一种整体铸造航空发动机涡轮导向器及其制备方法技术

一种整体铸造航空发动机涡轮导向器及其制备方法，该整体铸造航空发动机涡轮导向器包括：导向器外环、导向器内环、导向器叶片和辐板法兰；所述导向器叶片位于导向器外环和导向器内环之间；所述辐板法兰连接于所述导向器内环内侧；所述导向器外环、导向器内环、导向器叶片和辐板法兰整体铸造成型。该制备方法包括制作整体的涡轮导向器蜡模；对所述涡轮导向器蜡模制壳，形成包裹所述涡轮导向器蜡模的膜壳；对膜壳内的涡轮导向器蜡模进行脱蜡处理；焙烧所述膜壳，在膜壳内浇筑涡轮导向器材料；进行脱壳处理，得到所述涡轮导向器。使用铸造技术代替钣金+焊接技术，提高了零件连接稳定性、延长了零件寿命。

An integral casting turbine guide for aeroengine and its preparation

【技术实现步骤摘要】
一种整体铸造航空发动机涡轮导向器及其制备方法
本专利技术属于航空发动机领域，具体涉及一种整体铸造航空发动机涡轮导向器。
技术介绍
航空发动机涡轮导向器是在涡轮前方，对从燃烧室出来的热空气进行降压增速、改变方向，提高涡轮功的零部件，其工作环境高温、高压、强振动。涡轮导向器通常由导向器叶片、流道内壁和流道外壁组成，部分较复杂的涡轮导向器还增加了冷气流通道、温度探针等。本专利技术介绍的涡轮导向器，其前身是由导向器外环(流道外壁)、涡轮外环、导向器内环(流道内壁)、25个导向器叶片、凸耳和辐板法兰(连接燃烧室)组成。其中除导向器叶片为单个铸造外，其余零件都为钣金件，通过钎焊连接在一起。在实际使用中发现，钣金件的热变形非常严重，且钎焊焊缝周围容易断裂。故将其改为整体铸造式涡轮导向器。在更改设计评估和更改设计验证过程中发现，更改后的整体铸造航空发动机涡轮导向器的可靠性要远远优于更改前的“钣金+焊接”式涡轮导向器。现在通用的航空发动机涡轮导向器仍为“钣金+焊接”或“铸造+焊接”技术，如广泛应用于直升机的arriel系列的涡轮轴发动机。部分发动机为了避免采用过多的焊接连接方式，采用了螺栓连接，如使用在空客、波音等商用飞机上的CFM-56系列发动机，其高压涡轮导向器叶片内有较为复杂的冷气流通道，且为双级叶片，故将两叶片单独铸造，用钎焊焊为一对，再通过螺栓连接形成涡轮导向环。一些同样采用多级涡轮的发动机，如我国大量进口的军用小涵道比涡轮风扇发动机AL-31F，部分级的涡轮导向器也是使用螺栓连接成环。一些小型的涡轮导向器，如汽车用涡轮导向器，使用了整体铸造技术。但其尺寸较小，结构较为简单，工作环境相较航空发动机来说也没有那么恶劣，而且作为地面设备，在重量和尺寸上都有较大的缓和余地。航空发动机涡轮导向器则在以上方面有诸多限制，因此暂未出现采用整体铸造的航空发动机涡轮导向器。航空发动机涡轮导向器工作环境较为恶劣。例如本发动机的涡轮导向器工作环境(气流)温度为1200～1400K，气流总压为0.5～0.6MPa，气流速度为0.3～0.4Ma，且导向器辐板法兰连接燃烧室和涡轮导向器，承担燃烧室中火焰筒的重量和振动压力。如果使用钣金件和焊接，则会出现诸多问题。钣金件的加工成本较低，但因为加工工艺的天然缺陷，加工残余应力较多。经过长时间使用或在高温情况下使用时，会造成残余应力释放，导致结构变形。而恶劣的工作环境会加剧这种变形，使零件不能可靠工作，大大缩短零件寿命，进而影响整机寿命。严重时甚至会引起发动机故障。焊接的连接方式也是使用较多的工艺，因为其加工方式简单，成本也较低，检验也十分方便。但是焊接产生了局部高温，会破坏零件连接边附近的微观结构，造成局部热处理失效，使焊缝四周出现物理变质，零件的强度、硬度等都会在此处发生剧烈变化，从而引起局部应力集中。长时间在恶劣环境下工作极易引起疲劳断裂，进而引起发动机故障。现代发动机为了尽量减少钣金件和焊接工艺，采用了“小零件铸造+局部焊接+整体螺纹连接”的结构，在一定程度上可以减少钣金件和焊接造成的缺陷。但是随之而来的就是结构复杂性整体提升，系统可靠性下降，维修维护成本大幅度升高。
技术实现思路
(一)专利技术目的本专利技术的目的是为了克服ZF850航空发动机涡轮导向器钣金、焊接工艺所带来的诸多缺陷，解决ZF850发动机热端部件寿命的问题，达到延长涡轮导向器的循环寿命，增加涡轮导向器的可靠性，从而增加ZF850发动机整机的可靠性。同时，本专利技术为航空发动机大尺寸热端部件使用高温合金整体铸造技术的发展提供了经验。(二)技术方案为解决上述问题，本专利技术的第一方面提供了一种整体铸造航空发动机涡轮导向器，包括：导向器外环、导向器内环、导向器叶片和辐板法兰；所述导向器叶片位于导向器外环和导向器内环之间；所述辐板法兰连接于所述导向器内环内侧；所述导向器外环、导向器内环、导向器叶片和辐板法兰整体铸造成型。在一些具体实施例中，还包括涡轮外环，所述涡轮外环与所述导向器外环连接且一体成型。在一些具体实施例中，还包括凸耳，所述凸耳形成在所述导向器外环上与所述涡轮外环连接相反的一侧，且所述凸耳与与所述导向器外环一体成型。在一些具体实施例中，所述凸耳有多个，均匀分布在导向器外环上。在一些具体实施例中，所述涡轮导向器采用合金K417制成。本专利技术的第二方面提供了一种如前所述的整体铸造航空发动机涡轮导向器的制备方法，包括如下步骤：制作整体的涡轮导向器蜡模；对所述涡轮导向器蜡模制壳，形成包裹所述涡轮导向器蜡模的膜壳；对膜壳内的涡轮导向器蜡模进行脱蜡处理；焙烧所述膜壳，在膜壳内浇筑涡轮导向器材料；进行脱壳处理，得到所述涡轮导向器。在一些具体实施例中，所述制作整体的涡轮导向器蜡模包括如下步骤：分别制造涡轮叶片蜡模、导向器外环蜡模、导向器内环蜡模以及辐板法兰蜡模；将导向器内环蜡模和导向器外环蜡模通过工装定心，然后装入导向器叶片蜡模，修配补蜡并熔融连接；将辐板法兰蜡模连接到导向器内环上，修配补蜡并熔融连接，形成所述整体的涡轮导向器蜡模。在一些具体实施例中，所述对所述涡轮导向器蜡模制壳包括如下步骤：调制硅溶胶；将涡轮导向器蜡模装入浸胶工装后，完全浸入硅溶胶池，使蜡模表面沾满硅溶胶；悬吊蜡模使多余的硅溶胶滴落，旋转使其胶体分布均匀；使用撒砂机将蜡模所有表面均匀撒上石英砂；悬挂强制通风干燥，干燥温度20～28℃之间；再次浸胶撒砂干燥，制壳3～5层；导向器叶片中间通气孔及不易撒砂的部位使用人工补胶补砂；结构单薄的部位多制壳1～2层。在一些具体实施例中，所述对膜壳内的涡轮导向器蜡模进行脱蜡处理包括如下步骤：将悬挂干燥完毕的膜壳取下，符合质量标准的膜壳进行脱蜡；脱蜡工艺采用常压高温蒸汽脱蜡，脱蜡时进一步检验膜壳是否有缺陷。在一些具体实施例中，所述焙烧所述膜壳，在膜壳内浇筑涡轮导向器材料包括如下步骤：焙烧膜壳，并检验膜壳质量；最后一次焙烧将膜壳加热至1000℃左右，然后放置在双室真空感应炉内，将温度约1300℃熔融的K417合金液浇入膜壳内；进行浇铸冷却工艺，通过控制冷却方向和速率来控制涡轮导向器各处的结晶方向。综上所述，本专利技术提供了一种整体铸造航空发动机涡轮导向器及其制备方法，该整体铸造航空发动机涡轮导向器包括：导向器外环、导向器内环、导向器叶片和辐板法兰；所述导向器叶片位于导向器外环和导向器内环之间；所述辐板法兰连接于所述导向器内环内侧；所述导向器外环、导向器内环、导向器叶片和辐板法兰整体铸造成型。该制备方法包括制作整体的涡轮导向器蜡模；对所述涡轮导向器蜡模制壳，形成包裹所述涡轮导向器蜡模的膜壳；对膜壳内的涡轮导向器蜡模进行脱蜡处理；焙烧所述膜壳，在膜壳内浇筑涡轮导向器材料；进行脱壳处理，得到所述涡轮导向器。(三)有益效果本专利技术的上述技术方案具有如下有益的技术效果：本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种整体铸造航空发动机涡轮导向器，其特征在于，包括：导向器外环、导向器内环、导向器叶片和辐板法兰；/n所述导向器叶片位于导向器外环和导向器内环之间；所述辐板法兰连接于所述导向器内环内侧；/n所述导向器外环、导向器内环、导向器叶片和辐板法兰整体铸造成型。/n

【技术特征摘要】
1.一种整体铸造航空发动机涡轮导向器，其特征在于，包括：导向器外环、导向器内环、导向器叶片和辐板法兰；
所述导向器叶片位于导向器外环和导向器内环之间；所述辐板法兰连接于所述导向器内环内侧；
所述导向器外环、导向器内环、导向器叶片和辐板法兰整体铸造成型。


2.根据权利要求1所述的整体铸造航空发动机涡轮导向器，其特征在于，还包括涡轮外环，所述涡轮外环与所述导向器外环连接且一体成型。


3.根据权利要求2所述的整体铸造航空发动机涡轮导向器，其特征在于，还包括凸耳，所述凸耳形成在所述导向器外环上与所述涡轮外环连接相反的一侧，且所述凸耳与与所述导向器外环一体成型。


4.根据权利要求3所述的整体铸造航空发动机涡轮导向器，其特征在于，所述凸耳有多个，均匀分布在导向器外环上。


5.根据权利要求1-4任一项所述的整体铸造航空发动机涡轮导向器，其特征在于，所述涡轮导向器采用合金K417制成。


6.一种如权利要求1-5任一项所述的整体铸造航空发动机涡轮导向器的制备方法，其特征在于，包括如下步骤：
制作整体的涡轮导向器蜡模；
对所述涡轮导向器蜡模制壳，形成包裹所述涡轮导向器蜡模的膜壳；
对膜壳内的涡轮导向器蜡模进行脱蜡处理；
焙烧所述膜壳，在膜壳内浇筑涡轮导向器材料；
进行脱壳处理，得到所述涡轮导向器。


7.根据权利要求6所述的整体铸造航空发动机涡轮导向器的制备方法，其特征在于，所述制作整体的涡轮导向器蜡模包括如下步骤：
分别制造涡轮叶片蜡模、导向器外环蜡模...

【专利技术属性】
技术研发人员：潘宁民，宋满祥，冀疆峰，
申请(专利权)人：中发天信北京航空发动机科技股份有限公司，
类型：发明
国别省市：北京;11