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的利记博彩app
【专利摘要】本发明涉及使用失蜡铸造技术，用于制造航空器涡轮机组带叶片构件的外壳模具(200)，并且包括：-外壳模具带叶片构件(1b)，包括位于第一端部件(4b)和第二端部件(6b)之间的叶片部分(2b)，该第一端部件界定平台(8b)的型腔，该第二端部件界定另一个平台(8b)的型腔，叶片部分包括后缘区域(30b)；-具有中心轴线(14b)的金属进料器(12b)，带叶片构件(1b)绕着该中心轴线(14b)分布；和根据本发明，外壳模具装配有一个或多个屏罩(29b)，该屏罩形成布置在外壳模具内空间(28b)中的蓄热器，面对向内定向的后缘区域(30b)。
【专利说明】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
【技术领域】
[0001] 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。
[0002] 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。
[0003] 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】
[0004] 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。
[0005] 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。
[0006] 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。
[0007] 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。
[0008] 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。
[0009] 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〇. 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。
[0010] 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】
[0011] 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。
[0012] 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：
[0013] -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；
[0014] -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
[0015] -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。
[0016] 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。
[0017] 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。
[0018] 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。
[0019] 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。
[0020] 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。
[0021] 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。
[0022] 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。
[0023] 根据可能性，提供与所有所述外壳模具带叶片构件相关联的单个屏罩，所述单个 屏罩更优选地具有居中于金属进料器的所述中心轴线上的旋转形状。
[0024] 无论有一个或几个屏罩，它们的形状可以适于尽可能地接近外壳模具带叶片构件 的后缘区域，通过这种方式以实现最大可能的效率。
[0025] 在这方面，更优选地，每个后缘区域与其相关联的屏罩间隔开1和40mm之间的距 离，该距离优选地实际上沿着每个后缘区域恒定。
[0026] 优选地，外壳模具包括根据金属进料器的中心轴线的方向，从金属进料器延伸的 中心支架，每个屏罩绕着其添加在其上的所述中心支架布置。该中心支架也可以用于外壳 模具带叶片构件的搬运支架加强。
[0027] 优选地，以本领域技术人员已知的方式，由陶瓷制造所述外壳模具。
[0028] 优选地，每个外壳模具带叶片构件的叶片部分界定一个或多个叶片。如已经提到 的，这可以是专门用于获得多个叶片，诸如低压供给装置扇体的带叶片构件，或者是专门用 于获得单个叶片，诸如涡轮机或压气机动叶轮的叶片的叶片构件。
[0029] 绕着进料器的中心轴线圆周地分布的这些带叶片构件的数量可以改变，例如对于 扇体来说是3到10个，每个扇体包括几个叶片，并且例如对于单个叶片来说是从10到50 个。
[0030] 本发明也有使用失蜡铸造技术，用于制造多个航空器涡轮机组带叶片构件的外壳 模具的目的，群组形状的所述外壳模具包括：
[0031] -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；
[0032]-具有中心轴线的金属进料器；和
[0033]-绕着金属进料器的中心轴线分布的多个金属铸造臂，每个铸造臂具有连接所述 进料器的第一端。
[0034] 根据本发明，所述外壳模具提供有使用多个热绝缘条带所制造的热绝缘层，该多 个热绝缘条带覆盖外壳模具的至少一部分外表面。
[0035] 本发明引人注意的地方在于它完全地适于获得在上文所提到意义上的薄或非常 薄的后缘。实际上，在外壳模具中金属铸造期间和之后，热绝缘层可以减少热损失和同样地 在高温下维持外壳模具和铸造金属延长的时间周期。从此开始了铸造金属的更好流动性， 这引起刺穿到型腔的低厚度的区域中，并且特别地后缘中更大的能力。
[0036] 改善了铸造的精确性，同样地铸造金属的冶金学健康，特别地收缩的减少。
[0037] 此外，通过使用多个条带以形成热绝缘层，本发明构成了有利和简单的方案，该方 案可以改变根据外壳模具的区域的热阻力，并且这通过这种方式，以获得令人满意的填充 以及铸造金属的好的冶金学健康。
[0038] 优选地，使用每个热绝缘条带在外壳模具带叶片构件的至少一个径向部分上围绕 外壳模具带叶片构件的热绝缘条带，以及使用围绕所述外壳模具的至少一个热绝缘条带来 完成所述的层。
[0039] 优选地，以这样的方式完成所述层，以致于对于每个外壳模具带叶片构件，它具有 根据所述外壳模具带叶片构件的径向方向的热阻力梯度。而且，该径向梯度可以沿着带叶 片构件的轮廓变化。特别地，在外壳模具的向外定向的带叶片构件的表面和在进料器中心 轴线对面的它的其它向内定向的表面之间径向梯度不同。
[0040] 优选地，所述条带由岩棉制造，并且例如，所有条带都具有相同的热阻力。优选地， 因此厚度是相同的，由此只有宽度可以变化。举例说明，为了信息的目的，对于不同的层，所 保留的厚度可以相同，但是根据需要，具有单或双密度。
[0041] 优选地，每个外壳模具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，并且每个铸造 臂的第二端连接外壳模具带叶片构件之一的所述第一端部件，其第二端部件根据金属进料 器的中心轴线的方向上，优选地在与铸造臂的第二端相对于其第一端的偏移方向相同的偏 移方向上，偏移第一端部件。此外，每个叶片部分包括后缘区域以及与其相对的前缘区域。
[0042] 在其中每个外壳模具带叶片构件专门用于供给装置扇体获得的第一种情况下，所 述热绝缘层当它包括下面热绝缘条带时，特别地有效：
[0043]-与每个外壳模具带叶片构件相关联的第一条带，根据该构件的径向方向，每个第 一条带在其相关联构件的整个长度上围绕其相关联的构件；
[0044]-与每个外壳模具带叶片构件相关联的第二条带，部分地再覆盖第一条带，每个第 二条带在其相关联构件的径向部分上围绕其相关联构件，包括第一端部件和叶片部分，但 是不包括第二端部件；
[0045]-以这样方式围绕外壳模具的周缘的第三条带，以覆盖铸造臂、外壳模具带叶片构 件的第一端部件以及它们叶片部分的上部径向部分；
[0046] -以这样方式部分地覆盖第三条带和围绕外壳模具周缘的第四条带，以只覆盖铸 造臂；和
[0047] -以这样方式围绕外壳模具周缘的第五条带，以覆盖外壳模具带叶片构件，但是不 覆盖铸造臂。
[0048] 在第二种情况下，其中每个外壳模具带叶片构件专门用于获得单个叶片，以及以 这样方式包括连接第二端部件的金属贮存器，以在带叶片构件的前缘区域的对面延伸，以 及距离带叶片构件的前缘区域一段距离延伸，热绝缘层当它包括下面热绝缘条带时，特别 地有效：
[0049]-与每个外壳模具带叶片构件相关联的第一条带，每个第一条带在其相关联构件 的径向部分上围绕其相关联构件，只包括从第二端部件延伸的一部分叶片部分（2b);
[0050] -放置在环形空间中的第二条带，该环形空间居中于进料器的轴线上和限定在贮 存器和后缘区域之间，以这样方式布置居中于进料器的中心轴线上的所述第二条带，以覆 盖第一条带和外部地围绕每个带叶片构件的径向部分，只包括从第二端部件延伸的一部分 叶片部分；
[0051] -以这样方式围绕外壳模具周缘的第三条带，以覆盖每个外壳模具带叶片构件的 径向部分，包括第一端部件和一部分叶片部分，但是不包括第二端部件，同时第二和第三条 带具有在它们对面、在它们之间限定环形视窗的端部，在环形视窗上外壳模具没有条带；
[0052] -第四和第五叠置层，每个以这样方式围绕外壳模具的周缘，以只覆盖铸造臂；
[0053] -第六条带，其以这样方式围绕外壳模具的周缘以及第三层，以覆盖每个外壳模具 带叶片构件的径向部分，包括第一端部件和一部分叶片部分，但是不包括第二端部件，同时 第六条带延伸到所述环形视窗；
[0054] -第七条带，其以这样方式围绕外壳模具的周缘，以覆盖径向地向外定向的存贮器 的表面以及第二端部件的径向端；
[0055] -第八条带，其以这样方式围绕外壳模具的周缘以及部分地覆盖所述第七条带，以 覆盖径向地向外定向的存贮器的表面；和
[0056] -第九条带，其与它居中于其上的中心轴线实际上正交地布置，并且从那开始，它 径向地延伸直到它覆盖所述第八条带的圆周端。
[0057] 当然，可以联合上述本发明的两个方面，S卩，一方面热积蓄屏罩和另一方面热绝缘 层。
[0058] 本发明另一个目的是使用失蜡铸造技术制造多个航空器涡轮机组带叶片构件的 方法，使用外壳模具，诸如，如上所述的外壳模具实施该方法。
[0059] 优选地，在具有垂直地定向金属进料器的中心轴线的外壳模具中铸造金属。
[0060] 当用由带有外壳模具的单件所制造的一个/或多个屏罩实施该方法时，当然，在 金属铸造之前，在预加热外壳模具的其余部分时，进行热积蓄。
[0061] 在下面的详细和非限制性描述中，本发明的其它优点和特征将显而易见。
【专利附图】
【附图说明】
[0062] 将参考附图给出该描述，附图中：
[0063] 图1表示意欲通过根据本发明方法的实施获得的涡轮机组带叶片构件的立体图， 所述带叶片构件具有低压供给装置扇体的形状。
[0064] 图2至图4表示由蜡所制造的模型的立体图，用于产生外壳模具，该外壳模具用于 使用根据本发明的失蜡铸造技术实施制造方法，目的是获得图1的构件。
[0065] 图4a表示视图，该视图示意性表示由蜡所制造的屏罩和由蜡所制造的复制品的 叶片后缘之间间隔的距离。
[0066]图5表示使用图2至图4中所示由蜡所制造的模型所获得的外壳模具的立体图。
[0067] 图5a表示视图，该视图示意性表示热积蓄屏罩和外壳模具带叶片构件的后缘区 域之间间隔的距离；
[0068] 图6表示视图，该视图示意性表示提供有多个热绝缘条带的外壳模具，该条带在 外壳模具的至少一部分外表面上形成层。
[0069] 图7表示意欲通过根据本发明方法的实施获得的另一涡轮机组带叶片构件的立 体图，所述带叶片构件具有单个动叶片的形状。
[0070] 图8和图9表示由蜡所制造的模型的立体图，用于产生外壳模具，该外壳模具用于 使用根据本发明的失蜡铸造技术实施制造方法，目的是获得图7的构件。
[0071] 图10表示视图，其示意性表示由蜡所制造的屏罩和由蜡所制造的复制品的叶片 后缘之间间隔的距离。
[0072] 图11表示使用由图8和图9中所示的蜡所制造的模型，所获得的外壳模具的立体 图。
[0073] 图11a表示视图，其示意性表示热积蓄屏罩和外壳模具带叶片构件的后缘区域之 间间隔的距离。
[0074] 图12表示视图，其示意性表示提供有多个热绝缘条带的外壳模具，该条带在该外 壳模具的至少一部分外表面上形成层。
【具体实施方式】
[0075] 参考图1，示出了用于航空器涡轮机组的涡轮机低压供给装置的扇体1。该扇体包 括在第一端4和第二端6之间布置的多个叶片2。两端4、6分别地形成外冠状有角的扇体 和内冠状有角扇体，并且每个包括平台8,其界定气流的主气流10。除了附加气动力功能的 平台8以外，每端还包括常规的结构，该常规结构允许将该带叶片构件安装在涡轮机组模 型上。
[0076] 本发明的目的是通过失蜡铸造的方法制造供给装置扇体1，现在将参考图2至6描 述优选的实施方式。
[0077] 首先，进行由蜡所制造的模型，也称为复制品，意欲后来将要被形成的陶瓷外壳模 具围绕着它。
[0078] 在图2至图4中，在相对于其中用金属填充外壳模具的位置反向的位置中示出了 模型1〇〇。该反向位置有利于组装各种构件的操作，该各种构件包括由蜡所制造的模型，现 在讲描述该操作。
[0079] 模型100首先包括用于金属分配的部分，附图标记为12a。它具有实心旋转的圆 柱形或锥形的形状，具有与由蜡所制造的模型100的整体的中心轴线重合的中心轴线14a。 该轴线14a被垂直地定向，由此认为表示高度的方向。该分配的部分12a直接地固定于特 定的用具16,定位于其上。
[0080] 部分12a朝向顶部结束于更大直径的端18a，从这里径向地延伸多个部分20a，用 于几个铸造臂的形成。这里部分20a的数量是三个，以120°绕着轴线14a分布。每个部 分20a因此包括第一端21a，其连接分配的部分12a的加宽端18a，并且以直的或稍微弯曲 的方式延伸到第二端22a。第一和第二端21a、22a在轴线14a方向上彼此偏移，第一端位于 第二端下部。形成臂的每个部分20a和水平方向之间倾斜的平均角度在5和45°之间。
[0081] 对于形成臂的每个部分20a，可以在分配的部分12a和部分20a的第二端22a之间 提供由蜡/陶瓷所制造的用于维持的加强件23a。
[0082] 此外，从每个第二端22a开始，图1中所示涡轮机组供给装置扇体的由蜡所制造的 复制品la被固定。该复制品la由此包括在与叶片连接的第一端4a和第二端6a之间布置 的多个相邻的叶片2a。两端4a、6a分别地形成外冠状有角扇体和内冠状有角扇体，并且每 个都包括平台8a。除了平台8a以外，每端还包括对应于图1中所示结构的常规结构，专门 地用于将供给装置扇体1安装在涡轮机组模块上。
[0083] 叶片2a和端4a、6a所根据的方向顺序地对应于蜡所制造的带叶片扇体la的径向 方向，同时该径向方向更优选地实际上平行于轴线14a的方向，S卩，平行于复制品100的高 度方向。
[0084] 由錯所制造的带叶片扇体la由此向上延伸，被布置绕着轴线14a，并且也绕着由 蜡所制造的中心支架24a，该中心支架24a沿着该相同的轴线从分配的部分12a的端部18a 开始延伸。该支架24a优选地采用轴杆14a的形式，其延伸到由錯所制造的带叶片扇体la 的端部6a的附近。
[0085] 而且，如图2中可以看到的，对于由蜡所制造的每个带叶片扇体la，可以在中心支 架杆24a的顶端和扇体la的第二端6a之间提供由蜡/陶瓷所制造的用于维持的加强件 25a。以相同的方式，由蜡/陶瓷所制造的用于维持的加强件27a在相邻的各个扇体la的 端部6a，它们之间连接。
[0086] 由蜡所制造的扇体la形成由蜡所制造的复制品100的周缘壁。它们彼此圆周地 间隔，并且向内限定居中于轴线14a上的内空间28a，中心支架杆24a由此定位在其中。 [0087] 在该内空间28a中，提供由蜡所制造的多个屏罩，其中提供了将要被获得的绕着 这些屏罩29a的将来的外壳模具构件，以形成热积蓄屏罩。
[0088] 每个屏罩29a相关联单个由蜡所制造的带叶片扇体la，它位于其对面。更精确地， 每个屏罩具有小厚度，例如仅仅几毫米的实际上平面的、方形的或长方形的形状。屏罩29a 实际上平行于垂直方向，位于由蜡所制造的叶片2a后缘的对面。因此，这些后缘30a在轴线 14a的方向上从外壳模具向内定向，与径向向外定向的前缘31a相反，为了构成复制品100 的周缘。
[0089] 使用更小直径的也是杆形的加强件32a，将每个屏罩29a添加到中心支架杆24a。 如图4中可以看到的，每个屏罩29a在第一和第二端4a、6a之间叶片2a的对面延伸。换而 言之，以这种方式布置它，以致于根据复制品100的径向方向，每个屏罩29a只位于叶片2a 的对面，即，它不根据中心轴线14a的方向充分延伸，以在第一和第二端4a、6a对面。
[0090] 在图4a中，示意性示出了每个屏罩29a位于非常靠近后缘30a的事实，因为两个 构件之间间隔的距离A是2mm和50mm之间，并且更优选地10mm到35mm的量值，同时沿着 后缘30a，该距离实质上恒定。
[0091] 一旦产生由蜡所制造的复制品100,通过本领域技术人员已知的方式，通过在相继 的物质和槽中浸泡，绕着该复制品100制造陶瓷的外壳模具200。
[0092] 在图5中示出了所获得的外壳模具200。它也具有群组的通常形状，并且当然包括 与由蜡所制造的复制品100的构件相似的构件。现在将详细地描述这些外壳模具构件，同 时所示的外壳模具在相对于其中然后用金属填充它的位置是反向位置。
[0093] 这首先需要金属进料器，附图标记12b，并且由此具有中空旋转的圆柱形或锥形形 状，具有与外壳模具200的中心轴线重合的中心轴线14a。该轴线14b是垂直定向的，由此 认为表示高度方向。该进料器12b直接地固定于它所位于的锥形铸造杯35上。
[0094] 进料器12b朝向顶部结束于更大直径的中空端18b，从这里径向地延伸多个金属 铸造臂20b。这里臂20b的数量是三个，以120°绕着轴线14a分布。每个臂20b因此包括 第一端21b，其连接进料器12b的加宽端28a，并且以直的或稍微弯曲的方式延伸到第二端 22b。第一和第二端21b、22b在轴线14b方向上彼此偏移，第一端位于第二端下部。每个臂 20b和水平方向之间倾斜的平均角度在5和45°之间。
[0095] 因此，提供是中空的每个臂20a，并且形成在蜡20a排除后用于运输金属的管道。 这里也可以在分配的部分12b和每个臂20b的第二端22b之间提供用于维持的加强件23b。
[0096] 从每个第二端22b开始的是外壳模具带叶片构件lb。这些构件称为带叶片的，因 为由蜡la所制造的复制品排除后，它们每个内部地形成型腔，该型腔对应于供给装置扇体 1之一。
[0097] 带叶片的构件lb，也称为外壳模具供给装置扇体，同样包括界定相邻叶片的型腔 的叶片部分2b，该部分2b布置在第一端部件4b和第二端部件6b之间。两个端部件4b、6b 分别地界定外冠状有角扇体型腔和内冠状有角扇体型腔，每个包括平台型腔8b。除了平台 8b以外，每个端部件还包括常规结构的型腔，该常规结构专门地用于将供给装置扇体1安 装在涡轮机组模块上。
[0098] 叶片部分2b和端部件4b、6b顺序地根据的方向对应于外壳模具带叶片构件lb的 径向方向，同时该径向方向优选地实质上平行于轴线14b的方向，即，平行于外壳模具200 的高度方向。为了能够后来通过简单重力，从高性能铸造受益，在轴线14b的方向上，臂21b 的第一端相对于臂22b的第二端偏移的方向与带叶片构件lb的第一端部件4b相对于第二 端部件6b偏移的方向相同。
[0099] 因此，带叶片构件lb向上延伸，被布置绕着轴线14b，并且也绕着中心支架24b，该 中心支架24b沿着该相同的轴线从进料器12b的端部18b开始延伸。该支架24b优选地采 用具有轴线14b的中空圆柱体形状，其延伸到带叶片构件lb的端部6b的附近。
[0100] 此外，如图5中可以看到的，对于每个带叶片构件lb，可以在中心支架圆柱体24b 的顶部和构件lb的第二端6b之间提供用于维持的加强件25b。以相同的方式，用于维持的 加强件27b将相邻的各个构件lb的端部件6b连接在一起。
[0101] 外壳模具带叶片构件lb形成外壳模具200的周缘壁。它们彼此圆周地间隔，并且 向内限定居中于轴线14b上的内空间28b，中心支架圆柱体24b由此定位在其中。
[0102] 在该内空间28b中，提供形成蓄热器的多个屏罩。
[0103] 每个屏罩29b相关联单个外壳模具带叶片构件lb，它位于其对面。更精确地，每个 屏罩具有小厚度，例如仅仅几毫米的实际上中空和平面的、方形或长方形的形状。屏罩29b 实际上平行于垂直方向，位于叶片部分2b后缘区域的对面。因此，这些后缘区域30b在轴 线14b的方向上从外壳模具向内地定向，与径向地向外地定向的前缘区域3lb相反，为了构 成外壳模具200的周缘。
[0104] 使用更小直径的也是中空杆形的加强件32b，将每个屏罩29b添加到中心支架圆 柱体24b上。如图5b中可以看到的，每个屏罩29b在第一和第二端部件4b、6b之间叶片部 分2b的对面延伸。换而言之，以这种方式完成这个，以致于根据外壳模具200的径向方向， 每个屏罩29b只位于叶片2b的对面，S卩，它不根据中心轴线14b的方向充分延伸，以在第一 和第二端部件4b、6b对面。
[0105] 在图5a中，示意性示出了每个屏罩29b位于非常靠近后缘区域30b的事实，因为 两个构件之间间隔的距离B也是1mm和40mm之间，并且更优选地10mm到20mm的量值，同 时沿着每个后缘区域30b，该距离实质上相同和恒定。由区域30b所限定的后缘的数量当然 与带叶片构件lb限定的叶片数量相同，例如6和10之间。
[0106] 上述提到的所有的外壳模具构件都由单件陶瓷在相同步骤期间所制造的。陶瓷外 壳模具的厚度很小，例如仅仅几毫米的量值。注意到对于由蜡所制造的复制品100,在外壳 模具200中，带叶片构件lb和屏罩29b的臂20b的数量相同。然而，相同的屏罩可以相关 联几个外壳模具带叶片构件，并没有离开本发明的范围。
[0107] 在外壳模具获得后和其中所封装的由蜡所制造的复制品排除后，在专用炉中预加 热外壳模具到，例如到1150°c，为了有利于铸造期间外壳模具中金属的流动性。注意，在外 壳模具200形成以前，铸造杯35优选地与由蜡所制造的复制品100制成一体，这样外壳模 具的一部分在它形成期间，开始包裹杯35。
[0108] 现在将要描述施用热绝缘层48的步骤，更优选地在预加热前实施该步骤。
[0109] 它包括用多个热绝缘条带覆盖外壳模具的外表面，该热绝缘条带由岩棉制造，并 且所有都可以具有相同厚度以及相同热阻力，同时只有条带的布置和宽度对于每个条带是 特定的。作为可替代的方案，这些条带可以保持相同厚度，但是具有不同密度，例如单或双 密度。
[0110] 首先，这是多个第一条带50a，每个相关联外壳模具带叶片构件lb。每个第一条带 50a根据该构件的径向方向，围绕其相关联的构件lb在后者的整个长度上，S卩，该条带围绕 着叶片部分2b以及相关的构件lb的两个端部件4b、6b360°。该第一条带不覆盖臂20b， 同样根据轴线14b的方向，向下地定向的端部件6b的部分保持未覆盖。然而，该部分没有 被一条条带所覆盖，该条带构成热绝缘层48。这些条带50a由岩棉所制造，更优选地由单密 度的岩棉所制造。
[0111] 第二条带50b，也由岩棉所制造，更优选地单密度岩棉所制造，并且也每个相关联 外壳模具带叶片构件lb，特别地覆盖第一条带50a。实际上，每个第二条带50b围绕着其相 关联的构件lb在后者的径向部分上，包括第一端部件4b和叶片部分2b，但是不包括第二端 部件6b。该第二条带50b也同样地停止在叶片部分2b和相关的第二端部件6b之间接合的 水平。这里，每个第二条带也绕着外壳模具带叶片构件lb的径向方向，但是因此只是绕着 后者的径向部分延伸360°。
[0112] 然后，提供第三条带50c，其围绕外面模具200的周缘，以覆盖铸造臂20b，外壳模 具带叶片构件lb的第一端部件4b以及它们叶片部分2b的上部径向部分。这里，这可以是 在叶片部分2b的总径向长度的基本上一半上延伸的部分，甚至在该长度的40%到50%上 延伸的部分。
[0113] 该第三条带50c，优选地具有单密度和绕着轴线14b延伸360°，同样地也布置在 外壳模具200的周缘。在上述所提到的构件中，它仅仅覆盖径向地位于朝向该外壳模具外 部的部分，该部分直接地由第三条带50c所覆盖，特别地叶片部分2b的前缘区域31b。
[0114] 第四条带50d，优选地具有双密度，特别地通过围绕外壳模具200的周缘，覆盖第 三条带50c，这样以只覆盖铸造臂20b。该第四条带50d，其绕着轴线14b延伸360°，因此 不覆盖外壳模具的下部部分。特别地，该第四条带不覆盖构件lb。
[0115] 第五和最后条带50e，优选地具有双密度，然后以绕着轴线14b360°被施用，以覆 盖一部分其它条带50a-50c和围绕外壳模具200周缘，通过这种方式以只覆盖外壳模具带 叶片构件lb的它们整个径向长度上，但是不覆盖铸造臂20b。
[0116] 注意，对于用于覆盖臂20b的条带50c、50d，当在这些臂和进料器12b之间提供加 强件23b时，这些相同的条带优选地直接地一直压着这些臂，具有允许上部加强件23b通过 的槽口。
[0117] 以相同的方式，第一和第二条带50a、50b可以压靠屏罩29b的表面，该屏罩29b位 于径向地朝向外壳模具的内侧，并且不直接地接触带叶片构件lb的后缘区域30b。这引起 安装这些条带的更大方便性。
[0118] 注意，可以通过本领域技术人员认为合适的任何方式，诸如使用铁丝进行条带的 固定。
[0119] 刚刚已经描述的条带50a_50e的特定配置可以在外壳模具中获得铸造金属的良 好冶金学健康，特别地根据每个带叶片构件lb的径向方向，由于沿着每个带叶片构件lb的 层48的热阻力梯度的存在。而且，根据轴线14b的方向，该梯度延伸于整个外壳模具上。
[0120] 更精确地，这些条带的布置允许在外壳模具中铸造金属后，以下列方式固化金属。 首先，金属固化在条带50b下端以下第二端部件6b中第一位置中。条带50b和50c相对于 条带50a向上偏移的事实使得金属可以固化在位于条带50c的下端和第二端部件6b之间 的叶片部分2b的区域中。条带50d和50e的布置最终能够使金属固化在第一端部件4b中。
[0121] 通过获得健康的冶金学健康，进料器的金属由此从底部到顶部逐渐地固化。
[0122] 在提供有这种层48的外壳模具的预加热的出口，通过图5中所示的杯35,由此 在型腔中铸造从熔炉出来的金属，同时相对于该图中所示的位置，外壳模具处于反向位置， 艮p，杯35开口向上，并且轴线14b仍旧垂直地定向。在该位置，臂20b的第一端21b然后位 于第二端22b之上。
[0123] 熔化的金属简单地通过重力流动，由此相继地经过杯35、进料器12b、铸造臂20b， 接着是外壳模具带叶片构件lb。注意，在铸造前，中心支架24b在其端部被封堵，为了不被 金属所填充，并且通过这种方式以致于铸造金属在进入到带叶片构件lb中之前，必然地通 过臂20b。因为这个，屏罩29b也没有金属，并且可以或不可以保留位于内部的蜡29a。加 强件23b，加强件32b和用于维持的加强件27b优选地是由陶瓷所制造的实心的。
[0124] 在外壳模具200的预加热期间，屏罩具有存储热的作用，并且在铸造期间，具有将 热归还给它们对面的后缘区域30b的作用，通过这种方式以确保适当的填充，这是因为适 于该金属刺入到小厚度型腔中好的金属流动性。
[0125] 金属冷却后，毁掉外壳模具，然后将供给装置扇体1与群组分离，用于可能的机械 加工和精加工以及控制操作。
[0126] 参考图7,示出了用于航空器涡轮机组的涡轮机单个动叶片1。不像图1中所示的 扇体1，该叶片只有单个叶片2,这里布置在第一端4和第二端6之间。
[0127] 本发明的目的也是通过失蜡铸造的方法制造叶片1，在图8至12中示出了其优选 的实施方式。
[0128] 在这些图中，与图1至6中的构件具有相同附图标记的构件对应于相同或相似的 构件。
[0129] 因此，可以观察到两种方法之间很大的相似性，可以注意到仅有小的差异，主要是 由单个叶片和供给装置扇体之间形状差异引起的。
[0130] 同样，在图8中以及特别地图9中所示由蜡所制造的复制品100上，可以看到如果 臂部分20a的数量保持与由蜡所制造的单个叶片la的数量相同，然而，由蜡/陶瓷所制造 的用于维持的加强件23a的数量更低。例如，只提供四个加强件23a，当杯已经组装到由蜡 所制造的复制品1〇〇上时，这些加强件还能够直接加到杯上。
[0131] 同样，可以减少由蜡/陶瓷所制造的用于维持的加强件的数量25a，例如减少到四 个。这些加强件25a连接到中心支架杆24a的顶端，并且在它们之间连接叶片la的由蜡所 制造的用于维持的加强件27a上。在这方面，由蜡所制造的每个单独叶片la在其根部，即， 连接到其端部6a的其根部具有由蜡所制造的飞重7a。每个飞重7a向下延伸，在叶片la前 缘31a的对面和距离其一段距离，优选地短的距离。然后，这些飞重7a由用于维持的加强 件27a连接在由蜡所制造的复制品100的周缘。
[0132] 在铸造期间，金属穿入到绕着这些飞重7a所形成的外壳模具的贮存器7b中。这些 贮存器可以防止动叶片根部的收缩。这些贮存器的另一个作用在于在该铸造和冷却期间， 不期望的冶金学沉积聚集在这些贮存器中，因此不会影响所获得的涡轮机组叶片的冶金学 健康。
[0133] 在该构造中，提供了与所有叶片la相关联的由蜡所制造的单个屏罩29a。该屏罩 29a是居中于轴线14a上旋转形状，例如圆柱形或锥形的，如图10中所看到的，相对于叶片 总是有相同的间隔特征。
[0134] 屏罩29a也具有与前面实施方式的屏罩29a相同或相似的根据轴线14b方向的布 置和维度。使用小厚度的肋形式，将它添加到中心支架杆24a上。
[0135] 而且，这些轻微的结构改变必然地对图11中所示外壳模具200的构造具有影响。 同样，上述复制品100的所有构件产生了标识为跟着字母"b"相同根数的外壳模具构件。在 这方面，注意，如图11a中已经示意的，单个热积蓄屏罩29b具有相对于后缘区域30b相同 的间隔特征。
[0136] 以与前面实施方式描述的方式相同或相似的方式进行金属的预加热、铸造和冷却 的后面操作，只有热绝缘层48的应用不同于参考图6中所述的应用。
[0137] 实际上，参考图12,热绝缘层48首先包括第一条带52a，每个相关联外壳模具带叶 片构件lb，同时每个第一条带围绕其相关联的构件lb在其径向部分上，只包括从第二端部 件6b开始延伸的叶片部分2b的下部部分。这里，这可以是在叶片部分2b的总径向长度的 10 %到30 %上延伸的部分。
[0138] 然后提供第二条带52b，放置在居中于轴线14b上环形空间54中，并且限定在贮存 器7b和前缘区域31b之间。第二条带52b居中于轴线14b上，并且以这种方式被布置以覆 盖第一条带52a和外部地围绕每个带叶片构件lb的径向部分，包括从第二端部件6b延伸 的叶片部分2b的下部部分。与第一条带52a所覆盖长度具有相同或相似长度的一部分是 更优选的，并且甚至稍微向上延伸超过条带52a。更优选地，条带52a和52b具有单密度。
[0139] 第三条带52c，优选地具有单密度，围绕外壳模具200的周缘，以这种方式以致于 覆盖每个外壳模具带叶片构件lb的径向部分，包括第一端部件4a和一部分叶片部分2b，但 是不包括第二端部件6b。在这方面，注意，第二和第三条带52b、52c具有在它们对面的在它 们之间限定居中于轴线14b上的环形视窗56,外壳模具200在其上没有条带。该视窗56, 一旦其存在已经被安装的所有条带，它可以具有20到60nm量值的高度。
[0140] 然后，第四和第五条带52d、52e，每个具有双密度，被叠置，以使每个围绕外壳模具 200的周缘，以这种方式以致于只覆盖铸造臂20b。这两个条带也绕着轴线14b延伸360°。
[0141] 另一方面，提供双密度的第六条带52f，其围绕外壳模具200的周缘以及第三条带 52c，以这种方式以致于覆盖每个外壳模具带叶片构件lb的径向部分，包括第一端部件4b 和一部分叶片部分2b，但是不包括第二端部件6b。该第六条带52f延伸到环形视窗56,没 有阻挡它。
[0142] 单密度的第七条带52g绕着轴线14b延伸360°，其以这种方式围绕外壳模具200 的周缘以致于覆盖径向地向外定向的贮存器7b的表面，以及第二端部件6b的径向端。
[0143] 以相似的方式，双密度的第八条带52h围绕外壳模具200的周缘360°和部分地覆 盖该第七条带52g，通过这种方式以致于覆盖径向地向外定向的贮存器7b的表面，但是不 覆盖第二端部件6b的径向端。
[0144] 最后，第九条带52i实质上正交于它所居中于其上的中心轴线14b布置，并且从那 它开始径向地延伸直到它覆盖所述第八条带52h的圆周端。该最后的条带52i由此允许层 48靠近外壳模具200的下端。
[0145] 注意，对于用于覆盖臂20b的条带52d和52e，当在这些臂和进料器12b之间提供 加强件23b时，这些相同的条带优选地直接地一直压着这些臂，具有允许上部加强件23b通 过的槽口。
[0146] 这里也有，可以通过本领域技术人员认为合适的任何方式，诸如使用铁丝进行条 带的固定。
[0147] 刚刚已经描述的条带52a_52i的特定布置可以在外壳模具中获得铸造金属的良 好冶金学健康，特别地根据每个带叶片构件lb的径向方向，由于沿着每个带叶片构件lb的 层48的热阻力梯度的存在。而且，根据轴线14b的方向，该梯度延伸于整个外壳模具上。
[0148] 更精确地，这些条带的布置允许在外壳模具中铸造金属后，以下列方式固化金属。 首先，金属开始在没有岩棉的位于视窗56上的区域中固化。层52a、52b和52c、52f的布置 允许金属在视窗每侧上叶片部分2b中对称地固化，然后还是对称地固化在第二端部件6b 和叶片部分2b的上部部分。最后，在第一端部件4b中完成金属的固化。
[0149] 当然，本领域技术人员可以对仅仅在非限制性实施例方面刚刚描述的本发明进行 各种改变。
【权利要求】
1. 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（1)的外壳模具 (200)，群组形状的所述外壳模具包括： -多个外壳模具带叶片构件（lb)，每个用于获得所述涡轮机组带叶片构件（1)之一，每 个外壳模具带叶片构件（lb)包括位于第一端部件（4b)和第二端部件^b)之间的叶片部 分（2b)，该第一端部件界定平台（8b)的型腔，该第二端部件界定另一个平台（8b)的型腔， 所述叶片部分包括后缘区域（30b)以及与其相对的前缘区域（31b); -具有中心轴线（14b)的金属进料器（12b)，所述外壳模具带叶片构件（lb)绕着该中 心轴线（14b)分布；和 -外壳模具内空间（28b)，其居中于所述中心轴线（14b)上和由所述外壳模具带叶片构 件（lb)所界定； 其特征在于：在所述外壳模具内空间（28b)的向内定向的后缘（30b)的对面，所述外壳 模具提供有一个或多个屏罩（29b)，该屏罩形成布置在外壳模具内空间（28b)中的蓄热器。
2. 根据权利要求1的外壳模具，其特征在于：形成蓄热器的每个屏罩（29b)由带有所 述外壳模具（200)的单件制造。
3. 根据权利要求1或权利要求2的外壳模具，其特征在于：提供与每个外壳模具带叶 片构件（lb)相关联的屏罩（29b)，每个屏罩（29b)更优选地具有实际上平面形状。
4. 根据权利要求1或权利要求2的外壳模具，其特征在于：提供与所有所述外壳模具 带叶片构件（lb)相关联的单个屏罩（29b)，所述单个屏罩更优选地具有居中于金属进料器 (12b)的所述中心轴线（14b)上的旋转形状。
5. 根据任何前述权利要求的外壳模具，其特征在于：每个后缘区域（30b)与其相关联 的屏罩（29b)间隔开1和40mm之间的距离（B)。
6. 根据任何前述权利要求的外壳模具，其特征在于：它包括根据金属进料器的中心轴 线（14b)的方向，从金属进料器（12b)延伸的中心支架（24b)，同时每个屏罩绕着其添加在 其上的所述中心支架（24b)布置。
7. 根据任何前述权利要求的外壳模具，其特征在于：它是由陶瓷制造的。
8. 根据任何前述权利要求的外壳模具，其特征在于：每个外壳模具带叶片构件（lb)的 叶片部分（2b)界定一个或几个叶片。
9. 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（1)的外壳模具 (200)，群组形状的所述外壳模具包括： -多个外壳模具带叶片构件（lb)，每个用于获得所述涡轮机组带叶片构件（1)之一； -具有中心轴线（14b)的金属进料器（12b);和 -绕着金属进料器的中心轴线（14b)分布的多个金属铸造臂（20b)，每个铸造臂具有连 接所述进料器的第一端（21a); 其特征在于：所述外壳模具提供有使用多个热绝缘条带（50a_50e ;52a_52i)所完成的 热绝缘层（48)，该多个热绝缘条带覆盖外壳模具的至少一部分外表面。
10. 根据权利要求9的外壳模具，其特征在于：使用每个热绝缘条带在外壳模具带叶片 构件（lb)的至少一个径向部分上围绕外壳模具带叶片构件的热绝缘条带，以及使用围绕 所述外壳模具（200)的至少一个热绝缘条带来完成所述的层。
11. 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（1)的方法，其特征 在于：使用根据任何前述权利要求的外壳模具（200)实施该方法。
12.根据权利要求11的方法，其特征在于：在具有垂直地定向金属进料器（12b)的中 心轴线（14b)的外壳模具（200)中铸造金属。
【文档编号】B22C9/22GK104066533SQ201380006340
【公开日】2014年9月24日 申请日期:2013年1月22日 优先权日:2012年1月24日
【发明者】迪迪尔·古尔驰, 蒂博·达龙 申请人:斯奈克玛