CN107962360A - 一种航空发动机封严叶片加工工艺及成型模具 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种航空发动机封严叶片加工工艺及成型模具，将机加工艺更改为钣金成型工艺，具体的成型工艺路线为：下料‑涂润滑剂‑成型‑酸洗‑荧光检查‑切边；该工艺配合本发明的成型模具完成零件的加工，能明显缩短零件生产周期；使得零件一致性好，壁厚均匀；节约材料，降低生产成本；不会影响和改变材料的力学性能；采用分步成型,增强零件的可塑性；模具采用侧推结构，增加凸模使用寿命。斜导柱采用矩形截面，增强其自身强度。

Description

一种航空发动机封严叶片加工工艺及成型模具

技术领域

本发明涉及航空技术领域，具体涉及一种航空发动机封严叶片加工工艺及加工成型模具。

背景技术

如图2所示，航空发动机封严叶片的零件结构示意图，该零件长度为250mm，高度为30mm,内腔最宽处仅为6mm,由于该零件的结构决定了其成型工艺性较差，其次零件材料为钛合金，现有技术为先厚料整体机加外型面，然后线切割内型面。

由于上述的零件结构、材料及加工要求，故现有的加工工艺存在以下不足之处：

1）加工周期长；零件需要在数控加工中心上整体加工外型面，由于钛合金切削较困难，加工时吃刀量不能太大，造成数控切削时间较长。数控加工后需线切割切割内型腔，由于零件较长，其装夹和切割需要的时间也较长，造成零件的整体加工周期过长，不利于批量生产。

2）零件壁厚不均匀；零件的型面为双曲面，不是直纹面，经线切割内型腔后，由于线切割加工的局限性（只能加工直纹面），加工后会造成零件的壁厚不均匀，在零件使用过长中会影响零件的强度。

3）零件变形大；零件的长度较长且厚度较薄，零件自身的强度较差，在切削加工中会产生应力变形，变形后造成零件的扭曲，在此产生的扭曲变形为不可控。如变形超出允许范围需对零件进行去应力校形。

4）材料浪费严重；零件为整体切削加工，加工时毛料上需预留工艺补充，所有单件的毛料尺寸为：320mm×40mm×10mm,其重量约为0.6Kg，加工后零件的最终尺寸为250mm×30mm×8mm的薄壁件，壁厚为1mm,最终零件的重量为0.046Kg，去除量为77%，造成了较严重的浪费。

5)零件力学性能变差；零件经过线切割加工后，表面容易产生氧化层，氧化层会导致零件变脆，且切割后会使零件的纤维断裂，从而影响零件的力学性能。

发明内容

为了克服上述存在之不足，本发明在此提供一种设计合理、结构简单、使用方便加工周期短的航空发动机封严叶片成型模具及加工工艺。

本发明为了实现上述目的所采用的技术方案如下：

首先本发明提供了一种航空发动机封严叶片成型模具，其包括上模和下模，所述上模上左右对称设置有斜导柱；所述下模上设置有导滑槽、左侧滑块和右侧滑块，左侧滑块和右侧滑块沿着导滑槽滑动，所述左侧滑块和右侧滑块之间设置有凸模。

本发明中进一步的优选技术方案是所述斜导柱呈长方体倾斜安装在上模上斜导柱采用矩形截面，增强在高温条件下的强度，使其效果长时间保持不会失效。

本发明中进一步的优选技术方案是所述导滑槽沿着下模的长度方向设置，且位于两侧边上；所述左侧滑块和右侧滑块位于导滑槽之间。

本发明中进一步的优选技术方案是所述凸模位于左侧滑块和右侧滑块的之间的中间位置。

本发明还提供了一种航空发动机严封叶片的加工工艺：其具体工艺包括下步骤：

A下料：选择符合要求的钛合金板料；

B预处理：在毛料表面涂润滑剂并晾干；

C产品成型：成型分为三阶段，第一阶段将成型模具升温到680℃~720℃，然后将零件预折弯，完成90°的折弯，将头部角度由R成型到R2；第二阶段，保持零件头部角度，然后将其余部分成型到位；第三阶段，运用权利要求1中所述模具的左侧滑块和右侧滑块侧推零件，将头部R从R2校形到符合设计要求的R0.6，完成零件最终成型；

D酸洗：将成型后的零件表面进行酸洗处理；

E荧光检查：用荧光检查零件表面有无缺陷；

F切边：用激光切割零件外形到最终尺寸；完成整个加工过程得到成品。

其中步骤A中钛合金板材要求的长宽厚尺寸为270mm×70mm×1mm，此板料的重量为0.085Kg。

其中进一步的优选技术方案是步骤B中具体操作是在毛料表面涂抗氧化水剂和石墨润滑水剂后进行晾干，要求涂抹均匀，双面涂层厚度不超过0.1mm。

本发明的有益效果是：

1、通过将模具升温后可连续压制零件，因此零件成型一件的时间大概为3分钟，大量缩短零件生产周期，提高是了生产效率。

2.由于采用三阶段成型，而不是传统的线切割内型腔，因此成型后的零件一致性好，壁厚均匀。

3.以前所采用的工艺所需毛料：单件尺寸为：320mm×40mm×10mm,其重量约为0.6Kg节约材料，而经过使用本发明的模具配合工艺，所选用的毛料尺寸为270mm×70mm×1mm，此板料的重量为0.085Kg，因此所需毛料成本整体重量降低，故大幅降低生产成本；

4.本发明采用板料成型，不会破坏材料的纤维，同时在成型中零件表面涂抗氧化层（抗氧化水剂），零件不易产生氧化变脆现象，不影响和改变零件的力学性能。

5.本发明成型阶段，采用了三阶段分步成型,增强零件的可塑性。

6.本发明的模具采用侧推结构，增加凸模使用寿命，斜导柱采用矩形截面，增强其自身强度。

附图说明

图1是本发明加工工艺第三阶段成型模具结构示意图

图2是本发明加工件结构示意图

图3本发明加工工艺第一阶段成型示意图；

图4是本发明加工工艺第二阶段成型示意图；

图中：上模1，下模2，斜导柱3，左侧滑块4，右侧滑块5，导滑槽6，凸模7。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明进行详细说明，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例

如图1所示：首先本发明提供了一种航空发动机封严叶片成型模具，其包括上模1和下模2。上模1和下模2大致呈长方体状。其中所述上模1上左右对称设置有斜导柱3，斜导柱3呈长方体状，因此其与下模1及零件配合面为矩形，这样增强在高温条件下的强度，使其效果长时间保持不会失效。且该斜导柱3为4个分为左右两组，左右两组对称设置，在下模2上设置有与斜导柱3相应的凹槽。

所述下模2上设置有导滑槽6、左侧滑块4和右侧滑块5。其中导滑槽6是沿着下模2的长度方向设置且位于下模的两侧边上。左侧滑块4和右侧滑块5位于导滑槽6之间并沿着导滑槽6在下模上左右滑动。所述左侧滑块4和右侧滑块5之间设置有凸模7，凸模7准确的是位于两滑块的中间位置上，可以通过推动左右滑块使得零件在凸模上完成最后成型。

如图1、3、4所示:本发明还提供了一种航空发动机严封叶片的加工工艺，该工艺是将机加工艺更改为钣金成型工艺，可以解决现有工艺存在的问题。成型工艺路线为：下料-涂润滑剂-成型-酸洗-荧光检查-切边；具体的是：

1下料：钛合金板料，尺寸270mm×70mm×1mm，此板料的重量为0.085Kg;

2在毛料表面涂润滑剂并晾干：毛料表面涂抗氧化水剂和石墨润滑水剂后进行晾干，要求涂抹均匀，双面涂层厚度不超过0.1mm；

3零件成型：将成型模具升温到680℃~720℃进行成型，成型后的零件一致性好，壁厚均匀，经过高温烧制后去除了零件在成型过程中所产生的应力，使零件变形较小；零件采用1mm厚薄板成型，产生的工艺浪费较少，毛料的重量为0.085Kg，零件最终重量为0.046Kg;采用板料成型，不会破坏材料的纤维，在成型中零件表面涂抗氧化层，零件不易产生氧化变后脆现象，不影响零件的力学性能；模具升温后可连续压制零件，成型一件的时间大概为3分钟，大量缩短零件生产周期；总体成型工艺分为三步，具体步骤如下：

1）第一步对零件预折弯，完成90°的折弯，将头部R成型到R2（如图3示）。这样能使零件轻松顺畅成型;

2）第二步对预折弯后的零件进行成型，头部R保持为R2，其余尺寸成型到位（如图4示）。在第一步预成型的基础上进行成型，保持头部R不变，零件不会出现裂纹等缺陷，降低成型压力，减小凸模上所受压力，提高凸模寿命；

3）第三步采用侧推结构将头部R校形到图纸要求尺寸（如图3示）。经第二步成型后，零件除头部R外，型面已经到位，运用侧推结构将头部R从R2校形到R0.6，完成零件最终成型。斜导柱采用矩形截面，增强在高温条件下的强度，使其不会失效。上模采用整体结构，保证模具在高温下的锁紧力。此模具结构的采用，可实现在无侧推装置的热成型机上完成对零件的侧向成型，降低零件成型对设备的要求。

4酸洗。零件表面进行酸洗处理；

5荧光检查。荧光检查零件表面有无缺陷；

6切边。激光切割零件外形到最终尺寸，切割时需激光切割夹具，完成加工得到成品。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (7)

1.一种航空发动机封严叶片成型模具，其特征在于：包括上模和下模，所述上模上左右对称设置有斜导柱；所述下模上设置有导滑槽、左侧滑块和右侧滑块，左侧滑块和右侧滑块沿着导滑槽滑动，所述左侧滑块和右侧滑块之间设置有凸模。

2.根据权利要求1所述的一种航空发动机封严叶片成型模具，其特征在于：斜导柱呈长方体倾斜安装在上模上。

3.根据权利要求1所述的一种航空发动机封严叶片成型模具，其特征在于：所述导滑槽沿着下模的长度方向设置，且位于两侧边上；所述左侧滑块和右侧滑块位于导滑槽之间。

4.根据权利要求1所述的一种航空发动机封严叶片成型模具，其特征在于：所述凸模位于左侧滑块和右侧滑块的之间的中间位置。

5.一种航空发动机严封叶片的加工工艺：其特征在于包括以下步骤：

A下料：选择符合要求的钛合金板料；

B预处理：在毛料表面涂润滑剂并晾干；

C产品成型：成型分为三阶段，第一阶段将成型模具升温到680℃~720℃，然后将零件预折弯，完成90°的折弯，将头部角度由R成型到R2；第二阶段，保持零件头部角度，然后将其余部分成型到位；第三阶段，运用权利要求1中所述模具的左侧滑块和右侧滑块侧推零件，将头部R从R2校形到符合设计要求的R0.6，完成零件最终成型；

D酸洗：将成型后的零件表面进行酸洗处理；

E荧光检查：用荧光检查零件表面有无缺陷；

F切边：用激光切割零件外形到最终尺寸；完成整个加工过程得到成品。

6.根据权利要求5所述的一种航空发动机严封叶片的加工工艺：其特征在于步骤A中钛合金板材要求的长宽厚尺寸为270mm×70mm×1mm，此板料的重量为0.085Kg。

7.根据权利要求5所述的一种航空发动机严封叶片的加工工艺：其特征在于步骤B中具体操作是在毛料表面涂抗氧化水剂和石墨润滑水剂后进行晾干，要求涂抹均匀，双面涂层厚度不超过0.1mm。