组件100包括相对模具101和位于所述相对模具内部的芯体103，相对模具101优选是金属的，其形状与期望被提供给待制造的零件的形状大致相同。
[0097]图4所示为根据第一实施例的芯体103。
[0098]芯体103包括外表层105、蜂窝结构107和内层109，阻塞该芯体的盖子111和113
置于内表层下端和上端。
[0099]—般的，这样的盖子具有瓶子的形状，基本上与内表层109的截面的形状相似。
[0100]这些瓶子是由例如与内表层和外表层相同的紧固材料制成，也就是说，由铬镍铁合金625制成。
[0101]不用说，根据所要制作的零件的材料，其他材料也可以用于制造根据本发明的模具组件。
[0102]外表层105具有与需提供给待制造零件基本上相似的圆顶形状，而内表层109具有基本圆柱形的形状。
[0103]芯体103的装配方法如下。
[0104]外表层105在其集成至模具组件之前预成型，以便可以提供与所要制造的喷射锥I的前部5的形状基本上类似的圆顶形状。
[0105]外表层例如通过气流转向和/或液压成形方法预成型，该方法属于 申请人:的专利申请号为1200577的、在本发明的申请日尚未公开的专利中描述的方法。通常，该方法包括通过常规的气流转向的方法制造圆柱形表层，然后在装配有用于将加压水引入所述圆柱形表层内部的装置的模具中引入所述圆柱形表层，从而引起向与需待制造的最终零件形状基本相同的相对模具移位。液压成形方法允许赋予最初圆柱形部件任何复杂的形状。
[0106]当喷射锥集成到涡轮喷气发动机时，外表层105用于与二次空气流循环流路接触(所述流路通常由在涡轮喷气发动机整流罩和支撑涡轮喷气发动机的机舱的内部固定结构之间限定的通道形成)。
[0107]因此，外表层105是声学的，也就是说，它是穿孔的以允许来自第二气流的循环流路的声波通过。这种穿孔通过本身已知的方法制成，如通过水射流钻孔方法。
[0108]蜂窝结构107固定在外表层105的内表面，例如通过钎焊，使其适合所述内表面的形状。
[0109]一种钎焊板(未显示)，例如条或“带”，插入在外表层105和蜂窝结构107之间。
[0110]钎焊板通过例如电容放电焊接或粘接固定在外表层105上。
[0111]蜂窝结构容纳在其内表层109的内表面里。钎焊板，或带，也插入在内表层和蜂窝结构之间，或粘接在内表层的外表面或蜂窝结构的外表面上。
[0112]优选地，内表层109是圆柱形的，但是如果本领域技术人员发现特别的有益之处，当然可以提供任何其他的形状。
[0113]此外，内表层109被称为“完整的”，也就是说，它不是穿孔的。
[0114]芯体103，包括外表层105、蜂窝结构107、内表层109和钎焊板，现在能够通过盖111和113将芯体103的上端和下端封闭。
[0115]盖111和113优选地在设置钎焊板之前焊接在内表层109上。
[0116]首先，由盖111封闭下端。
[0117]如图3所示，根据本发明的组件100包括支撑托盘112，114。托盘114设置在底座115上并且相对模具101位于外表层105的周边。
[0118]通常的，相对模具101包括两个分开的壳，允许建立和移除围绕芯体的相对模具而不论所需待制造零件的类型如何。
[0119]芯体103上部的封闭通过盖113完成，如图4所示。
[0120]盖113包括用于引入气体的装置，该装置通常由连通芯体103的内部和外部的两个供应管117实现。
[0121]根据本发明，盖111和113通过焊接固定在内表层109，如图5所示。
[0122]当然，可以在安装蜂窝结构、钎焊板和外表层之前，完成将盖111和113安装和焊接在内表层上。
[0123]更具体地说，完全可以将盖111和113焊接在内表层109上，然后安置蜂窝结构107和外表层105。
[0124]模具组件100通过例如螺旋杆119夹紧在支撑托盘112和114上，如图3所示。
[0125]此外，在不存在蜂窝结构的模具组件区域，两U形环121和123安装在内表层109的上端和下端。
[0126]在加压气体引入到内表层内部期间，环121和123可以避免内表层压碎在外表层上。
[0127]参考图6，示出了根据第二实施例的模具组件的芯体203。
[0128]根据第二实施例制造的模具组件不同于根据第一实施例中的模具组件，不同在于，芯体203包括非预成型但是圆柱形的外表层205。蜂窝结构207也是圆柱形的。
[0129]根据该实施例，外表层205的声学特性是例如通过本身已知的方法扁平穿孔制成的。
[0130]根据应用到上述两个实施例的未示出的可替换的实施例，芯体包括位于蜂窝结构内部的内桶以及外表层。这样的内桶(例如圆柱形的)装配有气体扩散装置，所述气体扩散装置例如位于所述内桶或者盖的旋转壁上，允许气体从桶的内部朝向内表层的内表面流通。
[0131]现在描述用于制造零件，例如涡轮喷气发动机的气体喷射锥的前部的零件的方法。
[0132]模具组件是根据前述的第一和第二实施例中的装配方法装配的。
[0133]模具组件放置在真空炉中。供应导管连接至管道，该管道与封闭氩或任何中性气体的容器连通。
[0134]对于模具组件的密封例如由于本身已知的氦测试进行检查。
[0135]然后气体直接被引入内表层的内表面里，在0.6巴的压力范围内。炉加热到1040°C温度范围内，对应于铬镍铁合金625的钎焊温度。
[0136]温度的增加引起气体膨胀以及压力增加，达到6巴。
[0137]当炉达900 0C温度范围内，施加在内表层的内表面的压力引起其朝向相对模具移位。
[0138]内表层的移位引起蜂窝结构以及外表层抵靠相对模具的内壁的电镀。钎焊发生在1040°C温度范围内。
[0139]可选地，保持构成待制造零件的元件，不是通过钎焊而是通过扩散焊接完成的，也就是说，当炉内的热量上升以及引入氩气到内表层内部时通过蜂窝结构和内外表层之间的原子扩散。
[0140]当零件制造完成，清洗制造的零件的内表层内部，将盖子从内表层移除，例如通过本身已知的激光切割方法。
[0141]因此，这样制造的零件可以在相对模具被移除后从模具组件中提取。
[0142]本发明还涉及一种用于制造涡轮喷气发动机舱内部结构的方法。
[0143]机舱的内结构通常由在机舱对称的纵向垂直平面的两侧形成涡轮喷气发动机整流罩的两个基本上半圆筒形的半壳体形成。
[0144]这样的半壳301如图7所示，还包括内表层和外表层，例如由钛制成。
[0145]该半壳具有圆顶中心部分303，终止于限定阻挡块305，307的两个大致平面部分。
[0146]根据本发明，用于制造这种内部结构的方法包括旨在至少制造部分可变形的紧固芯体的步骤，在该制造方法实施的过程中，紧固芯体用于被按压抵靠在限定待制造部件轮廓的相对模具上。
[0147]参照图8至16，示出了根据本发明的用于涡轮喷气发动机舱内部结构的制造方法。
[0148]通过液压成形制造第一护罩309，其基本上呈筒状，用于限定内部固定结构的内表层的圆顶部分。
[0149]类似地，制造第二护罩，其基本上呈筒状，用于限定内部固定结构的外表层的圆顶部分。
[0150]内表层和外表层的上下半结构的阻挡块是由热成形方法制造的，对于本领域技术人员来说是已知的。
[0151]为了赋予内部固定结构吸声性能，特别地对外表层的护罩和阻挡块进行穿孔，例如通过水射流。
[0152]然后对形成内表层和外表层的圆顶部分的护罩进行切割，例如通过激光切割，如图9所示，在纵向方向，以安置限定其上部外表层313a的圆顶部分、下部外表层313b、上部内表层315a以及下部内表层315b的四个半护罩，如图15所不。
[0153]当这四个元件被制得，阻挡块与每一个半护罩的端部焊接，以限定上部外表层313a，下部外表层313b，上部内表层315a以及下部内表层315b，如图10所示。
[0154]然后，参考图11，上部内表层315a的阻挡块与下部内表层315b的阻挡块焊接，以限定机舱内部结构的内表层。
[0155]根据本发明，盖317和盖319焊接在内表层315a和315b的开口端部，如图12所不O
[0156]如上，盖317和盖319是紧固的并且包括用于将气体引入到芯体内部的装置。
[0157]钎焊元件放置在下部内表层315b和上部内表层315a的外壁上。
[0158]所述方法(图13)的下面的步骤包括将下部外表层313b定位在下部相对模具321b 中。
[0159]如图14所示，钎焊元件(未示出)放置在下部外表层313b的内壁上，然后预成型蜂窝结构323设置在所述钎焊元件上。由上部内表层315a以及下部内表层315b构成的内表层，然后放置在蜂窝结构323上。
[0160]在钎焊元件放置在上部内表层315a的外壁上之前，预成型的蜂窝结构325继而被放置(图15)在钎焊元件(未示出)上。
[0161]在将所述上部外表层313a放置在所述蜂窝结构的钎焊元件上之前，将钎焊元件(未示出)附加在蜂窝结构325之上。钎焊元件可以交替地直接放置在上部外表层的内壁上但不放置在蜂窝结构上。
[0162]将上部相对模具321a设置为与上部外表层313a相接触。
[0163]上部相对模具321a和下部相对模具321b由例如碳碳复合材料制成，可以避免与待制造零件的尺寸相关的过大的热惯性。
[0164]芯体327包括内表层315a，315b以及外表层313a，313b，这些内外表层通过蜂窝结构323，325以及通过钎焊元件分开。
[0165]模具组件包括通过盖以及通过相对模具321a和321b封闭的芯体327，模具组件然后被垂直放置在真空炉中，示意性地示于图16。
[0166]然后加压气体(例如氩)被直接引入模具组件芯体的内表层中，所述加压气体由上部内表层315a和315b限定。
[0167]通过将模具组件加热到钎焊温度，依次引起:
[0168]-通过气体膨胀，抵靠上部相对模具321a和下部相对模具321b电镀芯体327;
[0169]-钎焊蜂窝结构323，325以及内表层315a，315b和外表层313a，313b。
[0170]当钎焊操作完成，将气体从芯体清除，将模具组件拆卸以便提取制造的零件。
[0171]由于用于实施根据本发明的方法的模具组件，将封存的待扩散加压气体从中心桶中去除，这不同于现有技术。
[0172]以这种方式，模具组件的重量相对于现有技术已知的模具显著降低。
[0173]因此，热惯性减小，这允许减少金属零件的热循环和制造时间。
[0174]最后，不言而喻的，本发明并不限于模具组件的唯一的实施例，如上述的例子，但它包含了所有的可替换实施例。
【权利要求】
1.一种金属零件的制造方法，其特征在于，它包括如下步骤，目的在于: -制造模具组件，该模具组件包括: ?至少一个相对模具(101，321a，321b)，其形状基本上与所述待制造的部件的形状相似，以及 ?至少一个紧固芯体(103，203, 327)，其能够至少部分变形且包括: ■至少一个内表层(109, 315a, 315b)和至少一个外表层(105，205，313a, 313b)，所述内表层和外表层分别构成待制造零件的内表层和外表层， ■至少一个蜂窝结构(107，207，323，325)，其布置在所述内表层和外表层之间， ■至少一个钎焊元件，其插入蜂窝结构(107，207，323，325)和内表层(109, 315a, 315b)以及外表层(105, 205, 313a, 313b)之间， 所述芯体在其两端通过至少一个紧固盖(111，113，317，319)封闭，所述盖包括用于将气体引入所述芯体中的装置，至少一个所述盖通过焊接固定在所述内表层上； -将所述模具组件置于真空炉中； -将加压气体直接地引入至模具组件的芯体的内表层中； -加热模具组件，以依次引起: ?通过加压气体的膨胀，抵靠相对模具(101，321a, 321b)电镀芯体； ?钎焊蜂窝结构(107，207, 323，325)与内表层(109，315a, 315b)和外表层(105，205，313a, 313b)； -将所述气体从内表层(109，315a，315b)的内部清除； -拆卸模具组件以便提取制造好的零件。
2.根据权利要求1所述的制造方法，其特征在于，待制造的零件是飞机涡轮喷气发动机排出的热气体的喷射锥的前部，其内表层(109)和外表层(105,205)优选地由铬镍铁合金625制得。
3.根据权利要求2所述的制造方法，其特征在于，所述内表层通过液压成形来冷却成形。
4.根据权利要求2所述的制造方法，其特征在于，所述内表层(109)基本上是圆柱形的。
5.根据权利要求2至4中任一项所述的制造方法，其特征在于，所述外表层(105)是预成型的。
6.根据权利要求2至4中任一项所述的制造方法，其特征在于，所述外表层(205)基本上是圆柱形的。
7.根据权利要求1至6中任一项所述制造方法，其特征在于，所述外表层(105，205)是声学表层。
8.根据权利要求1所述的制造方法，其特征在于，待制造的零件是机舱涡轮喷气发动机的内部固定结构，其内表层(315a，315b)和外表层(313a，313b)优选地由钛制成。
9.根据权利要求8所述的制造方法，其特征在于，模具组件是通过包括以下步骤的制造方法制成的: -制造大致呈筒形的第一护罩，所述第一护罩至少部分限定内部固定结构的内表层； -制造大致呈筒形的第二护罩，所述第二护罩至少部分限定内部固定结构的外表层；-通过热成型制造阻挡块，所述阻挡块至少部分限定内部固定结构的内表层和外表层； -对所述外表层的护罩和阻挡块进行穿孔； -在纵向方向切割每个护罩，以限定: ?至少部分限定上部外表层(313a)的半护罩； ?至少部分限定下部外表层(313b)的半护罩； ?至少部分限定上部内表层(315a)的半护罩； ?至少部分限定下部内表层(315b)的半护罩； -将阻挡块焊接至每个半护罩的端部，以限定: ?上部外表层(313a)； ?下部外表层(313b); ?上部内表层(315a)； ?下部内表层(315b); -将上部内表层(315a)的阻挡块和下部内表层(315b)的阻挡块例如通过焊接组装在一起，以限定内部固定结构的内表层； -在下部内表层(315b)和上部内表层(315a)的外壁上放置钎焊元件； -在下部相对模具(321b)中放置下部外表层(313b); -在所述下部外表层(313b)的内壁上放置钎焊元件； -在下部外表层(313b)的内壁的所述钎焊元件上放置预成型的蜂窝结构(323); -在所述蜂窝结构(323)上放置下部内表层(315b)和上部内表层(315a)； -在预先设置在上部内表层(315a)外壁上的钎焊元件上放置预成型的蜂窝结构(325)； -在所述蜂窝结构(325)或所述上部内表层的内壁上放置钎焊元件； -在所述蜂窝结构(325)的钎焊元件上放置上部外表层(313a); -在上部外表层(313a)上放置上部相对模具(321a)。
【文档编号】B23K3/08GK104507616SQ201380040623
【公开日】2015年4月8日 申请日期:2013年8月1日 优先权日:2012年8月2日
【发明者】菲利普·比安弗尼, 让-克劳德·里沃阿尔, 弗拉维安·波利特, 弗朗西斯科·卡内克 申请人:埃尔塞乐公司