CN112974698A - 航空发动机用轴颈模锻方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种航空发动机用轴颈模锻方法,包括以下步骤:在软件上进行数值模拟,完成预制坯和模锻模具的设计;下料,通过镦粗得到粗坯,粗坯包括主体轴和法兰凸台,主体轴呈圆台形,法兰凸台圆周面为向外凸出的弧形面,法兰凸台位于主体轴的大端;在粗坯主体轴上加工中心通孔,将主体轴大端的中心通孔端口加工为喇叭形,在主体轴小端的中心通孔端口加工凹槽,凹槽的槽底为球面形,得到预制坯;制造模锻模具,将预制坯放入模锻模具并进行模锻。通过在粗坯的主体轴上加工中心通孔、凹槽等,在模锻时,主体轴的被镦粗,轴身的材料向中心通孔流动,将中心通孔充满,这样就大幅度提升了主体轴的变形量,使得整个轴颈锻件的变形量更加均匀。

Description

航空发动机用轴颈模锻方法
技术领域
本发明涉及航空发动机用轴颈制造技术领域,尤其是一种航空发动机用轴颈模锻方法。
背景技术
轴颈类锻件,在航空航天发动机领域应用极为广泛,对材料的组织和性能均匀性要求极高,航空发动机用轴颈锻件多为钛合金、高温合金材质,该类合金对变形量要求比较高,如果锻件本体变形量较小且变形量分布极不均匀,往往会导致锻件力学性能较低,内部组织不均匀,甚至导致锻件组织性能不合格。
某型机用前轴颈锻件如图1所示,包括圆台形的轴部以及位于轴部大端的法兰,采用常规的模锻方式进行模锻并机加工成型后,等效应变如图2所示,轴部的等效应变在0.15,而法兰部位的最大变形量达到了1.3,变形量分布极不均匀,且存在变形死区,导致锻件组织均匀性较差,性能富裕度较低。
申请号为202010705385.7的发明申请公开了一种复杂盘饼类模锻件锻造变形量控制方法,通过在deform软件上进行数值模拟来设计预制坯结构,然后通过在预制坯上变形量不足的区域设置一个或多个大斜坡结构,并在大斜坡结构上设置一个或多个台阶,并通过deform软件进行模拟模锻过程,根据模拟结果改进大斜坡和台阶的参数等。这种方式适用于长径比较小的盘饼类锻件,图1所示的主体为圆台形轴部且长径比较大的轴颈锻件变形规律与盘饼类零件不同,变形死区的位置和变形量过大区域的位置不同,因此难以采用设置大斜坡以及台阶的方式来提高低变形量区域的变形量。
CN201611161199.1公开了一种航空发动机用TC17合金β锻轴颈锻件的锻造方法,包括如下步骤:步骤1、依据锻件结构特点,利用计算机数值模拟软件,优化荒型设计,完成中间坯的设计及普通锻模具结构设计,通过调整坯料形状,保证锻件各部位对应等效应变大于0.5;步骤2、将坯料加热到850℃到865℃之间,采用2500t快锻机将坯料从¢300×740mm镦粗至完成荒坯制作;步骤3将步骤2荒坯按步骤1的中间坯设计进行机加,后加热至200~300℃保温60min,夹持出炉进行全表面润滑剂喷涂,完成中间坯制作;步骤4将预热至250~300℃的闭式挤压模具安装至压机工作台,并对型腔表面进行润滑剂喷涂,同时将步骤3中间坯加热至925℃,转移放入闭式挤压模具内,采用0.5~3mm/s速度,完成终锻锻件的挤压成形。其改进点主要是利用数值模拟改良预制坯结构尺寸、镦粗工艺参数以及模锻工艺参数等,并未针对变形死区等部位在预制坯上加工改良变形均匀性的结构。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种航空发动机用轴颈模锻方法,提高轴颈模锻变形的均匀性。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:航空发动机用轴颈模锻方法,包括以下步骤:
A、在软件上进行数值模拟,完成预制坯和模锻模具的设计;
B、在棒材上下料,通过镦粗得到粗坯,粗坯包括主体轴和法兰凸台,主体轴呈圆台形,法兰凸台圆周面为向外凸出的弧形面,法兰凸台位于主体轴的大端;
C、在粗坯主体轴上加工中心通孔,将主体轴大端的中心通孔端口加工为喇叭形,在主体轴小端的中心通孔端口加工凹槽,凹槽的槽底为球面形,得到预制坯;
D、制造模锻模具,将预制坯放入模锻模具并进行模锻。
进一步地,步骤A中,数值模拟采用deform软件。
进一步地,步骤C中,中心通孔的半径小于或等于轴颈成品半径的0.56倍。
进一步地,所述模锻模具的分型面上设置有阻力沟。
进一步地,步骤D中,预制坯放入模锻模具后,预制坯的小端与下模具的型腔底部之间具有间距,法兰凸台位于下模具的上表面。
进一步地,步骤D中,先将模锻模具预热,并向型腔内喷涂润滑剂,再将预制坯放入模锻模具。
进一步地,步骤D中,采用保温材料将预制坯和模锻模具隔开。
本发明的有益效果是:1、利用数值模拟设计预制坯和模锻模具,可识别变形死区、小变形区和大变形区,根据模拟结果优化预制坯和模锻模具结构和尺寸,使得预制坯在模锻的过程中变形量保持均匀。
2、通过在粗坯的主体轴上加工中心通孔、凹槽等,在模锻时,主体轴的被镦粗,轴身的材料向中心通孔流动,将中心通孔充满,这样就大幅度提升了主体轴的变形量,使得整个轴颈锻件的变形量更加均匀。
附图说明
图1是轴颈的示意图;
图2是采用现有技术模锻得到的轴颈等效应变图;
图3是本发明粗坯示意图;
图4是本发明预制坯示意图;
图5是预制坯模锻示意图;
图6是本发明模锻后的锻件示意图;
图7是本发明锻造得到的轴颈等效应变图;
附图标记:1—主体轴;2—法兰凸台;3—中心通孔;4—凹槽;5—阻力沟;6—保温材料。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
本发明的航空发动机用轴颈模锻方法,包括以下步骤:
A、在软件上进行数值模拟,完成预制坯和模锻模具的设计,具体采用deform软件进行数值模拟,先根据轴颈产品的形状和尺寸,随形设计预制坯的结构和尺寸,然后在deform软件中模拟该预制坯的模锻过程,可得出各部位的变形情况,识别出变形死区、小变形区等,然后调整变形死区和小变形区的结构和尺寸,再次进行模拟。重复上述过程即可得出形状和尺寸较优的预制坯,再根据预制坯形状和尺寸设计模锻模具。
经过数值模拟后,能够在变形死区、小变形区、大变形区等部位做针对性的结构优化,提高变形死区和小变形区的变形量,减小大变形区的变形量,从而提高锻件整体变形的均匀性。
B、在棒材上下料,通过镦粗得到粗坯,如图3所示,粗坯包括主体轴1和法兰凸台2,主体轴1呈圆台形,法兰凸台2圆周面为向外凸出的弧形面,法兰凸台2位于主体轴1的大端。
在步骤A中的数值模拟过程中,小变形区位于主体轴1的轴身处,大变形区位于法兰凸台2处,为了减小法兰处的变形,法兰凸台2的圆周面设置为向外凸出的弧形面,在模锻受到挤压时,有利于法兰凸台2的材料沿径向向外流动而形成法兰。
C、如图4所示,在粗坯主体轴1上加工中心通孔3,将主体轴1大端的中心通孔3端口加工为喇叭形,在主体轴1小端的中心通孔3端口加工凹槽4,凹槽4的槽底为球面形,得到预制坯。
由于主体轴1的变形量较小,因此需要增加主体轴1的变形量,本发明通过在粗坯主体轴1上加工中心通孔3,模锻时,主体轴1受挤压后会流向中心通孔3,将中心通孔3填满,这样就大幅度增加了主体轴1的变形量。
一般来说,中心通孔3的半径越大,主体轴1的变形量越大,但当中心通孔3过大时,锻件心部夹伤风险也越高,易导致产品报废,经过反复研究验证,中心通孔3的半径应当小于或等于轴颈成品半径的0.56倍,优选采用0.56倍的轴颈成品半径。
由于主体轴1小端的变形量小于大端的变形量,因此在主体轴1小端的中心通孔3端口加工球形的凹槽4,凹槽4的半径大于中心通孔3的半径,进一步促进主体轴1小端的变形,增大小端的变形量。同时为了减小主体轴1大端的变形量,主体轴1大端的中心通孔3端口加工为喇叭形,在模锻时喇叭口开口扩大,形成轴颈法兰处的内腔。
中心通孔3、喇叭口和凹槽4等结构的尺寸通过多次数值模拟确定,以保证得到最优预制坯。
D、制造模锻模具,将预制坯放入模锻模具并进行模锻。
先将模锻模具预热,并向型腔内喷涂润滑剂,再将预制坯放入模锻模具,采用保温材料6将预制坯和模锻模具隔开。喷涂润滑剂后,可以降低材料流动的阻力,促进材料流动,使锻件快速充满型腔,同时防止锻造后锻件粘模而导致脱模困难。对模锻模具预热,并且采用保温材料6将预制坯和模锻模具隔开,避免坯料与模具直接贴合,减少充型过程中坯料温度下降导致的塑性下降(或流动性变差)。此外,还可以在保温材料6与模锻模具之间撒锯末等易燃颗粒,模锻时易燃颗粒燃烧产生气体,气体可进一步起到润滑作用,同时分隔锻件和模具,防止锻件粘模,可保证锻后快速方便地脱模。
预制坯放入模锻模具后,预制坯的小端与下模具的型腔底部之间具有间距,主体轴1的侧壁与模具型腔侧壁之间具有间隙,法兰凸台2位于下模具的上表面。为了保证锻件的尺寸精度,需要对预制坯进行稳定地定位,传统的定位方式为通过主体轴1的小端端面定位,即直接将主体轴1的小端端面放在模具型腔的底部,采用这种方式定位存在一定的误差,且主体轴1的小端变形量很小,而本发明利用法兰凸台2进行定位,法兰凸台2下表面通过一圆弧段与主体轴1相连,在下模具型腔口部与弧形段贴合,从而实现预制坯的整体定位,定位精度较高。此外,由于预制坯的小端与下模具的型腔底部之间具有间距,且主体轴1的侧壁与模具型腔侧壁之间具有间隙,模锻时,从上至下对预制坯施加压力,法兰凸台2边缘部分先沿径向向外流动形成法兰,然后法兰凸台2的中部以及主体轴1朝下运动,当主体轴1小端接触型腔底部后,主体轴1外壁沿径向朝外运动,直到与型腔侧壁贴合,主体轴1内壁沿径向向内运动,直到充满中心通孔3,这样主体轴1的外壁、内壁、底部等都具有较大的变形量,整个锻件的变形均匀性得到提升。
预制坯受压后,法兰凸台2边缘沿径向向外流动形成飞边,为了增加飞边流动阻力,防止飞边过长,促进材料流入模具型腔,如图5所示,所述模锻模具的分型面上设置有阻力沟5。阻力沟5可起到阻挡飞边向外流动的作用,从而促使材料朝模具内部流动,保证锻件充满型腔。
采用本发明制得的锻件如图6所示,其等效应力图如图7所示,对比图7和图2,可以看出本发明消除了轴颈锻件的变形死区,轴部和法兰处的变形量趋于一致,大幅度提高了变形的均匀性,有利于保证锻件的质量。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已,并不用于限制本发明,对于本领域的技术人员来说,本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内,所作的任何修改、等同替换、改进等,均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.航空发动机用轴颈模锻方法,其特征在于,包括以下步骤:
A、在软件上进行数值模拟,完成预制坯和模锻模具的设计;
B、在棒材上下料,通过镦粗得到粗坯,粗坯包括主体轴(1)和法兰凸台(2),主体轴(1)呈圆台形,法兰凸台(2)圆周面为向外凸出的弧形面,法兰凸台(2)位于主体轴(1)的大端;
C、在粗坯主体轴(1)上加工中心通孔(3),将主体轴(1)大端的中心通孔(3)端口加工为喇叭形,在主体轴(1)小端的中心通孔(3)端口加工凹槽(4),凹槽(4)的槽底为球面形,得到预制坯;
D、制造模锻模具,将预制坯放入模锻模具并进行模锻。
2.如权利要求1所述的航空发动机用轴颈模锻方法,其特征在于:步骤A中,数值模拟采用deform软件。
3.如权利要求1所述的航空发动机用轴颈模锻方法,其特征在于:步骤C中,中心通孔(3)的半径小于或等于轴颈成品半径的0.56倍。
4.如权利要求1所述的航空发动机用轴颈模锻方法,其特征在于:所述模锻模具的分型面上设置有阻力沟(5)。
5.如权利要求1或4所述的航空发动机用轴颈模锻方法,其特征在于:步骤D中,预制坯放入模锻模具后,预制坯的小端与下模具的型腔底部之间具有间距,法兰凸台(2)位于下模具的上表面。
6.如权利要求1所述的航空发动机用轴颈模锻方法,其特征在于:步骤D中,先将模锻模具预热,并向型腔内喷涂润滑剂,再将预制坯放入模锻模具。
7.如权利要求1所述的航空发动机用轴颈模锻方法,其特征在于:步骤D中,采用保温材料(6)将预制坯和模锻模具隔开。
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