CN110899501A - 一种飞机发动机环形唇口的整体成形模具及成形方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞机发动机环形唇口的整体成形模具及成形方法，通过使用两步成形模具完成环形唇口零件的成形。第一步成形是通过拉深或充液的成形方式先将平板料成形为大法兰平底筒形件；第二步成形是将大法兰平底筒形件放置在第二步成形模具上，通过顶件将大法兰平底筒形件的底部托住，采用拉深或者充液的成形方式成形出环形唇口零件的外圈部分。本发明消除唇口内侧的起皱现象，回弹小，成形精度高，提高生产效率，降低生产成本。

Description

一种飞机发动机环形唇口的整体成形模具及成形方法

技术领域

本发明涉及一种蒙皮类零件的塑性成形技术，特别是一种飞机发动机环形结构唇口零件的整体成形模具及成形方法。

背景技术

飞机发动机唇口具有理顺前往发动机的气流，恢复进气压力，增加发动机工作效率等作用，因此对唇口零件外形精度、尺寸精度、装配精度提出了较高的要求。目前国内航空发动机唇口多采用分成3－4瓣成形，成形结束后进行铆接或焊接装配，采用分瓣成形具有以下几个方面的缺陷：(1)由于分瓣成形时唇口应力状态不均匀，零件截面呈“V”字形，成形后零件存在严重的回弹现象，导致零件贴膜度较差，外形精度不高，影响唇口的气动外形。(2)分瓣成形时板料与阳模之间易产生相对滑动，在唇口内圈产生起皱现象，需要进行手工修复，严重影响唇口零件的表面质量。

(3)分瓣成形时唇口内圈减薄较大，外圈部分略有增厚，导致唇口零件的内圈与外圈的强度不一致。(4)分瓣唇口零件在装配过程中，由于尺寸公差的累积，在装配最终位置处易产生较大的装配应力，飞机发动机在飞行过程中的震动，使得装配应力集中处产生松动，甚至产生脱落现象，给安全飞行带来了隐患。

(5)部分分瓣唇口采用落压成形，落锤瞬时高速撞击零件易造成的内部损伤，影响零件的使用寿命。

发明专利(CN109692911A)提供了一种环形零件尤其是航空发动机唇口类零件的成形装置及方法。包括凹模、组合冲头和压边圈，组合冲头包括冲头与反向冲头，通过氮气弹簧提供反向冲头的压力和调节反向冲头与板料之间的距离，凹模设有流体介质通道，使压力流体通过该通道进入凹模容腔内，作用在板坯下方使其变形，实现冲头与反向冲头的独立运动，实现了一套工装、同一工位下一次成形。专利(CN109692911A)所述的成形方法及装置，在成形过程中板料需经过冲头顶部圆角流入唇口零件的内圈，冲头顶部起到了拉延筋的作用，增大了进料阻力，无法解决唇口零件内圈减薄问题，对于截面高度较深的唇口零件冲头顶部的进料阻力进一步加大，易在唇口内圈凹模圆角处产生破裂，无法成形截面高度深，材料塑性差的唇口零件。拉深过程中板料与冲头顶部产生相对滑动，在板料上产生的划痕，严重影响唇口零件的表面质量。专利(CN109692911A)所述的凹模设有流体介质通道，使压力流体通过该通道进入凹模容腔内，作用在板坯下方使其变形。液体压力的作用使得板料与冲模之间产生较大的摩擦力，抑制了板料向唇口内圈流动，因此加剧了唇口零件内圈的凹模圆角处的减薄，甚至出现破裂的风险。专利(CN109692911A)所述的一套工装、同一工位下一次成形，由于一次成形的变形量较大，唇口零件外侧收缩量大，易在唇口零件外圈产生起皱现象，通过增大压边力，设置拉延筋或者增大凹模型腔的液体压力可以消除唇口外圈的起皱现象，但同时增大了板料经过冲头顶部圆角流入唇口零件内圈的阻力，导致内圈减薄较大甚至出现破裂的现象，该方法无法解决唇口零件外圈起皱与内圈减薄大及破裂的矛盾。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提供了一种航空发动机环形唇口的整体成形模具和成形方法，通过使用两步成形模具完成环形唇口零件的成形。

一种飞机发动机环形唇口的整体成形模具，包括第一步成形模具和第二步成形模具。第一步成形模具包括上模、下模、上模座、定位键、导板、压边模座、压边模、承压块、下模座、调整垫块；上模与上模座连接，上模的侧壁型面与环形唇口零件的内圈外表面的型面相同，压边模嵌入在压边模座上，下模嵌入在下模座上，上模座、压边模座、下模座均设有矩形的减轻槽，导板固定连接在上模与压边模座之间，承压块均匀的分布在下模上表面，压边模座与双动压力机的压边滑块固定连接，上模通过定位键固定在上模座上，上模圆角设置为8－10t，其中t为材料厚度。上模座与双动压力机的主滑块固定连接，下模通过调整垫块固定在下模座上，板料居中放置在下模上表面，下模座与双动压力机的工作台固定连接。

第二步成形模具包括凸模座、定位块、压边圈模座、压边圈、承压垫块、调整垫块、凹模、凹模座、氮气弹簧、导柱导套、充液接头、顶件、凸模、导板；凸模通过定位块固定在凸模座上，凸模型面与环形唇口内表面型面完全相同，压边圈为环形结构嵌入在压边圈模座里，顶件通过导柱导套及氮气弹簧固定在凹模内，顶件的型面与第一步成形模具的上模型面相同，凹模为环形槽型结构嵌入在凹模座里，凹模内型面和顶件型面在合模状态与环形唇口的外表面相同，凹模内沿中心轴线交错设置有导柱导套和氮气弹簧，充液接头安装在凹模侧面，顶件与凹模之间通过导柱导套进行导向，液体介质通过充液接头进入凹模型腔内，为零件成形提供压力；凹模、凹模座、导柱导套、氮气弹簧之间通过密封条进行密封，承压垫块均匀的设置在凹模上表面，承压垫块之间的间隔在150－200mm范围内，凸模座与双动压力机的主滑块连接，压边圈模座与双动压力机的压边滑块连接，压边圈模座与凸模之间通过导板进行导向，压边圈与压边圈模座之间通过调整垫块固定连接，凹模座固定在双动压力机工作台上，第一步成形后的大法兰平底筒形件倒置放在顶件上，法兰面与凹模上表面接触。

该环形唇口零件的整体成形方法为使用第一步成形模具和第二步成形模具进行两步成形，第一步成形是通过拉深或充液的成形方式先将平板料成形为大法兰平底筒形件，其侧壁与环形唇口零件的内圈部分型面相同；第二步成形是将大法兰平底筒形件放置在第二步成形模具上，通过顶件将大法兰平底筒形件的底部托住，采用拉深或者充液的成形方式成形出环形唇口零件的外圈部分，具体步骤如下：

步骤1，将板料下表面贴上0.05mm厚的聚乙烯薄膜，上表面除与上模接触部分外贴上0.05mm厚聚乙烯薄膜，完成后将板料居中放置在下模上表面；

步骤2，压边模在双动压力机的控制下向下移动直至与板料接触，设置压边力；

步骤3，上模在双动压力机的主滑块的作用下向下移动，在上模与板料接触时，打开增压器，使下模型腔内增压，直至上模下移至设定位置，成形唇口零件内圈部分，液体压力控制在5－15MPa；

步骤4，第一步成形结束后取出大法兰平底筒形件，揭去表面上的聚乙烯薄膜，清理零件表面后进行退火处理；

步骤5，将退火处理后的大法兰平底筒形件倒置放在第二步成形模具的顶件上，调整顶件的位置，使其法兰面与凹模上平面接触，此时压边圈下移进行压边，设置压边力；

步骤6，凸模下移至与零件接触时，打开充液接口，随着凸模下移逐渐增大凹模型腔内的液体压力直至凸模与凹模合模，完成第二步成形；

步骤7，采用激光切割机切除第二步成形后的法兰面，保留5－8mm的余量；

步骤8，对切割后的零件进行固溶处理；

步骤9，采用橡皮囊液压成形对热处理后产生的变形进行整形；

步骤10，按型胎外形线切割零件至最终外形。

本发明的有益效果是：

1.消除起皱。当整体唇口采用分瓣成形，在成形单个唇口时，易在唇口内侧产生起皱现象，采用整体唇口成形可以消除唇口内侧的起皱现象。

2.回弹小，成形精度高。由于唇口零件近似圆环结构，在整体成形过程中受力状态更加的均匀，整体成形结束后由于环形结构的约束，使得回弹降低，可以解决由于分瓣成形产生较大的回弹现象，提高了零件精度。

3.提高生产效率，降低生产成本。唇口分瓣成形时，一般分3～4瓣分别成形，成形结束后采用铆接的方式将分瓣唇口拼在一起，采用唇口整体成形时进行两道次成形出整个唇口，极大的提高了生产效率，降低了零件的生产成本。

4.壁厚均匀。由于成形方式的原因，以“O”型唇口为例，在整个成形过程中，唇口零件型面部分板料几乎不产生变薄，成形后零件的厚度接近原材料的厚度，通过有限元分析及实验验证，材料厚度变化可以控制在±5％以内，提高了零件的整体强度。

5.装配性好。唇口零件整体成形能够降低由于分瓣成形造成的公差累积，零件成形的一致性较好，可实现唇口零件的整体装配，减少唇口零件的装配周期。

6.表面质量好。当唇口零件整体成形时采用充液成形，在液体压力的作用下抑制了板料相对凸模的滑动，减少了表面滑移线，提高了零件表面质量。

7.适用范围广。该方法能够解决“O”型、长圆型、椭圆型的不同材料、尺寸的发动机唇口零件的整体成形问题。

附图说明

图1为飞机发动机环形唇口零件示意图。

图2为第一步成形模具结构图。

图3为第一步成形零件示意图。

图4为第二步成形示意图。

图5为第二步成形模具结构图。

图6为第二步成形零件示意图。

图中编号说明：1上模座、2定位键、3上模、4导板、5压边模座、6压边模、7承压块、8下模、9下模座、10凸模座、11定位块、12压边圈模座、13压边圈、14承压垫块、15调整垫块、16凹模、17凹模座、18氮气弹簧、19导柱导套、20充液接头、21顶件、22凸模、23大法兰平底筒形件、24液体介质。

具体实施方式

在本实施例中，环形唇口零件外径为1140mm，内径为900mm，材料厚度为2mm，唇口零件深度为149mm，选用的是2A16铝合金。下面结合附图及具体实施例对本发明一种飞机发动机环形唇口的整体成形方法及模具进行详细说明。

一种飞机发动机环形唇口的整体成形模具，包括第一步成形模具和第二步成形模具。第一步成形模具包括上模3、下模8、上模座1、定位键2、导板4、压边模座5、压边模6、承压块7、下模座9、调整垫块15；上模3与上模座1连接，上模3圆角设置为8－10t，其中t为材料厚度，上模3的侧壁型面与环形唇口零件的内圈外表面的型面相同，压边模6嵌入在压边模座5上，下模8嵌入在下模座9上，上模座1、压边模座5、下模座9均设有矩形的减轻槽，导板4固定连接在上模3与压边模座5之间，承压块7均匀的分布在下模8上表面，压边模座5与双动压力机的压边滑块固定连接，上模座1与双动压力机的主滑块固定连接，下模8通过调整垫块15固定在下模座9上，板料居中放置在下模8上表面，下模座9与双动压力机的工作台固定连接。

第二步成形模具包括凸模座10、定位块11、压边圈模座12、压边圈13、承压垫块14、调整垫块15、凹模16、凹模座17、氮气弹簧18、导柱导套19、充液接头20、顶件21、凸模22、导板4；凸模22通过定位块11固定在凸模座10上，凸模22型面与环形唇口零件内表面型面完全相同，压边圈13为环形结构嵌入在压边圈模座12里，顶件21通过导柱导套19及氮气弹簧18固定在凹模16内，顶件21的型面与第一步成形模具的上模3型面相同，凹模16为环形槽型结构嵌入在凹模座17里，凹模16内型面和顶件21型面在合模状态与环形唇口的外表面相同，凹模22内沿中心轴线交错设置有导柱导套19和氮气弹簧18，充液接头20安装在凹模16侧面，顶件21与凹模16之间通过导柱导套19进行导向，液体介质24通过充液接头20进入凹模16型腔内，为零件成形提供压力；凹模16、凹模座17、导柱导套19、氮气弹簧18之间通过密封条进行密封，承压垫块14均匀的设置在凹模16上表面，承压垫块14之间的间隔在150－200mm范围内，凸模座10与双动压力机的主滑块连接，压边圈模座12与双动压力机的压边滑块连接，压边圈模座12与凸模22之间通过导板4进行导向，压边圈13与压边圈模座12之间通过调整垫块15固定连接，凹模座17固定在双动压力机工作台上，第一步成形后的大法兰平底筒形件23倒置放在顶件21上，法兰面与凹模16上表面接触。

该环形唇口零件的整体成形方法为使用第一步成形模具和第二步成形模具进行两步成形，第一步成形是通过拉深或充液的成形方式先将平板料成形为大法兰平底筒形件，其侧壁与环形唇口零件的内圈部分型面相同；第二步成形是将大法兰平底筒形件放置在第二步成形模具上，通过顶件将大法兰平底筒形件的底部托住，采用拉深或者充液的成形方式成形出环形唇口零件的外圈部分，具体步骤如下：

步骤1，将板料下表面贴上0.05mm厚的聚乙烯薄膜，上表面除与上模接触部分外贴上0.05mm厚聚乙烯薄膜，完成后将板料居中放置在下模上表面，聚乙烯薄膜用于拉深过程中的润滑，减小进料阻力，平板材料可以选用铝合金、钢板等，材料厚度1－2.5mm范围内均可；

步骤2，压边模在双动压力机的控制下向下移动直至与板料接触，设置压边力，采用拉深或充液的方式成形唇口零件内圈部分，液体压力控制在5－15MPa；

步骤3，上模在双动压力机的主滑块的作用下向下移动，在上模与板料接触时，打开增压器，使下模型腔内增压，直至上模下移至设定位置，上模在进行工艺面补充时可直接将唇口内圈开口部分外插延伸10－15t(t为材料厚度)，延伸后封闭开口并进行倒圆角6－8t，拉深深度等于环形唇口零件深度、倒圆角半径和2－5mm工艺余量之和；

步骤4，第一步成形结束后取出大法兰平底筒形件，揭去表面上的聚乙烯薄膜，清理零件表面后进行退火处理；

步骤5，将退火处理后的大法兰平底筒形件倒置放在第二步成形模具的顶件上，调整顶件的位置，使其法兰面与凹模上平面接触，此时压边圈下移进行压边，设置压边力；

步骤6，凸模下移至与零件接触时，打开充液接口，随着凸模下移逐渐增大凹模型腔内的液体压力直至凸模与凹模合模，完成第二步成形；

步骤7，采用激光切割机切除第二步成形后的法兰面，保留5－8mm的余量；

步骤8，对切割后的零件进行固溶处理；

步骤9，采用橡皮囊液压成形对热处理后产生的变形进行整形，由于唇口零件整体无小特征，零件外形变化较为平缓，橡皮囊压力控制在100－180Bar即可满足整形要求；

步骤10，按型胎外形线切割零件至最终外形。

以上所述为本发明的具体实施例，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种飞机发动机环形唇口的整体成形模具，其特征在于包括第一步成形模具和第二步成形模具，第一步成形模具包括上模、下模、上模座、定位键、导板、压边模座、压边模、承压块、下模座、调整垫块；上模与上模座连接，上模的侧壁型面与环形唇口零件的内圈外表面的型面相同，压边模嵌入在压边模座上，下模嵌入在下模座上，上模座、压边模座、下模座均设有矩形的减轻槽，导板固定连接在上模与压边模座之间，承压块均匀的分布在下模上表面，压边模座与双动压力机的压边滑块固定连接，上模通过定位键固定在上模座上，上模座与双动压力机的主滑块固定连接，下模通过调整垫块固定在下模座上，板料居中放置在下模上表面，下模座与双动压力机的工作台固定连接；第二步成形模具包括凸模座、定位块、压边圈模座、压边圈、承压垫块、调整垫块、凹模、凹模座、氮气弹簧、导柱导套、充液接头、顶件、凸模、导板；凸模通过定位块固定在凸模座上，凸模型面与环形唇口内表面型面完全相同，压边圈为环形结构嵌入在压边圈模座里，顶件通过导柱导套及氮气弹簧固定在凹模内，顶件的型面与第一步成形模具的上模型面相同，凹模为环形槽型结构嵌入在凹模座里，凹模内型面和顶件型面在合模状态与环形唇口的外表面相同，凹模内沿中心轴线交错设置有导柱导套和氮气弹簧，充液接头安装在凹模侧面，顶件与凹模之间通过导柱导套进行导向，液体介质通过充液接头进入凹模型腔内，为零件成形提供压力；凹模、凹模座、导柱导套、氮气弹簧之间通过密封条进行密封，承压垫块均匀的设置在凹模上表面，承压垫块之间的间隔在150－200mm范围内，凸模座与双动压力机的主滑块连接，压边圈模座与双动压力机的压边滑块连接，压边圈模座与凸模之间通过导板进行导向，压边圈与压边圈模座之间通过调整垫块固定连接，凹模座固定在双动压力机工作台上，第一步成形后的大法兰平底筒形件倒置放在顶件上，法兰面与凹模上表面接触。

2.根据权利要求1所述的一种飞机发动机环形唇口的整体成形模具，其特征在于所述的第一步成形模具的上模圆角设置为8－10t，其中t为材料厚度。

3.根据权利要求1所述的一种飞机发动机环形唇口的整体成形模具，其特征在于所述的承压垫块为柱状高硬度金属块。

4.一种飞机发动机环形唇口的整体成形方法，其特征在于使用第一步成形模具和第二步成形模具进行两步成形，第一步成形是通过拉深或充液的成形方式先将平板料成形为大法兰平底筒形件，其侧壁与环形唇口零件的内圈部分型面相同；第二步成形是将大法兰平底筒形件放置在第二步成形模具上，通过顶件将大法兰平底筒形件的底部托住，采用拉深或者充液的成形方式成形出环形唇口零件的外圈部分，具体步骤如下：

步骤1，将板料下表面贴上0.05mm厚的聚乙烯薄膜，上表面除与上模接触部分外贴上0.05mm厚聚乙烯薄膜，完成后将板料居中放置在下模上表面；

步骤2，压边模在双动压力机的控制下向下移动直至与板料接触，设置压边力；

步骤3，上模在双动压力机的主滑块的作用下向下移动，在上模与板料接触时，打开增压器，使下模型腔内增压，直至上模下移至设定位置，成形唇口零件内圈部分，液体压力控制在5－15MPa；

步骤4，第一步成形结束后取出大法兰平底筒形件，揭去表面上的聚乙烯薄膜，清理零件表面后进行退火处理；

步骤5，将退火处理后的大法兰平底筒形件倒置放在第二步成形模具的顶件上，调整顶件的位置，使其法兰面与凹模上平面接触，此时压边圈下移进行压边，设置压边力；

步骤6，凸模下移至与零件接触时，打开充液接口，随着凸模下移逐渐增大凹模型腔内的液体压力直至凸模与凹模合模，完成第二步成形；

步骤7，采用激光切割机切除第二步成形后的法兰面，保留5－8mm的余量；

步骤8，对切割后的零件进行固溶处理；

步骤9，采用橡皮囊液压成形对热处理后产生的变形进行整形；

步骤10，按型胎外形线切割零件至最终外形。

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