专利名称：钛铝基合金飞机发动机叶片的熔模精密铸造方法
技术领域：
本发明涉及采用熔模精密铸造工艺生产TiAl基合金飞机发动机叶片。
背景技术：
近年来，钛铝基合金因其密度低、比强度和比模量高，具有较好的抗氧化 和蠕变性能以及优异的疲劳性能，在汽车行业、燃气轮机、航空发动机及火箭 发动机等领域具有广阔的应用前景，引起国内外学者广泛研究。欧洲航天局于 2004年启动了 IMPRESS计划，子课题之一就是旨在掌握钛铝基合金航空发动 机叶片和燃气轮机叶片。2006年美国波音公司宣布，其787民用客机使用的 美国通用公司发动机低压涡轮后两级叶片将采用钛铝基合金，推动了全球钛铝 基合金的应用热潮。飞机发动机推重比是评价现代飞机发动机的主要指标之 一，它对飞机性能有着决定性的作用。目前世界先进发动机的推重比一般在 7.5 9.0之间，美国F 119发动机这一数值能达到11.0。钛铝基合金密度大 约是镍基高温合金的一半，使用它制作发动机高温部件能够从增加推力和降低 重量两方面提高发动机推重比，对我国航空工业有着十分重要的作用。叶片是 飞机发动机的关键零件之一。飞机发动机的叶片大小不同，形状各异。所有叶 片都有一个特点薄，加工时易变形。采用毛坯机加工方式加工叶片，加工工 序比较复杂，加工效率低，从图纸到成品， 一般都要经过40 60个工序。采 用熔模精密铸造工艺制备TiAl基合金构件，特别是形状复杂的构件，可得到 无余量或近无余量的精密复杂构件，大幅度减少金属损耗，提高材料的利用率， 减少大量机加工工时，大幅度降低生产成本。
发明内容
为了解决由于飞机发动机叶片的形状各异、叶片薄，采用现有毛坯加工方 式时，容易产生变形、加工工序复杂、加工效率低的问题，本发明提出一种钛 铝基合金飞机发动机叶片的熔模精密铸造方法。
本发明的钛铝基合金飞机发动机叶片的熔模精密铸造方法采用水冷铜柑
埚真空感应熔炼离心铸造的方法实现，其特征在于它的具体过程为 将待熔炼的原材料加入水冷铜坩埚的真空室内；采用氩气对水冷铜坩埚的熔炼室进行冲洗，将水冷铜坩埚的真空室抽真空
至10 5mbar l(T2mbar，然后充氩气至5.50 mbar 13mbar，再抽真空至l(T5 mbar l(T2mbar，如此反复2 6次，最后使水冷铜坩埚的熔炼室内的真空度 保持在l(T5 mbar l(T2mbar之间；
对水冷铜坩埚内的原材料采用水冷铜坩埚感应熔炼炉进行熔炼，熔化功率 为330 350kW，熔炼完成之后保温3 5min，使合金元素均匀化；
用石棉毡包裹铸造型壳，然后装入砂箱，用粒度为lmm 3mm的铝矾土 砂作为埋箱材料，填砂造型；
采用离心浇铸的方法铸造飞机发动机叶片，离心铸造的工艺参数为铸造 型壳预热温度为400°C 600°C，离心转速180rpm 360rpm，浇铸过程在2 5秒完成；
浇铸后随炉冷却，铸件型壳用手工或机械方法清除，将浇铸系统切除，进
行喷砂处理；
采用热等静压处理密封气孔、縮孔、縮松等缺陷，热等静压温度为(1250 ±10) °C，热等静压100 150MPa，保压时间3 6小时。
本发明采用熔模精密铸造技术制造飞机发动机叶片，所述熔模精密铸造技 术能够生产出形状复杂、净成形或近净成形钛铝基合金结构件。本发明采用水 冷铜坩埚真空感应熔炼和离心铸造的方式浇铸制造钛铝基合金飞机发动机叶 片。本发明可以低成本地制备出表面质量良好的钛铝基合金飞机发动机叶片， 使用该叶片可以实现发动机叶片减重50%左右，节省了能耗，提高了推重比。
本发明着眼于钛铝基合金熔炼工艺、浇铸系统的设计以及浇铸工艺参数方 面对铸件成形率的影响，通过优化工艺参数，制备出表面质量较好的钛铝基飞 机发动机叶片。
本发明的制造方法大大减少了加工工序、縮短了加工工时、提高了生产效 率。具有工序简单、加工效率高，且加工成本低的优点。
图1是本发明所述的铸造型壳的结构示意图，其中1是浇铸入口， 2是飞 机发动机叶片型壳，3是底注式浇铸系统。图2是采用本发明的方法获得的未 经过抛光打磨处理的飞机发动机叶片的效果图。
具体实施例方式
本实施方式所述的钛铝基合金飞机发动机叶片的熔模精密铸造方法，采用 水冷铜坩埚真空感应熔炼离心铸造的方法，具体的过程为
将待熔炼的原材料加入水冷铜坩埚的真空室内；
采用氩气对水冷铜坩埚的熔炼室进行冲洗，将水冷铜坩埚的真空室抽真空
至10~5mbar l(T2mbar，然后充氩气至5.50 mbar 13mbar，再抽真空至10 5 mbar l(T2mbar，如此反复2 6次，最后使水冷铜坩埚的熔炼室内的真空度 保持在10 5 mbar 10 2mbar之间；
对水冷铜坩埚内的原材料采用水冷铜坩埚感应熔炼炉进行熔炼，熔化功率 为330kW 350kW，熔炼完成之后保温3 min 5min，使合金元素均匀化；
用石棉毡包裹铸造型壳，然后装入砂箱，用保温性能较好的粒度为lmm 3mm的铝矾土砂作为埋箱材料，填砂造型；
采用离心浇铸的方法铸造飞机发动机叶片，离心铸造的工艺参数为铸造 型壳预热温度为400°C 600°C，离心转速180rpm 360rpm，浇铸过程在2 5秒完成；
浇铸后随炉冷却，铸件型壳用手工或机械方法清除，将浇铸系统切除，进 行喷砂处理；
采用热等静压处理密封气孔、縮孔、縮松等缺陷，热等静压温度为(1250 ±10) °C，热等静压100 150MPa，保压时间3 6小时。
所述原材料为海绵钛、高纯铝、电解铬、铝铌中间合金及稀土元素，其中， 高纯铝的含量为46 at. % 48 at. %，所述电解铬的含量为1 at. % 2 at. %，所 述铝铌中间合金的含量为1 at. % 10 at. %，所述稀土元素的含量为0.1 at. % 0.3at.%，其余为海绵钛。
所述铸造型壳由底注式浇铸系统和叶片型壳组成，叶片型壳为复合型壳， 与钛铝基合金接触层材料为100 300pm厚的Y203，其次为铝砜土，粘结剂 为硅溶胶。
本实施方式采用真空感应熔炼后直接浇铸，避免了两次熔炼成本较高的问 题，同时结合离心铸造，解决了TiAl基合金叶片充型困难的问题。本实施方式在真空感应熔炼时，水冷铜坩埚与金属熔体之间存在一层由金 属熔体重新凝固而产生的固体壳层，此时坩埚内衬相当于用所熔炼金属制成， 避免了坩埚对金属熔体的污染，熔体中杂质含量少。
本实施方式中，采用氩气对水冷铜坩埚的熔炼室进行冲洗后，所述熔炼室
内的真空度的最佳范围是10 5 mbar l(T^mbar之间。使得在熔炼过程中熔炼 室真空度始终小于l{T2mbar，减少了金属与气体杂质的接触，熔炼出的合金 锭0、N杂质含量很低，浇铸后获得的铸件中的氧含量低，为0.04% 0.08%。 与自耗电极熔炼法相比，通过感应电磁场搅拌和熔体保温，使合金熔体成 分均匀性更高。
本实施方式在合金中加入了少量稀土元素，起到了细化了晶粒尺寸和层片 间距的效果，有助于改善材料的性能。
本实施方式中采用底注式浇注系统，使钛铝基合金液能迅速平稳地从同一 方向自下而上地填充铸型型腔，不产生涡流、喷溅和断流，并让型腔中的气体 能顺畅地排出铸型外，减少了铸造缺陷。
采用的复合型壳，保证生产出的铸件表面质量好，反应层仅几十微米，并 且大大降低了生产成本。
权利要求
1、一种钛铝基合金飞机发动机叶片的熔模精密铸造方法，其特征在于它的具体过程为将待熔炼的原材料加入水冷铜坩埚的真空室内；采用氩气对水冷铜坩埚的熔炼室进行冲洗，将水冷铜坩埚的真空室抽真空至10～5mbar～10～2mbar，然后充氩气至5.50mbar～13mbar，再抽真空至10～5mbar～10～2mbar，如此反复2～6次，最后使水冷铜坩埚的熔炼室内的真空度保持在10～5mbar～10～2mbar之间；对水冷铜坩埚内的原材料采用水冷铜坩埚感应熔炼炉进行熔炼，熔化功率为330～350kW，熔炼完成之后保温3～5min，使合金元素均匀化；用石棉毡包裹铸造型壳，然后装入砂箱，用粒度为1mm～3mm的铝矾土砂作为埋箱材料，填砂造型；采用离心浇铸的方法铸造飞机发动机叶片，离心铸造的工艺参数为铸造型壳预热温度为400℃～600℃，离心转速180rpm～360rpm，浇铸过程在2～5秒完成；浇铸后随炉冷却，铸件型壳用手工或机械方法清除，将浇铸系统切除，进行喷砂处理；采用热等静压处理密封气孔、缩孔、缩松等缺陷，热等静压温度为(1250±10)℃，热等静压100～150MPa，保压时间3～6小时。
2、 根据权利要求1所述的钛铝基合金飞机发动机叶片的熔模精密铸造方 法，其特征在于所述原材料为海绵钛、高纯铝、电解铬、铝铌中间合金及稀土 元素，其中，高纯铝的含量为46 at % 48 at. %，所述电解铬的含量为1 at. % 2at.%，所述铝铌中间合金的含量为lat.。/。 10at. %，所述稀土元素的含量 为0.1 at. % 0.3 at.%，其余为海绵钛。
3、 根据权利要求1所述的钛铝基合金飞机发动机叶片的熔模精密铸造方 法，其特征在于所述铸造型壳由底注式浇铸系统和叶片型壳组成，叶片型壳为 复合型壳，与钛铝基合金接触层材料为100 300pm厚的Y203，其次为铝砜 土，粘结剂为硅溶胶。
全文摘要
钛铝基合金飞机发动机叶片的熔模精密铸造方法，涉及一种飞机发动机叶片的制备方法。它解决了由于飞机发动机叶片的形状各异、叶片薄，采用现有毛坯加工方式时，容易产生变形、加工工序复杂、加工效率低的问题。本发明采用水冷铜坩埚真空感应熔炼离心铸造的方法实现钛铝基合金飞机发动机叶片的制备，所述钛铝基合金的铝含量为46～48at％，在真空氩气保护下熔炼，熔炼过程中的熔化功率为330～350kW；采用离心浇铸工艺，浇铸采用底注式浇铸系统和叶片型壳构成的浇铸系统进行浇铸；铸造型壳预热温度为400～600℃，浇铸后随炉冷却，浇铸后合金氧含量为0.04-0.08％。本发明的方法工艺简单、加工成本低，适用于加工各种飞机发动机叶片。
文档编号B22D13/00GK101564763SQ200910072038
公开日2009年10月28日 申请日期2009年5月15日 优先权日2009年5月15日
发明者孔凡涛, 王惠光, 竟 田, 肖树龙, 陈玉勇, 陈艳飞 申请人:哈尔滨工业大学