一种航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片陶瓷型芯一次成型的方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种航空发动机涡轮叶片的制作工艺，尤其是制作工艺中陶瓷型芯的一次成型方法。
【背景技术】
[0002]跟采用一般冷却方式的航空发动机涡轮叶片相比，叶盆、叶背各多了一层冷却腔。采用一般冷却方式的航空发动机涡轮叶片一般只有一个内腔。而航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片除了有内腔外，在叶盆、叶背还有一层或多层腔，内腔和外层腔之间由冲击气孔联通。
[0003]航空发动机叶片内腔非常复杂，无法用机械加工的方法获得。目前，航空发动机叶片都是采用精密铸造的方法获得铸件。然后通过对铸件进行机械加工，获得最终满足装配和使用要求的零件。
[0004]航空发动机叶片的毛坯件的铸造业非常复杂。首先要先制造出符合内腔尺寸的陶瓷型芯，然后将陶瓷型芯放到铸件模具中压制蜡模模样，再经组合蜡模模样、涂壳、焙烧、浇注等等工序获得内含陶瓷型芯的金属铸件，再将金属铸件中的陶瓷型芯溶解后获得铸件。所以，陶瓷型芯对于生产航空发动机叶片铸件来说是非常重要的。
[0005]航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片由于有内腔和外层腔两层腔，陶瓷型芯异常复杂。为了能得到精确的内腔尺寸，要求陶瓷型芯本身的尺寸要非常精确。
[0006]目前，国内航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片陶瓷型芯的制造基本采用两种方法:一种是将陶瓷型芯分成若干个部件分别制造，然后在通过人工粘接得到整体陶瓷型芯；另一种是将铸件分成若干个部件分别制造，然后焊接部件得到整体的铸件。
[0007]通过将陶瓷型芯分成若干个部件分别制造，然后在通过人工粘接得到整体陶瓷型芯的方法存在以下缺点:
a、将陶瓷型芯分成若干个部件分别制造，会造成部件成型困难。一般来讲，航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片陶瓷型芯外层腔厚度只有0.7mm左右，而长度会有50—120长，分体后，在压制湿态外层腔部件时，出模过程中带来的变形无法解决，而且陶瓷型芯在焙烧和强化过程中的变形会非常的巨大。一旦有大量的变形，陶瓷型芯的尺寸就无法保证，航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片的外层壁壁厚也只有0.7_左右，一旦陶瓷型芯的变形量超过一定的数值，就有造成浇注后，铸件出现漏芯的现象而造成铸件报废；
b、人工粘接陶瓷型芯部件,会造成陶瓷型芯的精度损失进一步加剧,一来人工粘接无法保证每个部件的相对位置关系，二来人工粘接没有一致性，会对后期的数据分析带来问题，采用将陶瓷型芯分成若干个部件分别制造，然后在通过人工粘接得到整体陶瓷型芯的方法来制造航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片陶瓷型芯，会造成陶瓷型芯的结构和尺寸与理论数值差异较大，且没有规律可循，将会严重影响铸件的质量，会造成铸件合格率低下、效率低下，大量的产能被占用，还会拉高铸件的制造成本。
[0008]通过将铸件分成若干个部件分别制造，然后焊接得到整体的铸件的方法存在这样的缺点:多孔层板发散冷却涡轮叶片采用焊接工艺得到铸件的话，会严重影响多孔层板发散冷却涡轮叶片的寿命，采用多孔层板发散冷却技术的航空发动机在工作时，涡轮部分的叶片需要承受1900°C—2150°C的温度，而且发动机工作时需要高速旋转，会产生巨大的离心力，焊缝无法承受这么高的温度，而巨大的离心力也容易造成多孔层板发散冷却涡轮叶片从焊缝处产生疲劳断裂，这些都是巨大的隐患。
【发明内容】
[0009]本发明利用可溶性材料的特点，公开了航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片陶瓷型芯一次成型的方法。
[0010]为了实现上述目的，本发明的技术方案是这样实现的:本发明一种航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片陶瓷型芯一次成型的方法，包括以下步骤:
a、根据航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片陶瓷型芯的内腔和外层腔结构特点，设计若干可溶性工艺部件；
b、将每个可溶性工艺部件都用单独的模具压制成型；
C、将所有可溶性部件通过相互间的定位结构放置到整体陶瓷型芯模具里压制整体的陶瓷型芯；
d、压制完成后，用特殊溶液将可溶性工艺部件溶解，最终得到整体的航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片陶瓷型芯。
[0011]进一步的，所述的可溶性部件的材料为蜡。
[0012]本发明是采用可溶性工艺部件来一次性成型航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片陶瓷型芯的方法。与上述的其他方法相比，首先铸件的合格率能得到大的提升，一次性成型的陶瓷型芯各个结构的相对位置关系和尺寸精度会得到保证；其次铸件的生产效率将会得到大的提升，合格率的提升会显著的提升生产效率，生产效率的提升可以将原先被占用的产能得到更好的利用，创造更大的社会经济效益；再次，由于陶瓷型芯是一次成型的，所以铸件不存在焊接的问题，铸件本身的寿命将会有保证，降低航空发动机的事故率，也降低了航空发动机维护和修理成本的优点。
【具体实施方式】
[0013]以下结合实施例对本发明所涉及的技术方案座进一步说明。
实施例
[0014]叶片的陶瓷型芯的制造工艺流程大致为:先用模具压制湿态的陶瓷型芯，然后焙烧湿态的陶瓷型芯使之充分脱水，再对焙烧后的陶瓷型芯进行强化。使陶瓷型芯最终能够承受铸件浇注时金属液体对陶瓷型芯产生的巨大冲击力以及冷却时金属由于收缩而对陶瓷型芯施加的抱紧力。
[0015]本发明采用可溶性工艺部件一次性成型航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片陶瓷型芯，也就是说，在航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片陶瓷型芯的内腔和外层腔之间设计若干个这样的工艺部件，该工艺部件由可溶性材料蜡制成。每个可溶性工艺部件都用单独的模具压制成型，然后将所有可溶性部件通过相互间的定位结构放置到整体陶瓷型芯模具里压制整体的陶瓷型芯，压制完成后，用特殊溶液将蜡制工艺部件溶解，最终得到整体的航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片陶瓷型芯。通过该完整的航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片陶瓷型芯金属浇注得到相应的涡轮叶片。
[0016]以上实施例具体描述了本发明的基本原理和主要特征。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。
【主权项】
1.一种航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片陶瓷型芯一次成型的方法，其特征是，包括以下步骤: a、根据航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片陶瓷型芯的内腔和外层腔结构特点，设计若干可溶性工艺部件； b、将每个可溶性工艺部件都用单独的模具压制成型； C、将所有可溶性部件通过相互间的定位结构放置到整体陶瓷型芯模具里压制整体的陶瓷型芯； d、压制完成后，用特殊溶液将可溶性工艺部件溶解，最终得到整体的航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片陶瓷型芯。2.根据权利要求1所述的一种航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片陶瓷型芯一次成型的方法，其特征是，所述的可溶性部件的材料为蜡。
【专利摘要】本发明公开了一种航空发动机多孔层板发散冷却涡轮叶片陶瓷型芯一次成型的方法，利用可溶性材料的原理，提供了一种涡轮叶片陶瓷型芯一次成型的方法，大大提高了产品的合格率。
【IPC分类】B22C9/10
【公开号】CN105562613
【申请号】CN201410530280
【发明人】王雷
【申请人】咸阳勃力模具制造有限公司
【公开日】2016年5月11日
【申请日】2014年10月10日