CN110918848B - 一种发动机多面体构件空间包络成形方法 - Google Patents

一种发动机多面体构件空间包络成形方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种发动机多面体构件空间包络成形方法，包括以下步骤：S1、下料：坯料为圆棒料；S2、预锻件热锻成形；S3、预锻件切边：将S2所得的预锻件迅速移入预锻件切边模中，在高温态下迅速切除预锻件飞边；S4、预锻件软化与润滑处理；S5、包络模的设计；S6、空间包络成形：将S4所得的预锻件水平置入包络成形模具的下模中，预锻件相对简单的型面与下模型腔接触，预锻件相对复杂的型面与包络模型腔接触，包络模的多面分别用来成形多面体构件终锻件复杂型面的各个面；S7、终锻件切边。本发明能够提高金属的流动性能，降低成形载荷，改善模具服役状态，适用于制造具有复杂型面的发动机多面体构件。

Description

一种发动机多面体构件空间包络成形方法
技术领域
本发明涉及多面体构件加工制造技术领域，更具体地说，涉及一种发动机多面体构件空间包络成形方法。
背景技术
发动机多面体构件是发动机中用于固定输油管、排气管以及各类阀体的关键连接件，该类构件的性能直接影响发动机运行的平稳性和可靠性。随着发动机集成化、小型化和轻量化发展趋势的日益推进，对发动机多面体构件的性能要求日益严苛。然而，由于该类构件几何构型非常复杂，导致其加工难度极大。目前，发动机多面体构件通常采用切削加工工艺或整体模锻成形工艺生产。
采用切削加工工艺生产发动机多面体构件时，由于该类构件具有多个方位不同的型面，需要对坯料进行多次装夹才能完成整个构件的加工，不仅对坯料装夹要求高，甚至需要设计专用的夹具工装才能实现该类构件的精确定位与加工。其次，相比塑性成形工艺，切削加工工艺不仅加工效率低、材料利用率低，而且由于切断了金属的流线，显著降低了构件的机械性能。采用整体模锻成形工艺制造发动机多面体构件时，由于该类构件几何结构复杂，且各个边倒角小，仅为1.5mm，导致金属流动过程控制难度大，容易出现充不满、折叠等锻造缺陷，并且极易产生较大飞边，因此成品率低，材料利用率低。其次，在发动机多面体构件的多个型面交接处存在多处棱角，相应的锻模型腔中亦存在多处棱角。在整体模锻成形过程中，模具型腔内的棱角区域极易出现严重的应力集中，从而导致模具发生开裂，严重降低了模具的使用寿命。综上，现有的切削加工工艺和整体模锻成形工艺均难以实现发动机多面体构件的高性能、高效率、低成本制造。
发明内容
本发明要解决的技术问题在于，提供一种发动机多面体构件空间包络成形方法，能够显著提高金属的流动性能，降低成形载荷，改善模具服役状态，适用于制造具有复杂型面的发动机多面体构件。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：构造一种发动机多面体构件空间包络成形方法，包括以下步骤：
S1、下料：坯料为圆棒料，其直径根据发动机多面体构件的预锻件头部最大径向横截面的最大内接圆直径确定。根据等体积原则进一步计算圆棒料的高度；
S2、预锻件热锻成形：将S1下料所得的圆棒料加热至950℃～1150℃，将加热后的圆棒料竖直放入预锻件模具的凹模型腔中，凹模型腔的形状与发动机多面体构件表面的形状大致相同，通过圆棒料的圆柱面与预锻件凹模型腔内表面内切接触的方式进行圆棒料的精确定位；通过压力机带动模具合模，在锻打出预锻件头部形状的同时挤出预锻件矩形杆部；
S3、预锻件切边：将S2所得的预锻件迅速移入预锻件切边模中，在高温态下迅速切除预锻件飞边；
S4、预锻件软化与润滑处理：将S3所得预锻件进行退火处理、喷丸去氧化皮处理和磷皂化处理；
S5、包络模的设计：包络模是一个由多面构成的复杂非对称锥体，包络模的包络旋转顶点选取在终锻件相对复杂型面的几何中心，其各个面与多面体构件终锻件复杂型面的各个面相匹配；将由包络模所成形的多面体构件终锻件相对复杂型面上的每个面按照公式(1)和公式(2)变换至包络模锥形基体表面，将变换后的面与包络模锥形基体进行缝合即可获得包络模；
τ1(x1，y1，z1)＝τ0(x0，y0，z0)·M (1)
Figure GDA0002768108400000031
其中，τ0(x0,y0,z0)为多面体构件相对复杂型面上任一面的面方程，τ1(x1,y1,z1)为与τ0(x0,y0,z0)所对应的包络模上的面方程，M为旋转矩阵，γ为包络模锥角。
S6、空间包络成形：将S4所得的预锻件水平置入包络成形模具的下模中，预锻件相对简单的型面与下模型腔接触，预锻件相对复杂的型面与包络模型腔接触，包络模的多面分别用来成形多面体构件终锻件复杂型面的各个面；预锻件在下模的推动下向包络模靠近，与此同时包络模做空间包络运动，预锻件在包络模和下模的共同作用下逐渐产生连续局部塑性变形，直至非回转多面体构件终锻件的1.5mm小倒角完全充满且整个终锻件被作回转运动的包络模完全包络成形；在完成包络成形后，下模反向运动，同时下模中的顶出杆将多面体构件的终锻件顶出型腔；
S7、终锻件切边：将S6所获的终锻件放入终锻件切边凹模，在压力机的加载下切除终锻件飞边，获得最终的发动机多面体构件。
上述方案中，预锻件的设计方法为：将终锻件等比例缩小3％～5％，将终锻件缩小所减少的金属补偿到预锻件相对复杂的型面上，以保证终锻件小倒角可以完全充满、无折叠且整个终锻件可以成形；对于影响预锻件脱模的倒锥度部分，在预锻件上采用切除金属的方法进行修正，并将所切除的金属补偿到预锻件相对复杂的型面上。
上述方案中，空间包络成形的终锻件分模面为终锻件水平方向的最大轴截面，该位置能够保证终锻件顺利从包络模和下模中脱出，不与包络模和下模发生干涉。
上述方案中，终锻件脱模时，顶出杆沿着平行于压力机轴线且经过终锻件重心的方向顶出终锻件，确保终锻件顶出时受力均衡。
上述方案中，终锻件切飞边时，终锻件相对复杂的型面放入切边凹模内，切边冲头作用于终锻件相对简单的型面，确保终锻件相对复杂的型面在切飞边时不被撕裂。
实施本发明的发动机多面体构件空间包络成形方法，具有以下有益效果：
(1)相比切削加工工艺，采用本发明所提出的空间包络成形方法成形发动机多面体构件，不仅显著提高加工效率和材料利用率，而且能够获得金属流线连续的发动机多面体构件。
(2)相比整体模锻成形工艺，采用本发明所提出的空间包络成形方法成形发动机多面体构件能够显著提高金属的流动性能，避免出现充不满、折叠等锻造缺陷，可以实现1.5mm小倒角多面体构件近净成形，同时减小锻件飞边，提高材料利用率。
(3)采用本发明所提出的空间包络成形工艺成形发动机多面体构件，能够显著降低成形载荷，改善模具型腔内应力分布状态，避免模具型腔棱角区域出现严重的应力集中现象，从而显著提高模具寿命。
(4)采用本发明所提出的空间包络成形工艺成形发动机多面体构件，不仅成形效率高、成形精度高，而且能够获得晶粒细小、碳化物分布均匀、金属流线连续的锻件，是一种高性能、高效率、高精度、低成本的发动机多面体构件成形方法。
附图说明
下面将结合附图及实施例对本发明作进一步说明，附图中：
图1是发动机多面体构件主视图；
图2是发动机多面体构件俯视图；
图3是发动机多面体构件左视图；
图4是发动机多面体构件的预锻件设计示意图；
图5是发动机多面体构件的圆棒料直径设计示意图；
图6是发动机多面体构件的终锻件分模面示意图；
图7是发动机多面体构件的预锻件成形示意图；
图8是发动机多面体构件的包络模主视图；
图9是发动机多面体构件的包络模剖面图；
图10是发动机多面体构件的包络成形示意图；
图11是发动机多面体构件的终锻件切边示意图。
具体实施方式
为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图详细说明本发明的具体实施方式。
图1、图2和图3分别为待成形的发动机多面体构件的主视图、俯视图和左视图，其最大长度为53mm，最大宽度为48mm，最大高度为39mm。
预锻件设计：本实施例中预锻件的设计方法如图4所示，其具体过程为：将终锻件等比例缩小5％，将终锻件缩小所减少的金属补偿到预锻件相对复杂的型面上，以保证终锻件的1.5mm小倒角可以完全充满、无折叠且整个终锻件可以成形；对于影响预锻件脱模的倒锥度部分，在预锻件上采用切除金属的方法进行修正，并将所切除的金属补偿到预锻件相对复杂的型面上。
坯料设计：本实施例中所用的坯料为圆棒料，根据发动机多面体构件头部最大径向横截面的最大内接圆直径，确定所选的圆棒料直径为D＝40mm，如图5所示。根据等体积原则进一步计算圆棒料的高度为H＝33.4mm。
本实施例中发动机多面体构件的具体成形过程为：
S1、下料：采用圆盘锯切下料方式获得圆棒料φ40×33.4mm；
S2、预锻件热锻成形：将S1下料所得的圆棒料加热至950℃～1150℃，将加热后的圆棒料竖直放入预锻件模具的凹模4中，凹模4上方为凸模1，如图7所示。通过圆棒料的圆柱面与预锻件凹模4的型腔内表面内切接触的方式对圆棒料2进行精确定位；通过压力机带动预锻件模具合模，在锻打出构件头部形状的同时挤出矩形杆部，获得预锻件3；
S3、预锻件切边：将S2所得的预锻件迅速移入预锻件切边模中，在高温态下迅速切除预锻件飞边；
S4、预锻件软化与润滑处理：将S3所得预锻件进行退火处理、喷丸去氧化皮处理和磷皂化处理；
S5、包络模设计：本实施例中空间包络成形的终锻件分模面为终锻件水平方向的最大轴截面，如图6。该位置能够保证终锻件顺利从包络模和下模中脱出，不与包络模和下模发生干涉。包络模的包络旋转顶点选取在终锻件相对复杂型面的几何中心点C，如图8和图9所示。包络模的设计方法为：将由包络模所成形的相对复杂型面上的每个面按照公式(1)和公式(2)变换至包络模锥形基体表面，将变换后的面与包络模锥形基体进行缝合即可获得包络模。
τ1(x1，y1，z1)＝τ0(x0，y0，z0)·M (1)
Figure GDA0002768108400000061
其中，τ0(x0,y0,z0)为发动机多面体构件相对复杂型面中任一面的面方程，τ1(x1,y1,z1)为与τ0(x0,y0,z0)对应的包络模上的面方程，M为旋转矩阵，γ为包络模锥角。图8和图9分别为包络模的主视图和剖面图。
S5、空间包络成形：将S4所得的预锻件水平置入下模7中，预锻件相对简单的型面与下模型腔接触，预锻件相对复杂的型面与包络模5的型腔接触，包络模的多面分别用来成形多面体构件终锻件复杂型面的各个面，如图10所示。预锻件6在下模7的推动下以速度v＝5mm/s向包络模5靠近，与此同时包络模5做空间包络运动，预锻件2在包络模和下模的共同作用下逐渐产生连续局部塑性变形，直至非回转多面体构件终锻件的1.5mm小倒角完全充满且整个终锻件被作回转运动的包络模完全包络成形；在完成包络成形后，下模7反向运动，同时下模中的顶出杆8将多面体构件的终锻件顶出型腔；
S6、终锻件切边：将S5所获的终锻件10放入图11的终锻件切边凹模11中，压力机带动切边冲头9向下运动，切除终锻件10的飞边，获得最终的发动机多面体构件；
本实施例中，终锻件脱模时，顶出杆8沿着过终锻件重心G的压力机轴线方向顶出终锻件，如图10所示，从而确保终锻件顶出时受力均衡。
本实施例中，终锻件切飞边时，终锻件相对复杂的型面放入切边凹模11内，切边冲头9作用于终锻件相对简单的型面，确保终锻件相对复杂的型面在切飞边时不被撕裂，如图11所示。
上面结合附图对本发明的实施例进行了描述，但是本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护之内。

Claims (5)

1.一种发动机多面体构件空间包络成形方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、下料：坯料为圆棒料，其直径根据发动机多面体构件的预锻件头部最大径向横截面的最大内接圆直径确定；根据等体积原则进一步计算圆棒料的高度；
S2、预锻件热锻成形：将S1下料所得的圆棒料加热至950℃～1150℃，将加热后的圆棒料竖直放入预锻件模具的凹模型腔中，凹模型腔的形状与发动机多面体构件表面的形状大致相同，通过圆棒料的圆柱面与预锻件凹模型腔内表面内切接触的方式进行圆棒料的精确定位；通过压力机带动模具合模，在锻打出预锻件头部形状的同时挤出预锻件矩形杆部；
S3、预锻件切边：将S2所得的预锻件迅速移入预锻件切边模中，在高温态下迅速切除预锻件飞边；
S4、预锻件软化与润滑处理：将S3所得预锻件进行退火处理、喷丸去氧化皮处理和磷皂化处理；
S5、包络模的设计：包络模是一个由多面构成的复杂非对称锥体，包络模的包络旋转顶点选取在终锻件相对复杂型面的几何中心，其各个面与多面体构件终锻件复杂型面的各个面相匹配；将由包络模所成形的多面体构件终锻件相对复杂型面上的每个面按照公式(1)和公式(2)变换至包络模锥形基体表面，将变换后的面与包络模锥形基体进行缝合即可获得包络模；
τ1(x1，y1，z1)＝τ0(x0，y0，z0)·M (1)
Figure FDA0002768108390000011
其中，τ0(x0，y0，z0)为多面体构件相对复杂型面上任一面的面方程，τ1(x1，y1，z1)为与τ0(x0，y0，z0)所对应的包络模上的面方程，M为旋转矩阵，γ为包络模锥角；
S6、空间包络成形：将S4所得的预锻件水平置入包络成形模具的下模中，预锻件相对简单的型面与下模型腔接触，预锻件相对复杂的型面与包络模型腔接触，包络模的多面分别用来成形多面体构件终锻件复杂型面的各个面；预锻件在下模的推动下向包络模靠近，与此同时包络模做空间包络运动，预锻件在包络模和下模的共同作用下逐渐产生连续局部塑性变形，直至非回转多面体构件终锻件的1.5mm小倒角完全充满且整个终锻件被作回转运动的包络模完全包络成形；在完成包络成形后，下模反向运动，同时下模中的顶出杆将多面体构件的终锻件顶出型腔；
S7、终锻件切边：将S6所获的终锻件放入终锻件切边凹模，在压力机的加载下切除终锻件飞边，获得最终的发动机多面体构件。
2.根据权利要求1所述的发动机多面体构件空间包络成形方法，其特征在于，预锻件的设计方法为：将终锻件等比例缩小3％～5％，将终锻件缩小所减少的金属补偿到预锻件相对复杂的型面上，保证终锻件小倒角可以完全充满、无折叠且整个终锻件可以成形；对于影响预锻件脱模的倒锥度部分，在预锻件上采用切除金属的方法进行修正，并将所切除的金属补偿到预锻件相对复杂的型面上。
3.根据权利要求1所述的发动机多面体构件空间包络成形方法，其特征在于，空间包络成形的终锻件分模面为终锻件水平方向的最大轴截面。
4.根据权利要求1所述的发动机多面体构件空间包络成形方法，其特征在于，终锻件脱模时，顶出杆沿着平行于压力机轴线且经过终锻件重心的方向顶出终锻件。
5.根据权利要求1所述的发动机多面体构件空间包络成形方法，其特征在于，终锻件切飞边时，终锻件相对复杂的型面放入切边凹模内，切边冲头作用于终锻件相对简单的型面。
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