CN104368756B - 用成型冷铁熔模铸造航空发动机结构复杂厚大铸件的方法 - Google Patents

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Abstract

一种用成型冷铁熔模铸造航空发动机结构复杂厚大铸件的方法，其步骤包括：用熔模铸造工艺制作成型冷铁；利用铸件模具制作蜡模；利用蜡模制作型壳，涂料浆料由二氧化硅含量25％—30％的硅溶胶和刚玉粉构成，配比按每Kg硅溶胶加3—4Kg刚玉粉，涂浆料后用80#—100#刚玉砂撒砂，涂料至三到五层后，在型壳上需要对铸件冷却的位置用铁丝将成型冷铁固定到型壳上，然后继续涂料制得型壳；利用制得的型壳进行浇注，浇注时型壳预热温度900℃—1000℃，浇铸温度1560℃—1610℃；浇注后进行脱壳、切割和清理制得铸件。用该方法可解决铸件复杂深腔部位的结构疏松问题。

Description

用成型冷铁熔模铸造航空发动机结构复杂厚大铸件的方法
技术领域
本发明涉及熔模精密铸造，特别是一种利用成型冷铁熔模铸造航空发动机结构复杂厚大铸件的方法。
背景技术
用熔模铸造工艺制备航空发动机结构复杂的厚大铸件，在铸件的复杂深腔部位容易出现结构疏松问题，由于结构复杂，无法较好地通过浇冒***解决这一问题，传统的解决办法是将冷铁直接安装到蜡模的相应部位，利用冷铁吸收钢液的热量，使放置冷铁的区域不产生疏松现象。该方法存在两个缺陷：一是在浇注过程中，冷铁会与铸件材料发生反应，对铸件本身造成一定污染；二是由于冷铁会溶到铸件本体上，所以冷铁只能安装到铸件有加工余量的表面处(在后续加工时去除)，在铸件的非加工面处不能放置冷铁，冷铁的使用范围受到限制。
发明内容
本发明的目的是针对上述现有技术的缺陷提供一种利用成型冷铁熔模铸造航空发动机结构复杂厚大铸件的方法，以解决铸件复杂深腔部位容易出现的结构疏松问题。
为实现上述目的，本发明提供的利用成型冷铁熔模铸造航空发动机结构复杂厚大铸件的方法包括以下步骤：
步骤一：用熔模铸造工艺制作成型冷铁
根据铸件腔体结构，使用UG软件偏置3mm～8mm设计成型冷铁结构；然后按照成型冷铁的设计制造成型冷铁蜡模模具，采用熔模铸造工艺制造出成型冷铁待用；
步骤二：利用铸件模具制作蜡模；
步骤三：利用蜡模制作型壳
完成蜡模组合后进行涂料，所涂浆料由二氧化硅含量25％～30％的硅溶胶和刚玉粉构成，配比按每Kg硅溶胶加3～4Kg刚玉粉，涂浆料后用80#～100#刚玉砂撒砂；涂料三至五层后，在型壳上需要对铸件冷却的位置将步骤一制得的成型冷铁固定到型壳上，然后继续涂料，继续涂料用46#～60#刚玉砂，制得型壳；
步骤四：利用步骤三制得的型壳进行浇注，浇注过程中型壳预热温度900℃～1000℃，浇铸温度1560℃～1610℃；
步骤五：浇注后进行脱壳、切割和清理，制得铸件。
本发明将成型冷铁置于型壳内，当钢液注入型壳内后，冷铁会快速吸收钢液的热量，从而使铸件对应冷铁的区域不产生疏松。
与现有技术相比，本发明的优点是：
1、由于成型冷铁置于型壳内，与铸件表面不接触，避免了冷铁对铸件表面的污染和碰坏。
2、成型冷铁可安装在铸件的任何位置，不受传统冷铁只能在蜡模组合时安装到铸件有加工余量面上的限制。
附图说明
图1为某型航空发动机轴承座的三维立体图；
图2为用本发明方法熔模铸造图1轴承座时的成型冷铁安装示意图(局部剖视)。
图中：1-轴承座铸件，2-(三至五层后)型壳，3-成型冷铁，4-铁丝。
具体实施方式
以下结合附图和实施例对本发明作进一步说明。
本实施例是采用本发明方法对图1所示某型航空发动机轴承座进行熔模铸造。该轴承座铸件材料为ZG0Cr17Ni4Cu3Nb，最大处直径约500mm，安装座处有一圈深的凹槽，凹槽深度约50mm，铸造过程中该凹槽处容易产生疏松等缺陷。
结合图1和图2，熔模铸造该轴承座铸件1包括以下步骤：
步骤一：制作成型冷铁3
基于铸造过程中轴承座铸件1的安装座凹槽处容易产生疏松缺陷，熔模铸造时需要在该处使用冷铁。根据凹槽的形状，使用UG软件偏置5mm设计成型冷铁3的结构；然后按照成型冷铁的设计制造成型冷铁蜡模模具，采用常规熔模铸造工艺制造出成型冷铁3待用，成型冷铁3的材料采用ZG0Cr17Ni4Cu3Nb；
步骤二：利用铸件模具制作蜡模；
步骤三：利用蜡模制作型壳
铸件完成蜡模组合后进行涂料，涂料浆料由硅溶胶和刚玉粉构成，硅溶胶中二氧化硅含量为28％，配比按每公斤硅溶胶加3.5Kg刚玉粉，涂浆料后用100#刚玉砂撒砂；涂至三层后，在形成的型壳2上用直径1mm的铁丝4将步骤一制得的成型冷铁3固定到轴承座铸件1的凹槽上方部位，然后用60#刚玉砂继续涂料，共涂十二层，制得型壳；
步骤四：利用步骤三制得的型壳进行浇注，浇注过程中型壳预热温度980℃，浇铸温度1600℃；
步骤五：浇注后按常规工艺进行脱壳、切割、清理，制得轴承座铸件。
用X射线检测方法和荧光检测方法对制得的轴承座铸件进行检测，凹槽处无疏松的冶金缺陷。
以上实施例用于解释本发明，本发明的保护范围不限于该实施例，凡用本发明方法熔模铸造航空发动机结构复杂厚大铸件均在本发明的保护范围内。

Claims (1)

1.一种用成型冷铁熔模铸造航空发动机结构复杂厚大铸件的方法，其特征在于包括以下步骤：
步骤一：用熔模铸造工艺制作成型冷铁(3)
根据铸件腔体结构，使用UG软件偏置3mm～8mm设计成型冷铁结构；然后按照成型冷铁的设计制造成型冷铁蜡模模具，采用熔模铸造工艺制造出成型冷铁(3)待用；
步骤二：利用铸件模具制作蜡模；
步骤三：利用蜡模制作型壳
完成蜡模组合后进行涂料，所涂浆料由二氧化硅含量25％—30％的硅溶胶和刚玉粉构成，配比按每Kg硅溶胶加3—4Kg刚玉粉，涂浆料后用80#—100#刚玉砂撒砂；涂料三至五层后，在型壳上需要对铸件冷却的位置将步骤一制得的成型冷铁固定到型壳上，然后继续涂料，继续涂料用46#—60#刚玉砂，制得型壳；
步骤四：利用步骤三制得的型壳进行浇注，浇注过程中型壳预热温度900℃—1000℃，浇铸温度1560℃—1610℃；
步骤五：浇注后进行脱壳、切割和清理，制得铸件。
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