航空發動機整體葉片的砂芯的成型模具及其成型方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及航天設備制造技術領域，具體而言，涉及一種航空發動機整體葉片的砂芯的成型模具及其成型方法。
【背景技術】
[0002]航空發動機中使用的葉片中設計有非常復雜的進氣管道，進氣管道作用是對葉片進行散熱。航空發動機對葉片的制造質量有如下要求:1、表面要求光滑；2、葉片中的進氣管道不能有多余物；3、有較高的尺寸精度要求；4、進氣管道容積實驗和液壓試驗達到設計要求。
[0003]由于葉片為空心結構，且進氣管道復雜，成型葉片之前需要制備葉片砂芯。現有技術中，葉片砂芯采用分體結構多塊砂芯制備:將整體葉片砂芯分為若干結構，分別對應若干結構制備若干砂芯，成型完成之后將若干砂芯通過粘結劑結合在一起形成完整葉片砂芯，隨后利用葉片砂芯成型葉片。但是，現有技術的砂芯成型方法有如下問題:1、將若干砂芯組合成完整葉片砂芯后往往難以滿足尺寸精度，因此后續成型出的葉片也難以達到上述質量要求。2、各個砂芯之間的連接處存在結合縫隙，對葉片的內腔結構產生影響。
【發明內容】
[0004]本發明的主要目的在于提供一種航空發動機整體葉片的砂芯的成型模具及其成型方法，以解決現有技術中分體結構成型方法難以滿足葉片砂芯的質量要求的問題。
[0005]為了實現上述目的，根據本發明的一個方面，提供了一種航空發動機整體葉片的砂芯的成型模具。包括上芯盒和下芯盒，上芯盒與下芯盒可拆卸地連接，上芯盒和下芯盒之間形成適配整體葉片砂芯的外廓的模腔，下芯盒設置有頂芯裝置，上芯盒的上表面設置有射砂通道，射砂通道連接模腔和成型模具的外部，成型模具還包括可拆卸的安裝在成型模具上的封堵板，封堵板具有與射砂通道對應的封堵柱。
[0006]進一步地，成型模具還包括可拆卸的安裝在成型模具上的射砂板，射砂板具有與射砂通道對應并與射砂通道適配的射砂嘴。
[0007]進一步地，上芯盒上設置有限位孔，限位孔內穿設有位置可調整的限位桿，封堵板和射砂板上對應于限位孔的位置設置有與限位桿配合的受限桿。
[0008]進一步地，下芯盒設置有多個頂芯通道，頂芯通道的一端連通模腔，頂芯裝置包括可移動地穿設在多個頂芯通道內的多個頂芯桿，頂芯桿具有穿設出模腔的第一位置和全部縮回至頂芯通道內的第二位置。
[0009]進一步地，頂芯裝置還包括連接板和推桿，頂芯桿的一端連接在連接板上，推桿驅動連接板運動以使頂芯桿在第一位置和第二位置之間運動。
[0010]進一步地，頂芯裝置還包括復位桿，復位桿的第一端連接在連接板上，向復位桿的第二端施力可以驅動連接板運動，并使頂芯桿朝向第二位置運動。
[0011]進一步地，成型模具還包括加熱通道，加熱管設置在上芯盒和下芯盒的側壁，加熱通道延伸至靠近模腔位置。
[0012]根據本發明的另一方面，提供了一種航空發動機整體葉片的砂芯的成型方法，利用上述成型模具制得整體葉片砂芯。
[0013]進一步地，成型方法包括:安裝成型模具步驟、放置芯骨步驟、合置成型模具步驟、加溫步驟、射砂步驟、固化步驟以及開成型模具取芯步驟。
[0014]進一步地，芯骨為合金芯骨，合金芯骨直徑在1.3mm至1.5mm的范圍內。
[0015]進一步地，加熱步驟包括:加熱成型模具達到240°C至280°C。
[0016]進一步地，射砂步驟包括:通過射砂通道向成型模具的模腔注入芯砂，芯砂填充射砂通道。
[0017]進一步地，射砂步驟和固化步驟之間還包括:將封堵板安裝在上芯盒的上端面上，并使封堵柱抵接射砂通道中的芯砂；對加熱后的砂芯保溫4min至5min。
[0018]進一步地，開成型模具取芯步驟包括:將上芯盒與下芯盒分離；利用成型模具的頂芯裝置使砂芯與下芯盒分離。
[0019]應用本發明的技術方案，通過使用用于成型整體葉片砂芯的成型模具能夠實現葉片砂芯的整體成型。葉片砂芯的整體成型工藝能夠消除了現有技術中分體結構成型工藝中的各葉片砂芯的連接縫隙，進而保證葉片砂芯表面光滑，提高葉片的內腔結構質量。同時成型模具相對于葉片砂芯的整體結構進行設計，能夠提高葉片砂芯尺寸精度，進而保證葉片的尺寸精度。本發明的技術方案可以有效的解決現有技術中分體結構成型方法難以滿足葉片砂芯的質量要求的問題。
【附圖說明】
[0020]構成本申請的一部分的說明書附圖用來提供對本發明的進一步理解，本發明的示意性實施例及其說明用于解釋本發明，并不構成對本發明的不當限定。在附圖中:
[0021]圖1示出了根據本發明的用于成型整體葉片砂芯的成型模具的實施例的正視示意圖；
[0022]圖2示出了圖1中成型模具的側視示意圖；以及
[0023]圖3示出了圖1中成型模具的俯視示意圖。
[0024]其中，上述附圖包括以下附圖標記:
[0025]10、上芯盒；11、射砂通道；12、限位孔；13、限位桿；14、受限桿；20、下芯盒；21、頂芯通道；30、頂芯裝置；31、頂芯桿；32、連接板；33、推桿；34、復位桿；40、封堵板；41、封堵柱；50、射砂板；51、射砂嘴；60、加熱通道。
【具體實施方式】
[0026]需要說明的是，在不沖突的情況下，本申請中的實施例及實施例中的特征可以相互組合。下面將參考附圖并結合實施例來詳細說明本發明。
[0027]如圖1所示，本實施例的用于航空發動機整體葉片的砂芯的成型模具包括上芯盒10、下芯盒20和頂芯裝置30。上芯盒10與下芯盒20可拆卸地連接，上芯盒10和下芯盒20之間形成適配整體葉片砂芯的外廓的模腔。下芯盒20設置有頂芯裝置30，上芯盒10的上表面設置有射砂通道11，射砂通道11連接模腔和成型模具的外部。成型模具還包括可拆卸的安裝在成型模具上的封堵板40，封堵板40具有與射砂通道對應的封堵柱41。
[0028]應用本實施例的技術方案，通過使用用于成型整體葉片砂芯的成型模具，能夠實現葉片砂芯的整體成型。葉片砂芯的整體成型能夠消除了現有技術中分體結構成型工藝中的各葉片砂芯的連接縫隙，進而保證葉片砂芯表面光滑，提高葉片的內腔結構質量。同時成型模具相對于葉片砂芯的整體結構進行設計，能夠提高葉片砂芯尺寸精度，進而保證葉片的尺寸精度。本實施例的技術方案可以有效的解決現有技術中分體結構成型方法難以滿足葉片砂芯的質量要求的問題。
[0029]如圖1所示，在本實施例的技術方案中，成型模具還包括可拆卸的安裝在成型模具上的射砂板50，當成型步驟進入射砂步驟時，射砂板50與水平射芯機連接。射砂板50具有與射砂通道11對應并與射砂通道11適配的射砂嘴51，在實際操作時，芯砂需將模具移動至射砂工位，并且使射砂板50上的射砂嘴51對應射砂通道11，以為完成射砂步驟。如圖1和圖2所示，在本實施例的技術方案中，上芯盒10上設置有限位孔12，限位孔12內穿設有位置可調整的限位桿13，封堵板40和射砂板50上對應于限位孔12的位置設置有與限位桿13配合的受限桿14。限位桿13和受限桿14形成受限結構，能夠精確定位封堵板40和射砂板50的安裝位置，以保證封堵柱41與射砂通道11，或者是射砂嘴51和射砂通道11的位置對應關系。
[0030]如圖2所示，在本實施例的技術方案中，下芯盒20設置有多個頂芯通道21，頂芯通道21的一端連通模腔，頂芯裝置30包括可移動地穿設在多個頂芯通道21內的多個頂芯桿31，頂芯桿31具有穿設出模腔的第一位置和全部縮回至頂芯通道21內的第二位置。在本實施例中，在成型完成，進入開成型模具取芯步驟時，由于芯砂膨脹與下芯盒20產生一定的包緊力，因此使得砂芯難以脫離下芯盒。通過頂芯裝置30的頂芯桿31，能夠穿設在頂芯通道21中，并且能夠給砂芯施加一定的力。頂芯桿31施加給砂芯的力可以緩解并抵消包緊力，以便于砂芯能夠取出下芯盒20。
[0031]如圖1所示，在本實施例的技術方案中，頂芯裝置30還包括連接板32和推桿33，頂芯桿31的一端連接在連接板32上，推桿33驅動連接板32運動以使頂芯桿31在第一位置和第二位置之間運動。本實施例中，推桿33設置在下芯盒20的下表面，并穿射出下芯盒20。在實際操作中，只需向穿射出下芯盒20的推桿33的一端向上施壓就可以達到擠壓砂芯的目的，以便抵消砂芯和下芯盒20之間的包緊力，進而取出砂芯。
[0032]如圖1所示，在本實施例的技術方案中，頂芯裝置30還包括復位桿34，復位桿34的第一端連接在連接板32上，向復位桿34的第二端施力可以驅動連接板32運動，并使頂芯桿31朝向第二位置運動。本實施例中，復位桿34的自由端穿射出下芯盒20的上端面，并且位于上芯盒10和下芯盒20的結合面。在實際工藝操作中，推桿33和復位桿34