一种涡喷发动机尾喷铸造技术的利记博彩app
【技术领域】
[0001] 本发明涉及机械制造领域，尤其涉及一种熔模铸造技术，具体是指一种涡喷发动 机尾喷铸造技术。
【背景技术】
[0002] 为了提高航机的运载能力和续航能力，人们不断的使用各种技术，来提高航空发 动机的推力，但是随着航空发动机推力的提高，不可避免的航空发动机的震动性和噪音越 来越大，航机的稳定性成为了人们关注的重点，也是新一代航空人重点解决的问题。
[0003] 在高速飞行的物体上，稳定性和重量是人们关注的重点，而航空发动机的尾部气 流又对航机的稳定性起着决定性的作用，所以减轻机身的重量，提高气流的稳定性成为了 最可行的方案，尾喷就是通过减轻重量，增加结构强度和合理结构设计来提高发动机的稳 定性，同时还有效的提1? 了发动机的推力。
[0004] 尾喷由内部喷管壁、外部喷管壁和中间叶片连接而成，叶片采用空心叶片，分上、 下两层空心叶片，叶片壁厚为I. 5mm，内、外喷管壁壁厚2mm，尾喷的结构中由于叶片与喷管 壁面积差大，应力很大，容易产生裂纹；叶片形状复杂，成型难度大，外面的裙边成型困难， 内外壁、叶片形状和裙边的形位公差要求高；采用K418材料铸造裂纹倾斜性大等问题，严 重影响着尾喷铸造技术的发展。
[0005] 尾喷传统的制作方案是：内、外喷管壁均分为若干片分别制作，叶片单独制作，采 用焊接成型，由于尾喷形状的复杂，经过焊接后的尾喷由于局部受热会产生变形，这种传统 的工艺无法满足精度要求和强度要求。
[0006] 基于以上问题，在中科院的请求下，我公司投入大量研发，经过不懈努力，最终研 制出一种涡喷发动机尾喷的一次性铸造成型技术，并得到了中科院的认可，以下是本技术 方案的主要
【发明内容】
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【发明内容】
[0007] 本发明要解决的技术问题是针对现有技术所存在的不足之处，提供一种涡喷发动 机尾喷铸造技术，该技术采用整体一次铸造成型技术，有效避免了涡轮发动机尾喷铸造需 要逐片铸造，后期焊接后变形、尺寸精度低的弊端，并且一次性铸造成型的尾喷精度和强度 较高，该技术还有效避免了裂纹的产生，大大降低了次品率的产生，同时也为航机的正常运 行提供保障，满足使用要求的同时，提高了航机的稳定性、安全性和使用寿命，使用效果好。
[0008] 本发明的技术解决方案是，提供如下一种涡喷发动机尾喷铸造技术，包括蜡模制 备单元、涂料及利用涂料制备涂料壳制备单元和浇注单元。具体步骤如下： 1、所述蜡模制备单元的步骤如下： (1)模具制作：采用分体压制，整体组焊的方案，首先，将产品按叶片分割成块；然后， 对空心叶片采用抽芯和陶芯成型；最后，制作拨瓣蜡模焊接工装，定位叶片来满足尺寸要 求； (2) 单个叶片的制备：将模具置于免缸蜡模机上，将蜡料注入模具中，向模具中注射蜡 料，注射后模具保压，开模得到单个叶片；重复上述步骤，完成所需单个叶片的个数，待单个 叶片冷却后，除去毛刺，待用； (3) 叶片的组合：将上述制备的单个叶片放在拨瓣蜡模焊接工装上进行焊接，形成设计 为一体的蜡模拨瓣； (4) 蜡模组树的设置：采用多层加冒口来保证整体充型，采用底注的浇注方案。
[0009]2、所述涂料的备制包括表层涂料的制备和背层涂料的制备： (1) 表层涂料采用锆砂硅溶胶工艺，具体参数如下： 1) 在沾浆机中加入硅溶胶，并按每千克硅溶胶加入〇. 2%的比例向沾浆机中加入润湿 齐U，混均匀； 2) 将耐火材料缓缓加入沾浆机中，耐火材料为锆英粉，锆英粉与硅溶胶的重量比为 4. 1~4. 4 :1，粘度为32±2S，注意防止结块，一定将粉料分散搅开； 3) 按每千克硅溶胶加入0. 15%的比例加入消泡剂，混均匀； 4) 等涂料基本混匀后，用流杯测定涂料粘度37~40秒合格； (2) 背层涂料采用莫来石，硅溶胶工艺，参数如下： 1) 在沾浆机中加入硅溶胶，并按比例将耐火材料缓缓倒入沾浆机中，耐火材料为莫来 石粉，莫来石粉与硅溶胶的重量比为1.4~1.7 :1，粘度10±1S，注意防止结块，一定将粉料 分散搅开； 2) 等涂料基本混匀后，用流杯测定涂料粘度9~10秒合格； (3) 利用上述制备好的表层涂料和背层涂料分别制备的涂料壳： 1) 表层涂料涂抹表层，背层涂料涂抹背层，其中叶片本体部位涂抹涂料5~6层，剩余部 位涂抹涂料9~10层； 2) 每一层涂料保证叶片及陶芯涂抹到位； 3) 涂料晾干后进行脱膜处理，制得涂料壳，脱模时脱蜡釜压力达到0. 6MPa，脱膜温度为 158°C，脱蜡时间15分钟。
[0010]3、所述浇注单元的方法如下： (1) 将制备好的涂料壳体放入真空感应炉中，密封后抽真空，真空度为5帕以下，浇注 使用真空感应炉来浇注铸件； (2) 浇注过程中，浇注温度为1500°C，模壳温度980°C，浇注完成后10分钟破真空，破空 后放在保温箱冷却1小时后取出； (3) 焙烧炉的温度必须在600°C以下，才可以进行焙烧。
[0011] 采用本发明的有益效果：该技术采用整体一次铸造成型技术，有效避免了涡轮发 动机尾喷铸造需要逐片铸造的繁琐，后期无需焊接，产品不变形，并且一次性铸造成型的尾 喷精度高，尺寸正负偏差不大于〇. 13mm，强度为950~1200MPa。
[0012] 该技术还有效避免了裂纹的产生，经过X射线和荧光检测，产品合格率为100%，解 决了本行业长期存在的焊接裂纹的技术难题，研发得到了涡喷发动机尾喷的一次性铸造成 型技术，得到了中国科学院的认可，并与我方签订长期合作协议，制备的产品满足使用要求 的同时，提高了航机的稳定性和安全性，使用效果好。
[0013] 最大使用寿命为10000小时,装备我军靶机航空器的最大运行速度为350m/s，并 具有12~20kg的运载能力，并在最大开力系数提成30%，空中减速性能增加50%，着陆滑跑距 离120米以下，加速性能提升30%。
【附图说明】
[0014] 图1为本发明所制备的涡喷发动机尾喷结构示意图。
[0015] 图2为图1中A-A处的截面方向视图。
【具体实施方式】
[0016]为便于说明，下面结合附图对发明的涡喷发动机尾喷铸造技术做详细说明。
[0017] -种润嗔发动机尾嗔铸造技术，包括錯|吴制备单兀、涂料及利用涂料制备涂料壳 制备单元和浇注单元具体步骤如下： 1、所述蜡模制备单元的步骤如下： (1)模具制作： 采用分体压制，整体组焊的方案： 首先，将产品按叶片的数量分割成16块； 然后，对空心叶片采用抽芯和陶芯成型； 最后，制作组焊工装，定位叶片来满足尺寸要求。
[0018] (2)单个叶片的制备： 将模具置于10吨免缸蜡模机上，蜡模制备过程中蜡箱温度为85°c，模具温度为30°C， 蜡料温度58°C，合模压力6Mpa将蜡料注入模具中，向模具中注射蜡料，注射压力为3MPa，注 射后模具保压时间180s，开模得到单个叶片；重复上述步骤，完成所需单个叶片的个数16 个，待单个叶片冷却后，除去毛刺，待用。
[0019]值得注意的是，由于叶片形状复杂，采用陶芯和抽芯的成型方式制造，模具采用加 工中心一次加工成型，尺寸精度高，材料为模具钢，强度高。
[0020] (3)叶片的组合： 将上述制备的单个叶片放在拨瓣蜡模焊接工装上