[发明专利]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

说明书

技术领域

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

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。

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。

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。

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。

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。

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0.7mm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。

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℃—2150℃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

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。

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。

进一步的，所述的可溶性部件的材料为蜡。