一种铝、镁合金航空发动机机匣的铸造方法

摘要

一种铝、镁合金航空发动机机匣的铸造方法，所述航空发动机机匣呈螺旋锥体形状，一头大一头小，其大头一端的直径为900-1200mm，平均壁厚约为2.5-3mm，由铝、镁合金整体铸造而成。由于本发明的航空发动机机匣的结构特点导致传统的铸造方法无法铸造，本发明的方法在铸型组合装配的时候，采用大头在下的方式进行组合，然后倒置过来使小头朝下，最后从小头这一端的浇注口自下而上浇注铝、镁合金。本发明的铸造方法提供了一种新的铸型组合以及浇注方式，克服了现有浇注方法无法铸造的缺陷，解决了航空发动机机匣铸件研制瓶颈。

说明书

技术领域

本发明涉及一种航空发动机零部件的铸造方法，尤其是一种航空发动机 大直径复杂薄壁机匣的铸造方法，该航空发动机机匣由铝、镁合金铸造而成。

背景技术

航空发动机中机匣类零件，例如前机匣等，其尺寸一般较大，直径一般 在Φ800mm以上，壁厚较薄，结构复杂，主要形状为螺旋锥体结构，构成材 料一般为高温有色合金，例如铝合金或镁合金。采用传统有色合金砂型铸造 铸型组合和浇注成型非常困难，尤其是叶片部位成型难度很大。

例如，某铝、镁合金机匣铸件轮廓尺寸为Φ900mm，主体壁厚为2.5-3mm， 内外、环由多个2-3mm厚的斜支板连接，并带有多个15～40mm厚的凸耳、 凸台，壁厚不均，结构复杂，铸件一次浇注成型、内部冶金质量控制、大型 薄壁件的尺寸保证等工艺难度相当大。

该类零件传统的制造工艺为：采用不同的加工工艺加工各个单体零件， 然后用焊接加工方法，组焊成整体机匣。这种机匣加工成型方法，大量占用 生产资源，加工周期长，金属材料浪费大，成本高，零件重量重。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种铝、镁合金航空发动机机匣的铸造 方法，以减少或避免前面所提到的问题。

具体来说，为解决上述技术问题，本发明的铝、镁合金航空发动机机匣 的铸造方法中，所述航空发动机机匣呈螺旋锥体形状，一头大一头小，其大 头一端的直径为900-1200mm，平均壁厚约为2.8mm，由铝、镁合金整体铸造 而成，所述铸造方法包括如下步骤：

步骤A：提供一个水平放置的大头砂箱，在所述大头砂箱正上方固定用 于形成所述航空发动机机匣的型腔内侧的内部型芯，所述内部型芯呈椎体形 状，该内部型芯的椎体形状大的一端与所述大头砂箱接触，形状小的一端朝 上；

步骤B：在所述大头砂箱外侧对称安装一对锁紧杆和一对定位杆，所述 锁紧杆和所述定位杆相互间隔布置；

步骤C：提供多个水平放置的小头砂箱，通过型砂分别在其中形成所述 航空发动机机匣的型腔外侧的多个外部型芯，所述外部型芯中间形成向上扩 大的喇叭状开口；所述每个小头砂箱外侧对应于上述锁紧杆和定位杆的位置 形成有可供所述锁紧杆和定位杆穿过的锁紧孔耳片和定位孔耳片；

步骤D：将步骤C中形成有外部型芯的多个小头砂箱翻转180度后，依 次使所述多个小头砂箱的锁紧孔耳片和定位孔耳片穿过所述锁紧杆和定位 杆，所述定位杆对所述多个小头砂箱和大头砂箱的相对位置精确定位之后， 通过锁紧件对所述锁紧杆进行锁紧，将所述多个小头砂箱和大头砂箱刚性连 接成一体的铸型组合；

步骤E：将步骤C中获得的所述铸型组合翻转180度后，将其安装到差 压铸造机上，从所述铸型组合的底部浇注口浇注铝、镁合金液，通过差压铸 造机从下向上浇注形成所述铝、镁合金航空发动机机匣。

优选地，所述定位杆与所述大头砂箱外侧设置的安装孔耳片配合的一端 为端部渐细的圆锥状，该安装孔耳片中设置有安装套，所述安装套的内径小 于所述定位杆的最大外径。

优选地，所述步骤E中，所述铸型组合翻转之前，需要在所述定位杆与 所述大头砂箱配合的一端设置的一个扁平的长孔中插入一个楔形片，以将所 述定位杆卡在所述大头砂箱上。

优选地，每个所述小头砂箱外侧都设置有定位孔耳片，每个所述定位孔 耳片中都设置有一个定位套，这些定位套的直径大于所述定位杆的最大直径。

优选地，所述定位杆远离所述大头砂箱的一端为端部渐细的圆锥状。

由于本发明的航空发动机机匣的结构特点导致传统的铸造方法无法铸 造，本发明的方法在铸型组合装配的时候，采用大头在下的方式进行组合， 然后倒置过来使小头朝下，最后从小头这一端的浇注口自下而上浇注铝、镁 合金。本发明的铸造方法提供了一种新的铸型组合以及浇注方式，克服了现 有浇注方法无法铸造的缺陷，解决了航空发动机机匣铸件研制瓶颈。

附图说明

以下附图仅旨在于对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范 围。其中，

图1所示的是一种航空发动机机匣的局部剖视示意图；

图2显示的是根据本发明的一个具体实施例的航空发动机铝、镁合金机 匣的铸型组合的分解透视图；

图3显示的是在大头砂箱正上方固定用于形成所述航空发动机机匣的型 腔内侧的内部型芯的结构示意图；

图4显示的是图2所示铸型组合的截面示意图；

图5显示的是组合之后的铸型组合的立体结构示意图。

具体实施方式

为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图 说明本发明的具体实施方式。其中，相同的部件采用相同的标号。

正如背景技术部分所述，航空发动机机匣类零部件直径大、壁厚薄、结 构复杂，难以通过传统的有色合金砂型铸造铸型组合和浇注成型。

例如，图1所示的是一种航空发动机机匣的局部剖视示意图，该航空发 动机机匣整体上呈螺旋椎体形状，即一头大一头小，其大头一端的直径通常 可以达到900-1200mm，而机匣主体壁厚又非常薄，平均壁厚为2.5-3mm，机 匣内、外侧分布有各种复杂结构，例如外侧表面通常围绕分布有多个螺旋扭 转的叶片等结构。

传统铝合金或镁合金（以下简称铝、镁合金）砂型铸造铸型组合和浇注 成型工艺中，首先需要根据这种航空发动机大直径复杂薄壁结构的铝、镁合 金机匣设计铸型组合，然后根据铸型组合制造砂芯，之后将砂芯与模具组装 成一体进行浇注，最后获得所需的铸件。

然而，如图1所示，由于整体上呈螺旋椎体形状的机匣结构非常复杂， 简单通过一套砂芯配合模具根本无法形成如此复杂结构的浇注通道。因此， 如图2所示，本发明提供了一种铸造方法，用以通过不同的砂芯组合浇注完 成这种航空发动机大直径复杂薄壁结构的铝、镁合金机匣。

如图2所示，其中显示的是一种航空发动机铝、镁合金机匣的铸型组合 的分解透视图，图中可见，本发明的铸型组合提供了至少两层砂芯结构，包 括形成航空发动机机匣的型腔内侧的内部型芯1，以及形成航空发动机机匣 的型腔外侧的外部型芯2。

如图所示，由于机匣内部结构相对简单，因此用于形成机匣的型腔内侧 的上述内部型芯1可以通过多个型芯组合成椎体形状，这些多个型芯组合内 部形成有紧固结构，例如预埋有螺套等，从而可以在装配的时候通过螺栓进 行固定。图4显示的是图2所示铸型组合的截面示意图，可以清楚看出构成 内部型芯1的多个结构相互之间通过螺栓11以及预埋的螺套12以机械方式 固定连接在一起。

另一方面，由于机匣外部结构很复杂，因此用于形成机匣的型腔外侧的 上述外部型芯2很难通过简单的型芯组合形成，因此，在本发明中，采用了 多箱的形式形成所述外部型芯2，也就是说，提供了多个砂箱21，分别在其 中形成一部分外部型芯2。

下面参照附图具体描述本发明的铸造方法，所述铸造方法包括如下步骤：

步骤A：提供一个水平放置的大头砂箱13，在所述大头砂箱13正上方 固定用于形成所述航空发动机机匣的型腔内侧的内部型芯1，所述内部型芯1 呈椎体形状，该内部型芯1的椎体形状大的一端与所述大头砂箱13接触，形 状小的一端朝上。所述步骤可以参见图3，其中显示的是在大头砂箱13正上 方固定用于形成所述航空发动机机匣的型腔内侧的内部型芯1的结构示意 图。

图4显示的是图2所示铸型组合的截面示意图，可以清楚看出构成内部 型芯1的多个结构相互之间通过螺栓11以及预埋的螺套12以机械方式固定 连接在了大头砂箱正上方。

步骤B：在所述大头砂箱13外侧对称安装一对锁紧杆14和一对定位杆 15，所述锁紧杆14和所述定位杆15相互间隔布置。

图中直径显示较细的为锁紧杆14，直径显示较粗的为定位杆15。图4中 截面图中仅仅显示出来一对定位杆15，锁紧杆14为螺杆，可以通过螺杆和 螺母的配合进行锁紧操作。

如图4所示，定位杆15与所述大头砂箱13外侧设置的安装孔耳片30配 合的一端为端部渐细的圆锥状，该安装孔耳片30中设置有安装套20，安装 套20的内径小于定位杆15的最大外径，因此从图中可见，当定位杆15从上 向下插入安装套20中之后，不需要额外的固定结构就可以通过定位杆15的 重力保持在安装套20中而不会向下滑出安装套20。

步骤C：提供多个水平放置的小头砂箱21，通过型砂分别在其中形成所 述航空发动机机匣的型腔外侧的多个外部型芯2，所述外部型芯2中间形成 向上扩大的喇叭状开口；每个所述小头砂箱21外侧对应于上述定位杆15的 位置形成有可供所述定位杆15穿过的定位孔耳片16，至少离所述大头砂箱 13最远的所述小头砂箱21外侧对应于上述锁紧杆14的位置形成有可供所述 锁紧杆14穿过的锁紧孔耳片18。

图2中铸型组合分解示意图中显示的多个小头砂箱21在本步骤中是与图 中显示的方向相反的，即本步骤的多个小头砂箱21与图2中相比是呈倒置状 的，图2表示的是组合之后的情形。本步骤之所以要在形成外部型芯2的时 候采用倒置的方式，是因为本发明的航空发动机机匣呈一头大一头小的螺旋 椎体形状，如果以向下扩大的喇叭状开口形式形成各个外部型芯2，则特别 容易在翻砂的过程中形成崩落，导致翻砂失败，并且由于本发明的航空发动 机机匣直径非常大，传统的翻砂方式如果不采取特殊型砂材料很难做到向下 扩大的喇叭状开口形式形成各个外部型芯2，而本步骤中的方法可以采用传 统模式进行施工，大大节约了成本。

步骤D：将步骤C中形成有外部型芯2的多个小头砂箱21翻转180度后， 依次使所述多个小头砂箱21的锁紧孔耳片18和定位孔耳片16穿过所述锁紧 杆14和定位杆15，所述定位杆15对所述多个小头砂箱21和大头砂箱13的 相对位置精确定位之后，通过锁紧件对所述锁紧杆14进行锁紧，将所述多个 小头砂箱21和大头砂箱13刚性连接成一体的铸型组合。

其中锁紧杆14为通常的螺杆，锁紧件为螺母。组合之后的铸型组合的截 面视图可以参见图4，图5显示的是组合之后的铸型组合的立体结构示意图， 图中可见各个小头砂箱21外侧都可以设置锁紧孔耳片18，或者仅仅在最外 一层的小头砂箱21外侧设置锁紧孔耳片18，用于最终将整个铸型装配好之 后锁紧就可以了。

但是，本发明中，每个小头砂箱21外侧都必须设置定位孔耳片16，每 个定位孔耳片16中都设置有定位套17，这些定位套17的直径略大于所述定 位杆15的最大直径。为便于定位杆15能够方便的穿过每个小头砂箱21的定 位孔耳片16中的定位套17，定位杆15远离所述大头砂箱13的一端为端部 渐细的圆锥状。

步骤E：将步骤C中获得的所述铸型组合翻转180，之后将其安装到差 压铸造机上，从所述铸型组合的底部浇注口浇注铝、镁合金液，通过差压铸 造机从下向上浇注形成所述铝、镁合金航空发动机机匣。

应当说明的是，本步骤属于本发明的关键，即为什么要在形成铸型组合 之后倒置180度浇注。这是因为本发明的航空发动机机匣呈螺旋椎体形状， 必然导致内部型芯1呈椎体形状，而外部型芯2中间形成喇叭状开口。而由 于机匣的大头一端的直径为900-1200mm，实在是太大，只能采用大头在下而 小头在上的方式进行组装。但是由于本发明的航空发动机机匣平均壁厚只有 2.5-3mm，特别薄，精度要求也特别大，为了获得高质量的铸件，浇注时必须 通过差压铸造机从下向上浇注铝、镁合金，而且必须从铸件小头往大头方向 浇注。

也就是说，铸型组合在装配的时候，只能采用大头在下的方式进行组合， 然后倒置过来使小头朝下，最后从小头这一端的浇注口自下而上浇注铝、镁 合金。同样是因为本发明的航空发动机机匣这种大直径复杂薄壁部件的结构 原因，导致内部型芯体积、重量都非常大，只能是将内部型芯大头朝下装配 之后将外部型芯扣过来定位锁紧，否则如果单独将转配后的内部型芯倒置180 度往外部型芯上扣的话，同样由于内部型芯体积和重量大而且机匣平均壁厚 只有2.5-3mm，内部型芯和外部型芯之间的空隙太小，很容易在装配的时候 将外部型芯碰坏，完全不可能采用本发明的定位杆15和锁紧杆14的方式进 行定位锁紧。

从上面的分析可见，由于航空发动机机匣结构的原因，本发明只能先采 用大头在下的方式进行组合，然后倒置过来使小头朝下。这样就要求安装时 需要精确定位，也就是本发明在此过程中设置了定位杆15，倒置时需要通过 锁紧杆14来锁紧。

如图2-5所示，为了防止铸型组合翻转180的过程中，定位杆15从大头 砂箱13的安装套20中滑落，定位杆15与大头砂箱13配合的这一端设置有 一个扁平的长孔151，铸型组合翻转之前，需要在所述长孔18中插入一个楔 形片19，用以将定位杆15卡在大头砂箱13上，这样翻转的时候定位杆15 就不会滑出安装套20了。

综上所述，由于本发明的航空发动机机匣的结构特点导致传统的铸造方 法无法铸造，本发明的方法在铸型组合装配的时候，采用大头在下的方式进 行组合，然后倒置过来使小头朝下，最后从小头这一端的浇注口自下而上浇 注铝、镁合金。本发明的铸造方法提供了一种新的铸型组合以及浇注方式， 克服了现有浇注方法无法铸造的缺陷，解决了航空发动机机匣铸件研制瓶颈。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，并非用以限定本发明的范 围。任何本领域的技术人员，在不脱离本发明的构思和原则的前提下所作的 等同变化、修改与结合，均应属于本发明保护的范围。