[发明专利]一种防止高压涡轮导向叶片变形的精铸方法

说明书

技术领域

本发明涉及叶片精铸技术领域，具体为一种防止高压涡轮导向叶片变形的精铸方法。

背景技术

新型航空发动机核心部件高压涡轮导向叶片目前主要采用熔模精铸工艺整体铸造。该高压涡轮导向叶片为大缘板结构，对角尺寸达170mm，悬臂达55mm，在精铸后极易变形。因此为了保证导向叶片尺寸符合设计要求，需要在生产过程中采取缘板防变形措施。防止缘板变形也成为该导向叶片是否能成功研制的关键。

为满足该叶片设计图纸尺寸的要求，传统的做法是蜡模压注成型后人工焊接直径3mm的细蜡棒防止熔化浇注过程的变形，浇注后对叶片缘板进行校正，虽然该方法可以解决部分导向叶片缘板变形问题，但每批次的一致性差，而且校正很容易在叶片表面留下表面缺陷和校正应力，导致叶片疲劳强度降低，这样实际叶片的性能就远低于设计性能，这也是造成叶片“寿命短、可靠性差”的原因之一。传统的校正方法已经无法应用在新型航空发动机高压涡轮导向叶片大缘板结构。

发明内容

要解决的技术问题

为了从源头抑制高压涡轮导向叶片缘板在浇注冷却过程中的变形，本发明提出了一种防止高压涡轮导向叶片变形的精铸方法，在进行毛坯设计时就在叶片精铸毛坯上下缘板间设计工艺筋，在叶片精铸过程中抑制缘板的变形，获得尺寸精确、无表面缺陷、无校正应力的合格叶片。

技术方案

本发明的技术方案为：

所述一种防止高压涡轮导向叶片变形的精铸方法，其特征在于：采用以下步骤：

步骤1：根据待加工的高压涡轮导向叶片设计高压涡轮导向叶片毛坯，其中在毛坯中设计有工艺筋，所述工艺筋处于高压涡轮导向叶片的叶背一侧，且位于距叶片进气边距离最大的叶片缘板悬臂边缘部位；工艺筋两端分别与叶片上缘板和叶片下缘板连接；工艺筋长度为叶片上缘板与叶片下缘板的设计距离L减去叶片缘板变形量ΔX，其中ΔX=L(σh-1)(εz-εe)，σh为叶片材料铸造综合收缩率、εz为叶片材料的定向凝固合金弹性伸长量、εe为叶片材料的等轴晶合金弹性伸长量；

步骤2：根据步骤1的高压涡轮导向叶片毛坯设计结果加工高压涡轮导向叶片毛坯；

步骤3：将高压涡轮导向叶片毛坯精铸成形，而后将工艺筋分别沿上下缘板表面切除。

所述一种防止高压涡轮导向叶片变形的精铸方法，其特征在于：所述工艺筋的横截面为四角圆弧过渡的等腰梯形结构。

有益效果

本发明提出的防止高压涡轮导向叶片变形的精铸方法，在叶片毛坯设计过程中就通过增加工艺筋，对叶片缘板的变形进行反向补偿，从而从源头上减小了涡轮叶片大缘板变形，极大的提高了产品合格率。

附图说明

图1：某高压涡轮导向叶片精铸毛坯示意图；

图2：工艺筋横截面示意图；

其中：1.涡轮导向叶片；2.叶背；3.进气边；4.上缘板；5.下缘板；6.工艺筋7.工艺筋内侧；8.工艺筋外侧。

具体实施方式

下面结合具体实施例描述本发明：

本实施例对某机高压涡轮定向凝固导向叶片进行加工，采用以下步骤：

步骤1：根据待加工的高压涡轮导向叶片设计高压涡轮导向叶片毛坯，其中在毛坯中设计有工艺筋6，防止缘板的变形，所述工艺筋处于高压涡轮导向叶片1的叶背2一侧，且位于距叶片进气边3距离最大的叶片缘板悬臂边缘部位；工艺筋两端分别与叶片上缘板和叶片下缘板连接；工艺筋长度为叶片上缘板与叶片下缘板的设计距离L减去叶片缘板变形量ΔX，其中ΔX=L(σh-1)(εz-εe)，σh为叶片材料铸造综合收缩率、εz为叶片材料的定向凝固合金弹性伸长量、εe为叶片材料的等轴晶合金弹性伸长量；本实施例中叶片缘板变形量ΔX为0.76εe。

参照附图2，工艺筋的横截面为四角圆弧过渡的等腰梯形结构，其内侧（上底7）长6mm、外侧（下底8）长9mm、高3mm，工艺筋外侧面8与上缘板4和下缘板5表面共面，工艺筋四角以R1（mm）圆弧转接.

步骤2：根据步骤1的高压涡轮导向叶片毛坯设计结果加工高压涡轮导向叶片毛坯；

步骤3：将高压涡轮导向叶片毛坯精铸成形，而后将工艺筋分别沿上下缘板表面切除。

本实施例中采用防变形工艺筋使得叶片大缘板的变形量大大减小。通过对比试验：两件未加防变形工艺筋其中一件叶片12个测量点全部超差，超差量最小0.32mm，最大0.68mm，另外一件叶片12个测量点的超差量最小0.37mm，最大0.72mm；而使用防变形工艺筋的两个叶片其中一件2点超差其余点全部合格，1点超差0.01mm、1点超差0.03mm。另外一件仅1点超差，超差0.03mm。