一种航空发动机机匣铸件的浇注方法及应用与流程

1.本发明涉及浇注技术领域，具体而言，涉及一种航空发动机机匣铸件的浇注方法及应用。


背景技术：

2.航空发动机机匣正向大型化、薄壁化发展，支板型腔结构复杂且狭窄；以某型号机匣叶片为例，型腔最厚处为3.4mm，最薄处仅为0.67mm，叶片长度可达130mm以上；采用传统的涂料无法成型，只能采用陶芯成型工艺。但是，陶芯仅解决了成型问题，对于如此细长且纤薄的陶芯，其低温强度和高温强度不可避免地较低。
3.目前机匣叶片的理论壁厚要求为1.6mm时，当采用熔模铸造成型时，需要提高浇注温度1500℃以上；如此高的浇注温度对陶芯的耐高温性能提出了极高要求；一旦陶芯的强度不足或扰度较高，陶芯会在浇注的过程中，在钢液(或其他浇注用金属液)的冲击下发生断裂或者变形，进而出现偏芯、漏芯缺陷，最终导致铸件报废。在现行生产中，由偏芯、漏芯导致的报废率占90％以上，因而对浇注工艺的优化实属必要。
4.针对上述类型的航空发动机机匣，现有常规的浇注方案一般可概括为如下两种：第一，钢液由支板下部的两端同时流入，在支板中间汇流，即常规底注式浇注；第二，钢液由支板顶端注入，即顶注式浇注。但这两种浇注工艺都存在较大缺陷：前者在支板汇流处存在一定冲击力，给脆弱的陶芯以较强的作用力，容易造成陶芯的变形或断裂；后者的钢液流场难以控制，当钢液流动紊乱时容易造成陶芯变形不规律的缺陷。
5.此外目前为了使铸件整体成型还可以采用借助金属丝定位的方式进行陶芯定位，防止其变形或断裂；但是，这种方式易造成铸件缺陷，形成高密度夹渣或荧光缺陷等，此类工艺仍无法运用于航空发动机机匣的高端品质需求。
6.有鉴于此，特提出本发明。


技术实现要素：

7.本发明的第一目的在于提供一种航空发动机机匣铸件的浇注方法，所述的浇注方法解决了现有技术中的浇注工艺容易造成陶芯变形或断裂进而使铸件报废的技术缺陷，有效降低了偏芯、漏芯、断芯现象，提高铸件充型合格率。
8.为了实现本发明的上述目的，特采用以下技术方案：
9.一种航空发动机机匣叶片的浇注方法，主要包括如下步骤：将至少一个浇注组件安装于所述航空发动机机匣的支板的中部，向所述浇注组件中通入金属液进行底注式浇注；所述浇注组件包括内浇口直段、储液池和横浇道。
10.优选地，所述内浇口直段、所述储液池和所述横浇道依次相连通。
11.优选地，所述支板底部的中部预先设置有通液口。
12.优选地，所述内浇口直段的长度与所述支板的长度的比值为0.25～0.55；更优选地，所述内浇口直段的长度与所述支板的长度的比值为1/3～1/2。
13.优选地，所述内浇口直段的宽度与所述支板的壁厚的比值为1.5～2.5；更优选地，所述内浇口直段的宽度与所述支板的壁厚的比值为2。
14.优选地，所述内浇口直段的高度为3mm～15mm；更优选地，所述内浇口直段的高度为5mm～10mm。
15.优选地，所述储液池的体积与所述内浇口直段的体积的比值为2.5～5.5；更优选地，所述储液池的体积与所述内浇口直段的体积的比值为3～5。
16.优选地，所述横浇道的截面积与所述储液池的截面积的比值1/9～1/5。
17.优选地，所述底注式浇注的温度为1400℃～1700℃；更优选地，所述底注式浇注的温度为1500℃～1600℃。
18.优选地，在进行所述底注式浇注前，预热型模的温度至800℃～1200℃。
19.本发明的第二目的在于提供如上所述的航空发动机机匣铸件的浇注方法制备所得的航空发动机机匣。
20.与现有技术相比，本发明的有益效果为：
21.(1)本发明通过一种双边底注式浇注工艺提供了全新的金属液流场，辅以特定结构的浇注组件，解决了常规浇注工艺对陶芯的变形、断裂的缺陷，防止偏芯、漏芯、断芯现象的发生，进而大幅提高铸件充型合格率。
22.(2)本发明的浇注组件通过对内浇口直段、储液池和横浇道的、包括截面积、体积和尺寸等规格参数进行限定，实现了对金属液流量和作用力的控制，避免了金属液对陶芯的冲击及其产生的铸件缺陷。
附图说明
23.为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
24.图1提供了本发明的浇注组件的结构示意图；
25.图2提供了本发明的实施例所采用的浇注组件的结构示意图；
26.图3提供了本发明的实施例所采用的浇注组件的另一结构示意图；
27.图4提供了本发明的浇注组件的使用示意图；
28.图5提供了三种浇注工艺的金属液走流示意图；图5(a)、图5(b)分别提供了一种现行工艺的走流示意图，图5(c)为本发明的浇注工艺的走流示意图；
29.图6提供了实施例中的铸件与浇注组件的第一方向的装配图；
30.图7给出了实施例中的铸件与浇注组件的第二方向的装配图；
31.图8给出了实施例中的钢液走流示意图。
具体实施方式
32.下面将结合附图和具体实施方式对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，但是本领域技术人员将会理解，下列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，仅用于说明本发明，而不应视为限制本发明的范围。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。实施例中未注明具体条件者，按照常规条件或制造商建议的条件进行。所用试剂或仪器未注明生产厂商者，均为可以通过市售购买获得的常规产品。
33.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等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和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
34.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
35.本发明用于解决薄壁或窄型腔类高温合金机匣类铸件的成型问题；通过设计一种新的浇注系统以减少陶芯受力，使铸件完整成型且具有远低于现行工艺的报废率。本发明可以通过如下实施方式进行：
36.一种航空发动机机匣叶片的浇注方法，主要包括如下步骤：将至少一个浇注组件安装于所述航空发动机机匣的支板的中部，向所述浇注组件中通入金属液进行底注式浇注；
37.作为一种优选的实施方式，所述浇注组件的结构可以由图1所示；所述浇注组件包括依次相连通的内浇口直段、储液池和横浇道；所述金属液由所述横浇道灌入，在所述储液池中得以缓冲，并以一个稳定的速率通入所述内浇口直段并进入铸件；
38.作为一种更优选的实施方式，所述内浇口直段与所述横浇道在空间上为垂直关系；
39.作为一种优选的实施方式，根据铸件的整体结构选择所述浇注组件的数量和安装位点，图4提供了一种本发明的浇注组件与支板中部的连接关系的示意图；所述浇注组件的数量至少为一，在本发明中不对所述浇注组件的具体数量做出限制；
40.作为一种更优选的实施方式，所述浇注组件还包括：与所述横浇道相连接的外置浇道；所述外置浇道用于延长浇道的总长度或位置，使使用者更方便地进行金属液灌注的操作；当所述浇注组件的数量大于一时，还可以通过所述外置浇道将所述浇注组件中的各个所述横浇道串联，使之形成统一的金属液入液口；在本发明中不对所述外置浇道的具体数量做出限制；
41.作为一种优选的实施方式，所述金属液的种类依据浇注需求进行选择，在本发明中不对所述金属液的具体种类做出限制；作为典型但非限制性地，所述金属液可以包括钢液、铝液、铝镁合金液、铁液、锌铁合金液等；
42.作为一种优选的实施方式，所述支板底部的中部预先设置有通液口，用于所述金属液的通入；
43.图5提供了两种现行浇注工艺与本发明的浇注工艺的金属液走流示意图；其中，图5(a)为常规底注式，当支板两侧通入的金属液在支板中间汇流时形成冲击力，使陶芯收到强流作用力；图5(b)为顶注式，其无法有效控制金属液走流，且高密度、高质量的金属液由
于重力作用容易使脆弱的陶芯断裂；图5(c)为本发明的特殊底注式，最大程度地避免了金属液注入后对陶芯的影响。
44.作为一种优选的实施方式，所述内浇口直段的长度与所述支板的长度的比值为0.25～0.55，包括但不限于：0.25、0.30、0.35、0.40、0.45、0.50、0.55；作为一种更优选的实施方式，所述内浇口直段的长度与所述支板的长度的比值为1/3～1/2。
45.作为一种优选的实施方式，所述内浇口直段的宽度与所述支板的壁厚的比值为1.5～2.5，包括但不限于：1.5、1.6、1.7、1.8、1.9、2.0、2.1、2.2、2.3、2.4、2.5；作为一种更优选的实施方式，所述内浇口直段的宽度与所述支板的壁厚的比值为2。
46.作为一种优选的实施方式，所述内浇口直段的高度为3mm～15mm；作为一种更优选的实施方式，所述内浇口直段的高度为5mm～10mm，包括但不限于：5mm、6mm、7mm、8mm、9mm、10mm。
47.作为一种优选的实施方式，所述储液池的体积与所述内浇口直段的体积的比值为2.5～5.5；作为一种更优选的实施方式，所述储液池的体积与所述内浇口直段的体积的比值为3～5，包括但不限于：3、3.5、4、4.5、5；在本发明中所述储液池起到缓冲金属液的作用，当金属液进入储液池后冲击力减弱，并在短时间内充满储液池后以基本恒定且缓慢的速率上升。
48.作为一种优选的实施方式，所述横浇道的截面积与所述储液池的截面积的比值1/9～1/5；在本发明中横浇道作为金属液来源的通道，根据实际操作时金属液灌注速率和横浇道截面积值进行推算和试验，在横浇道能够起到减小流量且提供足够压头时，所述横浇道的截面积与所述储液池的截面积的比值应当处于如上限制区间内。
49.作为一种优选的实施方式，所述底注式浇注的温度为1400℃～1700℃；作为一种更优选的实施方式，所述底注式浇注的温度为1500℃～1600℃，包括但不限于：1500℃、1510℃、1520℃、1530℃、1540℃、1550℃、1560℃、1570℃、1580℃、1590℃、1600℃。
50.作为一种优选的实施方式，在进行所述底注式浇注前，预热型模的温度至800℃～1200℃；作为一种更优选的实施方式，预热型模的温度至900℃～1100℃，包括但不限于：900℃、920℃、940℃、960℃、980℃、1000℃、1020℃、1040℃、1060℃、1080℃、1100℃。
51.实施例
52.采用某航空发动机大型薄壁空心机匣组件作为待浇注件；需要注意的是，某航空发动机大型薄壁空心机匣组件是部分的、非完整的，其组件本身涉及其他保密因素，因此仅截取部分用于本发明中的浇注工艺的说明；其组件的其他未公开结构与本发明的浇注工艺无关，且不会影响对于浇注工艺的解释说明，本领域技术人员基于本实施例所公开的内容完全可以理解本发明的浇注工艺具体如何实施。
53.将某航空发动机大型薄壁空心机匣组件的构件及蜡模进行组合，膜壳制备后形成系列膜壳空腔，将如图2、图3所示的浇注组件安装于所述待浇注件上；图6给出了安装后的待浇注件-浇注组件的组合图，图7为从另一方向上观察的安装后的待浇注件-浇注组件的组合图。除如图2、图3所示的浇注组件外，还安装有三根依次连接的外置浇道，用于与其他结构相连接或与钢液源相连通。
54.对组合后的某航空发动机大型薄壁空心机匣组件的蜡模进行预热至温度为1000℃；向外置浇道中灌入钢液，浇注温度为1550℃；图8给出了钢液的走流示意图。灌注结束
后，冷却约24h且待钢液至室温，切割、拆除膜壳及浇注组件并得到铸件。经测试发现，薄型机匣叶片的陶芯无变形、断裂，且无任何偏芯、漏芯、断芯现象的发生。
55.尽管已用具体实施例来说明和描述了本发明，然而应意识到，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；本领域的普通技术人员应当理解：在不背离本发明的精神和范围的情况下，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；因此，这意味着在所附权利要求中包括属于本发明范围内的所有这些替换和修改。