一种整体铸造航空发动机涡轮导向器及其制备方法
技术领域
本发明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。
背景技术
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。本发明介绍的涡轮导向器，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。
发明内容
(一)发明目的
本发明的目的是为了克服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，本发明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，本发明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。
本发明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，本发明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
本发明的上述技术方案具有如下有益的技术效果：
1、使用铸造技术代替钣金技术，避免了钣金加工出现的应力残余、外观变形、晶界破裂、纤维变形等缺陷；
2、使用整体铸造技术代替焊接连接技术，避免了焊接加工出现的局部应力集中、局部理化性质变异和焊接本身可能带来的夹渣、裂纹、空腔等缺陷；
3、整体使用单一材料代替两种材料焊接结构，提高了零件热变形稳定性，提高了零件连接可靠性；
4、使用更优秀的K417合金代替K406合金和已经逐步淘汰的1Cr18Ni9Ti，大大提高了零件在高温下的力学性能，延长了零件寿命。
附图说明
图1是航空发动机涡轮导向器的整体结构示意图；
图2是通过焊接连接的航空发动机涡轮导向器的剖面图；
图3是整体铸造成型的航空发动机涡轮导向器的剖面图；
图4是整体铸造航空发动机涡轮导向器制作的方法步骤示意图；
图5是整体的涡轮导向器蜡模制作的方法步骤示意图；
图6是整体的涡轮导向器蜡模制壳的方法步骤示意图。
附图标记：
1：涡轮导向器；2：导向器外环；3：导向器内环；4：涡轮外环；5：导向器叶片；6：凸耳；7：辐板法兰；8：焊接点。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面结合具体实施方式并参照附图，对本发明进一步详细说明。应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。
涡轮导向器1的结构如图1所示，包括导向器外环2、导向器内环3、涡轮外环4、导向器叶片5、凸耳6和辐板法兰7。各零件间连接全部依靠焊接完成，所有的钣金件都有焊缝，如图2所示。涡轮外环4向后连接在燃烧室外套(图中未示)上，通过焊接连接导向器外环2；导向器外环2与导向器内环3通过工装定心后，将导向器叶片5插入导向器内外环之间的孔内，然后分别将导向器内外环与导向器叶片5焊接在一起；然后将辐板、法兰焊接在一起形成辐板法兰7，再焊接在导向器内环3的内侧上。如图2所示，涡轮导向器1上具有多个焊接点8。而且在此过程中，需要大量的辅助工装，以保证涡轮导向器1各零件在焊接过程中和焊接后不变形。焊接完成后还要进行回炉保温等热处理工序，以释放焊接应力。热处理后，变形量较大、超出修配范围的涡轮导向器则算作报废品；变形量较小的，则使用机械加工来保证各个涡轮外环4、凸耳6和辐板法兰7的几何尺寸。整个过程需经过2～3个特殊工序，在质量控制上十分困难，成品合格率十分低。
本发明采用了全新的加工工艺，并更换了本体材料，从根源上解决上述缺陷。本发明采用整体化设计，将各零件设计为一个有机的整体，通过整体铸造来实现焊接功能。
本发明在设计时，以“不改变涡轮导向器的气流通道几何形状、不改变前后连接方式，尽量减少对其它零件的影响”为前提。在此前提下，取消了所有的焊缝，并将所有的钣金件改为铸造件。将所有零件铸造为一个整体，只在加工时分为几个部分，在涡轮导向器成形后整体作为一个零件来使用。
本发明提出的一种整体铸造航空发动机涡轮导向器，是采用整体铸造技术生产的ZF850航空涡轮喷气式发动机涡轮导向器，如图3所示，包括：导向器外环2、导向器内环3、导向器叶片5和辐板法兰7；导向器叶片5位于导向器外环2和导向器内环3之间；辐板法兰7连接于导向器内环3内侧；导向器外环2、导向器内环3、导向器叶片5和辐板法兰7整体铸造成型。如图3所示，还包括涡轮外环4，涡轮外环4与导向器外环2连接且一体成型。还包括凸耳6，凸耳6形成在导向器外环2上与涡轮外环连接相反的一侧，且凸耳6与与导向器外环2一体成型。凸耳6有多个，均匀分布在导向器外环2上。具体的，涡轮导向器1可以采用合金K417制成。如图3所示，整个涡轮导向器一体成型，不涉及任何焊接点。
本发明的另一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1的制备方法400，如图4所示，包括如下步骤：
步骤410、制作整体的涡轮导向器蜡模。
在铸造过程中，首先利用蜡模制作叶片。因为该叶片内的冷却气流通道是简单地直流式通道，气流通道内叶片截面形状沿叶高方向(径向)不变，因此芯棒的制作较为简单；导向器外环和涡轮外环则设计为一个整体，制作出蜡模；导向器内环蜡模制作完成后，通过工装与导向器外环蜡模定心，然后装入导向器叶片蜡模，修配补蜡并熔融连接后，再将辐板法兰蜡模连接到导向器内环上。上述过程可以看做是原“钣金-焊接”的连接加工过程。具体的，制作整体的涡轮导向器蜡模的方法500，如图5所示，包括如下步骤：
步骤510、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；
步骤520、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；
步骤530、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，形成整体的涡轮导向器蜡模。
通过上述步骤510-530，得到一体的涡轮导向器蜡模。
步骤420、对涡轮导向器蜡模制壳，形成包裹涡轮导向器蜡模的膜壳。
具体的，该制壳的方法600如图6所示，包括如下步骤：
步骤610、调制好需要的硅溶胶；
步骤620、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；
步骤630、悬吊蜡模使多余的硅溶胶滴落，旋转使其胶体分布均匀；
步骤640、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；
步骤650、再次浸胶撒砂，制壳3～5层；
步骤660、叶片中间通气孔及部分不易撒砂的部位使用人工补胶补砂；部分结构较为单薄的部位多制壳1～2层。
步骤430、对膜壳内的涡轮导向器蜡模进行脱蜡处理。
具体的，将悬挂干燥完毕的膜壳取下，检验膜壳粘接质量，质量达标的膜壳允许脱蜡；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。
步骤440、焙烧膜壳，在膜壳内浇筑涡轮导向器材料。脱蜡后对膜壳进行焙烧，除去残蜡和水分。最后一次焙烧在浇筑前进行。
具体的，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。按照规定的浇铸冷却工艺进行。通过控制冷却方向和速率来控制涡轮叶片等各处的结晶方向。步骤450、进行脱壳处理，得到涡轮导向器。
冷却后通过脱壳、清理、修整、检验后得到涡轮导向器铸造毛坯。经过上述步骤410-450，形成涡轮导向器毛坯件。由于采用了精密铸造技术，导向器气体流道表面粗糙度可以达到Ra＝1.6左右，满足设计要求，叶片和导向器内外环无需再经过机械加工。对于尺寸要求较为严格的部位，后期使用机械加工来保障精度。
原涡轮导向器除涡轮叶片采用了专用高温合金K406外，其余部分都采用了常用的高温不锈钢1Cr18Ni9Ti。而本发明则整体采用了专用高温合金K417，以下是这三种材料的力学性能对比：
注：
上述三种材料的热处理制度为：
K406：980℃±10℃保温5h后空冷；
1Cr18Ni9Ti：1010℃～1050℃，快冷；
K417：铸态
1Cr18Ni9Ti因较为落后，在近年来已经不建议使用，使用较多的替代材料为0Cr18Ni11Ti。
通过分析上述材料的各项指标可以看出，在高温条件下，K417比K406拥有更好的力学性能。在使用了整体更换材料铸造后，避免了原来因材料性质不同而导致涡轮导向器在高温环境下出现热变形不均匀的缺陷，也避免了两种材料不同经过焊接连接在一起后的连接不可靠性。
综上所述，本发明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。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。
应当理解的是，本发明的上述具体实施方式仅仅用于示例性说明或解释本发明的原理，而不构成对本发明的限制。因此，在不偏离本发明的精神和范围的情况下所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。此外，本发明所附权利要求旨在涵盖落入所附权利要求范围和边界、或者这种范围和边界的等同形式内的全部变化和修改例。
