【摘 要】
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涡轮后机匣是航空涡轮发动机的关键承力部件之一,要求具备良好的力学性能和尺寸精度。传统分体制造的涡轮后机匣因结构稳定性和可靠性较差,已经难以满足现在航空发动机的性能需求。研发涡轮后机匣整体铸造工艺对提升发动机性能具有十分重要的意义。某航空发动机的涡轮后机匣的材质为K4169镍基高温合金,其轮廓直径达到1360mm,最薄壁厚仅为2.4mm,属于大型复杂薄壁构件。如何实现大型涡轮后机匣的完整充型并评估其
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涡轮后机匣是航空涡轮发动机的关键承力部件之一,要求具备良好的力学性能和尺寸精度。传统分体制造的涡轮后机匣因结构稳定性和可靠性较差,已经难以满足现在航空发动机的性能需求。研发涡轮后机匣整体铸造工艺对提升发动机性能具有十分重要的意义。某航空发动机的涡轮后机匣的材质为K4169镍基高温合金,其轮廓直径达到1360mm,最薄壁厚仅为2.4mm,属于大型复杂薄壁构件。如何实现大型涡轮后机匣的完整充型并评估其冶金质量是本研究的主要内容。基于大型复杂薄壁涡轮后机匣的结构特征,本论文设计了底注式真空重力浇注系统,并采用Pro CAST软件对铸件充型过程中的流场、温度场的演变过程进行了模拟仿真。通过采用在中心直浇道上部引出顶部横浇道的浇注系统,改善了金属液的充型和补缩能力,实现了涡轮后机匣的完整充型。对机匣铸件的晶粒尺寸、显微疏松、第二相及化学成分进行了检测和统计分析。铸件各部分晶粒尺寸均<6mm,平均疏松率介于0.01%～0.25%之间,薄壁部分第二相主要为碳化物,厚壁部分第二相主要为laves相+碳化物。铸件各部位的主要化学成分无明显偏析,仅一个吊耳处发生了L→γ+Laves共晶反应,导致Nb+Ta含量比其他部位稍微偏低,但仍在标准范围内。
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