[发明专利]使用失蜡铸造技术用于制造航空器涡轮机组带叶片构件和包括形成蓄热器的屏罩的外壳模具

说明书

技术领域

本发明涉及使用失蜡铸造技术的航空器涡轮机组带叶片构件的群组制造的领域。每个带叶片构件可以是包括多个叶片的扇体，诸如低压供给装置扇体，或者可以是单个叶片，诸如涡轮机或压气机动叶轮的叶片。

本发明更特别地涉及群组形状的外壳模具的设计，其中用于铸造金属，以获得涡轮机组带叶片的构件。

本发明涉及所有类型的航空器涡轮机组，特别地涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机。

背景技术

在现有技术中，使用失蜡铸造技术同时地制造几个航空器涡轮机组带叶片构件，诸如供给装置扇体或单个叶片实际上是已知的。

记得失蜡精确铸造技术包括通过注射到用具中，在蜡中产生用于期望的每个带叶片构件的模型。在也由蜡所制造的铸造臂上组装这些模型，然后这些模型依此连接到由蜡所制造的金属进料器，使得可以构成群组，然后该群组被投入到各种物质中，以在群组周围形成具有基本上均匀厚度的陶瓷外壳模具。

通过熔化蜡继续该方法，这然后在陶瓷中留下了其精确的型腔，其中通常地通过金属进料器上所组装的铸造杯，倾倒熔化的金属。金属冷却后，毁坏外壳模具，分离和精加工金属部件。

该技术提供了维度精确的优点，这可以减少，甚或省略一些机械用具。此外，它提供了非常好的表面面貌。

更精确地，外壳模具带叶片构件布置在外壳模具的周缘，并且每个具有其后缘区域从外壳模具向外地定向的叶片部分。该后缘区域当然地用于界定每个叶片后缘的型腔，后者将要通过所涉及的带叶片构件的中间产品而被获得。

该方案用于获得具有标准厚度，例如0.7mm量值的后缘是令人满意的。然而，对于减小叶片后缘的厚度更感兴趣，为了改善航空器涡轮机组的性能。举例说明，通过在供给装置扇体叶片的后缘上提供约0.5mm的厚度，同样地在单个动叶片的后缘上提供约0.45mm的厚度，获得增加的性能。

然而，在获得称为薄或非常薄的这种厚度的框架中，还可以完善目前的技术。实际上，使用这种更小的厚度，可以引起与材料有关的问题，该材料没有到达限定这些后缘的型腔中。

发明内容

因此，本发明目的是至少部分地克服上文所提到的涉及现有技术实施方式的缺点。

为此，本发明的目的是使用失蜡铸造技术，用于制造多个航空器涡轮机组带叶片构件的外壳模具，群组形状的所述外壳模具包括：

-多个外壳模具带叶片构件，每个用于获得所述涡轮机组带叶片构件之一，同时每个带叶片构件包括位于第一端部件和第二端部件之间的叶片部分，该第一端部件界定平台的型腔，该第二端部件界定另一个平台的型腔，所述叶片部分包括后缘区域以及与其相对的前缘区域；

-具有中心轴线的金属进料器，所述外壳模具带叶片构件绕着该中心轴线分布；和

-外壳模具内空间，其居中于所述中心轴线上和由所述外壳模具带叶片构件所界定。

根据本发明，在所述外壳模具内空间的向内定向的后缘的对面，所述外壳模具提供有一个或多个屏罩，后者形成布置在外壳模具内空间中的蓄热器。

本发明特别引人注意的地方在于它完全地适合获得上文所提到的方面中薄或非常薄的后缘。

实际上，在通常已经被预加热的外壳模具的铸造期间，一个屏罩/多个屏罩形成储热器，该储热器可以维持位于它们对面的后缘区域在高温，并且其位置已经被相对于现有技术主动地颠倒，以致于它们被定向外壳模具的内部。因此，大大地减少了热损失，这可以获得铸造金属更好的流动性，并且这引起刺穿到型腔的这些低厚度区域的更大能力。从这开始了改善的铸造精确性，以及铸造金属的更好的冶金学健康，同时特别地收缩的减少。

此外，通过在其中安装一个屏罩/多个屏罩，外壳模具的内空间有利地变得被功能化，尽管通常地在现有技术的方案中它保持大大地凹进。在这方面，注意到屏罩的存在不影响外壳模具的总负担。

优选地，每个屏罩在界定平台型腔的第一和第二端部件之间的叶片部分的对面延伸。换而言之，以这种方式布置它，以致于每个屏罩只位于叶片部分的对面，即，它按照进料器的中心轴线的方向没有延伸到足以在第一和第二端部件的对面。

形成蓄热器的每个屏罩优选地由带有所述外壳模具的单件制造。然后，以与外壳模具的其它构件的方式相同的方式获得每个屏罩，即，使用由蜡制造的屏罩，该蜡然后排除掉或不排除掉，然后用金属填充或不填充。优选地，在铸造期间，不用金属填充在带有外壳模具的单件中获得这些屏罩。

根据第一可能性，提供与每个外壳模具带叶片构件相关联的屏罩，每个屏罩更优选地具有实际上平面形式。