CN114160700A - 一种航空发动机环形唇口整体成形方法及成形模具 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机环形唇口整体成形方法及成形模具，根据环形唇口的理论模型构造环形唇口的第一工艺模型，通过第一工艺模型成形环形唇口的内侧壁，根据唇口的理论模型和第一工艺模型构造环形唇口的第二工艺模型，通过第二工艺模型成形环形唇口的外侧壁，根据第一工艺模型制作内侧壁拉深模具，通过内侧壁拉深模具对展开料板进行内侧壁拉深成形，使展开料板向上凸起变形，形成与第一工艺模型匹配的第一半成品；根据第二工艺模型制作外侧壁拉深模具，通过外侧壁拉深模具将含预制孔的第一半成品进行外侧壁拉深成形，形成与第二工艺模型匹配的第二半成品，根据环形唇口的理论模型制作校形模具，通过校形模具将第二半成品的内压延边向下施压贴模完成内侧壁终成形，切割外压延边即可。

Description

一种航空发动机环形唇口整体成形方法及成形模具

技术领域

本申请涉及飞机制造领域的一种金属塑性成形技术，具体是一种航空发动机唇口整体拉深成形方法及成形模具，尤其适用于变截面发动机环形唇口整体拉深成形。

背景技术

公知拉深成形是利用金属塑性变形和材料流动转移实现成形，发动机唇口因整体成形难度大；国内外飞机轰六、波音737、空客A320等均不得不采取分三至四段成形。国内专利公布号CN 110434216 A公开了环形唇口件整体充液成形方法，其原理是采取两次被动充液拉深成形，利用高压液体对板料与凸模施压，通过增加板料与凸模侧壁摩擦提高成形极限实现整体成形。现有技术主要存在问题如下：一是在高压液体作用下中间补充面区域与凸模摩擦阻力过大，不能充分利用材料流动转移；二是国内飞机设计选材规范GJB2053规定，发动机唇口常规选材最大宽度仅2米，该方法仅适用约1.5米级，深度约0.12米标准圆形唇口成形；三是发动机唇口普遍是非标准圆、变截面形状，实际应用模具部件间有严格方向性配合要求，一旦出现相对位置旋转或装反，容易导致安全事故；四是材料宽度不足成形后期无法压边及密封，在成形更大更深唇口时容易发生高压液体喷射泄漏，且有外侧壁皱严重；尤其是1.7米级且深度达0.19米变截面唇口实现整体成形更加困难，在材料宽度不足条件下，需要更大塑性变形量维持变形过程，局部区域容易出现橘皮、粗晶问题，会降低产品的结构强度。

发明内容

为了克服现有技术受发动机唇口形状限制，工艺补充面材料流动转移不充分，且受原材料宽度限制，制约尺寸及深度更大，形状更复杂发动机唇口实现整体成形方面的缺陷。

本申请的目的之一在于提供一种航空发动机环形唇口整体成形方法，通过合理变形次序、变形方式、变形量分布、增加补充面变形量克服原材料宽度不足制约更大、更深环形唇口整体成形的难题。

本申请的目的之二在于提供一种实现航空发动机环形唇口整体成形的模具，通过优化模具结构拓展航空发动机唇口整体成形适用范围。

一种航空发动机环形唇口整体成形方法，环形唇口为深槽环形壳体结构，已知环形唇口的理论模型，环形唇口理论模型的截面为抛物线，环形唇口理论模型含有内侧壁和外侧壁，其特征在于包含以下内容：1)根据环形唇口的理论模型构造环形唇口的第一工艺模型，通过第一工艺模型成形环形唇口的内侧壁，第一工艺模型为盆形壳体结构，其中心截面为几字型，盆形壳体结构含有圆形底部、环形侧壁和法兰边，圆形底部为补充面，环形侧壁与环形唇口的内侧壁曲率一致，法兰边的宽度满足环形唇口外侧壁拉深与外压延边用余料；2)根据环形唇口的理论模型和第一工艺模型构造环形唇口的第二工艺模型，通过第二工艺模型成形环形唇口的外侧壁，第二工艺模型含有圆形底部、环形槽和外压延边，第二工艺模型的圆形底部和环形槽内壁与第一工艺模型的圆形底部、环形侧壁一致，第二工艺模型的环形槽外壁与环形唇口外侧壁曲率一致，外压延边延续在环形槽的外侧壁上；3)根据环形唇口的理论模型、第一工艺模型和第二工艺模型制造展开板料；4)根据第一工艺模型制作内侧壁拉深模具，通过内侧壁拉深模具对展开料板进行内侧壁拉深成形，使展开料板向上凸起变形，形成与第一工艺模型匹配的第一半成品；5)在第一半成品的圆形底部开设一个预制孔，预制孔的外侧为内压延边；6)根据第二工艺模型制作外侧壁拉深模具，通过外侧壁拉深模具将含预制孔的第一半成品进行外侧壁拉深成形，使第一半成品法兰边拉深变形，形成与第二工艺模型匹配的第二半成品，第二半成品上含有内压延边、外压延边；7)根据环形唇口的理论模型制作校形模具，通过校形模具将第二半成品的内压延边向下施压贴模完成内侧壁终成形，切割外压延边即可。

进一步地，所述第一工艺模型环形侧壁的高度低于环形唇口理论模型的内侧壁高度。

进一步地，所述第一工艺模型的法兰边上含有拉延筋。

进一步地，所述第二工艺模型的外压延边上含有拉延筋。

再进一步地，所述的环形唇口理论模型截面的抛物线高度和宽度为渐变结构，环形唇口理论模型的左右两侧截面的抛物线高度和宽度小于环形唇口理论模型的上下两端截面的抛物线高度和宽度，根据环形唇口的理论模型和环形唇口第二工艺模型制造的展开板料为椭圆形，椭圆形展开板料的长轴对应环形唇口理论模型的上下两端，椭圆形展开板料的短轴对应环形唇口理论模型的左右两侧。

更进一步地，所述第一工艺模型的法兰边上的拉延筋为变高结构，与环形唇口的理论模型的上下端对应位置的拉延筋最低，与环形唇口的理论模型的左右端对应位置的拉延筋最高。

更进一步地，所述第二工艺模型的外压延边的拉延筋为等高结构。

更进一步地，所述的第二工艺模型的外压延边的拉延筋位置与第一工艺模型的法兰边上的拉延筋位置匹配，第二工艺模型的拉延筋截面与第一工艺模型变高结构拉延筋最高位置截面一致。

实现上述航空发动机环形唇口整体成形的内侧壁拉深模具，其特征在于，所述的内侧壁拉深模具含有第一下模、第一压边圈和第一上模，所述的第一上模的下表面为工作面，第一上模的下表面与第一工艺模型的上表面匹配，所述的第一下模的上表面为工作面，第一下模为圆形阶梯结构，第一下模的上部台阶为圆盆体形，该圆盆体与第一工艺模型的盆形壳体结构的圆形底部和环形侧壁匹配，第一下模的中部台阶为圆柱体形，该圆柱体外侧壁与第一压边圈匹配，第一下模的下部台阶为更大直径的圆柱体形，是装模用的圆柱台阶，所述的第一压边圈的上表面为工作面，第一压边圈的上表面与第一工艺模型的盆形壳体下端法兰边匹配。

进一步地，所述的第一压边圈的上表面设有压延筋，所述的第一上模的下表面设有与压延筋对应的躲避槽。

进一步地，在第一压边圈的下表面有拉深设备顶杆的对接点，在第一下模的下陷台阶处设有拉深设备顶杆通过孔。

进一步地，在第一下模中部台阶上表面的近外缘处设有第一导向柱，在第一压边圈和第一上模上分别设有对应第一导向柱的导向通孔。

实现上述航空发动机环形唇口整体成形的内侧壁拉深模具，其特征在于，所述的外侧壁拉深模具含有第二下模、第二压边圈、第二上模和保形顶件，所述的第二上模的下表面为工作面，第二上模的下表面为环形凸面，第二上模环形凸面的内侧与第一工艺模型的盆形壳体结构的圆形底部和环形侧壁匹配，第二上模环形凸面的外侧与环形唇口的外侧壁匹配；所述的保形顶件位于第二下模的中部，保形顶杆的上部表面为工作面，保形顶件的上部表面与第二上模下表面的环形凸面内侧对应匹配，保形顶件的下部为圆柱体，所述的第二下模的上表面为工作面，第二下模中心是一个碗状台阶凹槽，碗状台阶凹槽的外侧是压边环形面，该环形面与第二工艺模型的外压延边匹配，碗状台阶凹槽侧壁上部是弧形与环形唇口的外侧壁匹配，碗状台阶凹槽侧壁下部是圆柱形槽腔，该圆柱形槽腔与保形顶件下部的圆柱体匹配，所述的第二压边圈下表面是工作面，第二压边圈下表面与第二下模上表面的环形面匹配。

进一步地，所述的第二下模的环形面上设有拉延筋，该拉延筋与第二工艺模型外压延边拉延筋匹配，所述的第二压边圈的下表面设有与该拉延筋对应的躲避槽。

进一步地，所述的第二下模的圆柱形槽腔底部设有拉深设备顶杆通过孔，所述的保形顶件的下表面设有与第二下模顶杆通过孔位置匹配的顶杆对接点。

进一步地，在保形顶件的顶端设有第二导向柱，在第二上模上设有第二导向柱的导向通孔；在第二下模的圆柱形槽腔底部设有第三导向柱，在保形顶件的下表面设有第三导向柱的导向通孔；在第二下模的上表面环形面边缘上设有第四导向柱，在第二压边圈下表面设有第四导向柱的导向通孔。

实现上述航空发动机环形唇口整体成形的校形模具，其特征在于，所述的校形模具的工作面与环形唇口的理论模型匹配。

本申请有益效果如下：

1)本申请内侧壁拉深成形通过降低环形唇口内侧壁深度可以降低拉深成形难度，同时通过圆形底部补充面，材料变形接近等效双拉胀形状态。可在较大成形力作用下增加内侧壁及补充面变形量，变形均匀、减薄率低，减少法兰边材料流入量。

2)本申请内侧壁拉深成形通过采用椭圆形展开板料结合变高结构拉延筋，可改善法兰边阻力分布，使材料由长轴向短轴流动补偿，适用于更深或更大唇口成形，确保第一半成品法兰边宽度均匀性。

3)本申请外侧壁拉深成形时在等高拉延筋及保形顶件增阻作用下，环形唇口外侧壁变形时可增加双拉胀形效果，变形均匀且抗破裂极限高，可通过尽量增加外侧壁变形量，再次减少成形所需毛料。

4)本申请终成形时，充分利用圆形底部减薄率低，开预备孔变形抗力小的优势，既达到易于成形，又可将补充面充分转变为内侧壁有效型面。

5)本申请成形模具采用的导向方式可提高成形过程的稳定性，带导向模具具有防差错功能，尤其适用形状近视标准圆环、变截面、防错困难环形唇口整体成形，适用范围更广。

因此本申请技术方案具有变形均匀优点，可充分将补充面区材料转移补偿内侧壁和外侧壁有效型面，材料流动转移充分，适用唇口形状范围广的显著优势。

以下结合实施例附图对本申请作进一步详细描述：

附图说明：

图1是本申请环形唇口的理论模型形状意图

图2是本申请环形唇口第一工艺模型中心截面示意图

图3是本申请环形唇口第一工艺模型立体结构示意图

图4是本申请环形唇口第二工艺模型中心截面示意图

图5是本申请环形唇口椭圆展开板料形状示意图

图6是本申请环形唇口内侧壁拉深模具的第一下模结构示意图

图7是本申请环形唇口内侧壁拉深成形原理示意图

图8是本申请环形唇口第一半成品结构示意图

图9是本申请环形唇口外侧壁拉深模具的第二下模结构示意图

图10是本申请环形唇口外侧壁拉深模具的保形顶件结构示意图

图11是本申请环形唇口外侧壁拉深成形原理示意图

图12是本申请环形唇口内侧壁终成形原理示意图

图中编号说明：1.理论模型，2.外侧壁，3.内侧壁，4.第一工艺模型，5.圆形底部、6环形侧壁，7法兰边，8.拉延筋，9.第二工艺模型，10.环形槽，11.外压延边，12.展开板料，13.长轴，14.短轴，15.第一半成品，16.预制孔，17.内压延边,18.第一下模，19.第一压边圈，20.第一上模,21.上部台阶,22.直中部台阶,23.对接点，24.第二半成品，25.躲避槽,26.顶杆通过孔，27.第一导向柱,28.第二下模，29.第二压边圈,30.第二上模，31.保形顶件，32.环形凸面,33.圆柱体，34.碗状台阶凹槽，35.环形面，36.圆柱形槽腔,37.第二导向柱，38.第三导向柱，39.第四导向柱，40.导向通孔，41.校形模具。

具体实施方式:

首先介绍本申请发动机环形唇口结构及成形工艺性。

参照附图1，本申请环形唇口理论模型1为近似标准圆环的抛物线变截流线结构，其外侧壁2最大尺寸约1.71米，最大深度约0.14米；内侧壁3最大尺寸约1.42米，最大深度约0.19米。通常为满足环形唇口气动要求，环形唇口理论模型1左右两侧截面的抛物线高度和宽度略小于环形唇口理论模型的上下两端截面的抛物线高度和宽度，整体形状十分近视标准圆环形状，制造过程成形及防差错困难。按照变形前、后材料体积不变原理，经过估算唇口展开毛料形状为近似2.1米圆形；而飞机选材规范GJB2053规定选用材料最大宽度仅2.0米。受多种因数限制，目前国内、外同类产品最大只能实现约1.5米级，深度约0.12米环形唇口整体成形。

其次介绍本申请发动机环形唇口整体成形实施方法。

为了解决上述制约更大或更深发动机唇口整体成形难题，本申请采取技术方案实施步骤如下：

步骤1)参照附图1至附图3，根据环形唇口的理论模型1构造环形唇口的第一工艺模型4，通过第一工艺模型4成形环形唇口的内侧壁3，第一工艺模型4为盆形壳体结构，其中心截面为几字型，盆形壳体结构含有圆形底部5、环形侧壁6和法兰边7，圆形底部5为补充面，环形侧壁6与环形唇口的内侧壁3曲率一致，法兰边7的宽度满足环形唇口外侧壁2拉深与外压延边11用余料。需要解释说明两点：一是第一工艺模型4环形侧壁6的高度低于环形唇口理论模型的内侧壁3高度；二是第一工艺模型的法兰边7上设有拉延筋8。其目的是通过拉延筋8可以增加双拉胀形效果，加大内侧壁3与圆形底部5变形量，减少材料流入为外侧壁2拉深时变形留足压边余量。

步骤2)参照附图1至附图4，根据环形唇口的理论模型1和第一工艺模型4构造唇口的第二工艺模型9，通过第二工艺模型9成形环形唇口的外侧壁2，第二工艺模型9含有圆形底部5、环形槽10和外压延边11，第二工艺模型9的圆形底部5和环形槽10内壁与第一工艺模型4的圆形底部5、环形侧壁6一致，第二工艺模型的环形槽10外壁与环形唇口外侧壁2曲率一致，外压延边11延续在环形槽10的外侧壁2上。需要解释说明三点：一是第二工艺模型9的外压延边11上设有拉延筋8；二是第一工艺模型4的拉延筋与第二工艺模型9的拉延筋位置匹配；三是第二工艺模型9的拉延筋截面与第一工艺模型4变高结构拉延筋最高位置截面一致。其目的有两方面：一是为了避免外侧壁2拉深时，压伤内侧壁3拉深形成的拉延筋8；二是外侧壁拉深时通过拉延筋8可以较大成形力增加第一工艺模型4的法兰边7转变为外侧壁2胀形效果，提高抗破裂极限。

步骤3)参照附图1至附图5，根据环形唇口的理论模型1、第一工艺模型4和第二工艺模型9制造展开板料12。需要解释说明是：因为环形唇口左右两侧截面的抛物线高度和宽度略小于上下两端截面的抛物线高度和宽度，因此展开板料12为椭圆形，椭圆形展开板料的长轴13对应环形唇口上下两端，椭圆形展开板料的短轴14对应环形唇口左右两侧。另外受材料用量限制，选材最大宽度仅2米，而长度不受限制，因此本申请针对更大、更深环形唇口，展开板料12最好是一个长轴为2.1米，短轴为2米的椭圆；其目的是达到用尽量小的原材料制造更大或更深环形唇口。

步骤4)参照附图1至附图3、附图6、附图7，根据第一工艺模型4制作内侧壁拉深模具，通过内侧壁拉深模具对展开料板12进行内侧壁3拉深成形，使展开料板向上凸起变形，形成与第一工艺模型4匹配的第一半成品15。需要解释说明是第一工艺模型4的拉延筋8为流线过渡变高结构，与环形唇口上下端对应位置的拉延筋最低，与环形唇口左右端对应位置的拉延筋最高。其目的是通过变高拉延筋8调节流料差，实现内侧壁3拉深时椭圆展开板料12由长轴13向短轴14流动补偿，确保第一半成品15法兰边7宽度均匀性。另外内侧壁3拉深成形时，材料变形处于接近等效双拉胀形状态，整体变形相对均匀，但因摩擦圆形底部5减薄量明显低于内侧壁3。

步骤5)参照附图2、附图8，在第一半成品15的圆形底部开设一个预制孔16，预制孔16的外侧为内压延边17；需要解释说明的是：开预制孔16目的是减少外侧壁2拉深时内压延边17阻力，可以使预制孔16小变形量胀大变形，转移少部分材料到内侧壁3作补偿，减少变形所需材料尺寸。

步骤6)参照附图4、附图8至附图11，根据第二工艺模型9制作外侧壁拉深模具，通过外侧壁拉深模具将含预制孔16的第一半成品15进行外侧壁2拉深成形，使第一半成品15法兰边5拉深变形，形成与第二工艺模型9匹配的第二半成品24，第二半成品24上含有内压延边17、外压延边11。需要解释说明的是：外侧壁2拉深时，内压延边17、外压延边11单侧流料过多都不利成形，此时可采取在流料过多一侧铺塑料薄膜提高单侧压紧程度，也可在两侧涂抹不同润滑效果的润滑油形成阻力效果差。

步骤7)参照附图1、附图4、附图12，根据环形唇口的理论模型1制作校形模具41，通过校形模具41将第二半成品24的内压延边17向下施压贴模完成内侧壁3终成形，切割外压延边11及余量即可。

为了便于正确理解本申请技术方案，需要解释本专业知识，板料受力状态主要有单向拉伸，双向拉伸胀形两种方式，单拉向拉伸即条带料沿两端拉伸，而双向拉伸胀形即吹气球变形方式。两种变形方式的变形均匀性及抗破裂极限有显著区别，以铝合金举例，单向拉伸减薄极限仅为15％，而等效双向拉伸胀形减薄极限高达30％。基于形变方式差别，本申请内侧壁3拉深属于双向拉伸胀形方式，而外侧壁2拉深也是通过外侧等高拉延筋8与保形顶件31尽量增加双向拉伸胀形效果，其目的提高外侧壁2与内侧壁3变形均匀及抗破裂极限。

再次介绍用于上述航空发动机环形唇口整体成形的内侧壁拉深模具

参照附图2、附图3、附图6、附图7，所述的内侧壁拉深模具含有第一下模18、第一压边圈19和第一上模20。所述的第一上模20的下表面为工作面，第一上模20的下表面与第一工艺模型4的上表面匹配。所述的第一下模18的上表面为工作面，第一下模18的上表面为圆形阶梯结构，第一下模18的上部台阶21为圆盆体形，该圆盆体与第一工艺模型4的盆形壳体结构的圆形底部5和环形侧壁6匹配，第一下模18的中部台阶22为圆柱体形，该圆柱体外侧壁与第一压边圈19匹配，第一下模18的下部台阶为更大直径的圆柱体形，是装模用的圆柱台阶。所述的第一压边圈19的上表面为工作面，第一压边圈19的上表面与第一工艺模型4的盆形壳体下端法兰边7匹配。

进一步地，所述的第一压边圈19的上表面设有拉延筋8，该拉延筋与第一工艺模型法兰边拉延筋8匹配，所述的第一上模20的下表面设有与拉延筋8对应的躲避槽25。

进一步地，所述的第一下模18中部台阶22的平面部位设有拉深设备顶杆通过孔26，所述的第一压边圈19的下表面设有与顶杆通过孔26位置匹配的顶杆对接点23，顶杆穿过第一下模的顶杆通过孔26作用于第一压边圈19下表面对接点23，提供拉深压边力。需要说明的是，通常第一压边圈19的下表面为平面，但是在保证刚性基础上，下表面可设计为网状加强结构，只要设备顶杆位置设置相应对接点23即可，其目的既可限度减少模具的重量，又可降低与第一下模中部台阶22平面部位配合要求。

进一步地，所述的第一下模18中部台阶22上表面的近外缘处设有第一导向柱27，在第一压边圈19和第一上模20上分别设有对应的第一导向柱27的导向过孔。为了拉深模具稳定工作，第一导向柱27一般为三个。第一导向柱27的作用主要有三个方面：一是可在第一下模18与第一压边圈19匹配的直壁部位留间隙避免摩擦提高垂直运动可靠性；二是可将三个第一导向柱27设计为与模具中心夹角不等或间距不等防差错结构，使本申请适用于任意变截面唇口成形；三是模具带导向功能后，装模错误时无法装模，可提前发现错误，可以避免因模具高度近视圆环形，使用相对错位甚至反装造成设备或模具损坏。

从次介绍用于上述航空发动机环形唇口整体成形的外侧壁拉深模具。

参照图2、附图4、附图9至附图11，所述的外侧壁拉深模具含有第二下模28、第二压边圈29、第二上模30和保形顶件31。所述的第二上模28的下表面为工作面，第二上模30的下表面为环形凸面32，第二上模环形凸面32的内侧与第一工艺模型4的盆形壳体结构的圆形底部5和环形侧壁6匹配，第二上模环形凸面32的外侧与环形唇口的外侧壁2匹配。所述的保形顶件位于第二下模的中部，保形顶件31上部表面为工作面，保形顶件31的上部表面与第二上模30下表面的环形凸面32内侧对应匹配，保形顶件31的下部为圆柱体33。所述的第二下模28的上表面为工作面，第二下模28上表面中心是一个碗状台阶凹槽34，碗状台阶凹槽34的外侧是环形面35，该环形面35与第二工艺模型9的外压延边11匹配，碗状台阶凹槽34侧壁上部与环形唇口的外侧壁2匹配，碗状台阶凹槽34侧壁下部是圆柱形槽腔36，该圆柱形槽腔36与保形顶件31下部的圆柱体33匹配，所述的第二压边圈29下表面是工作面，第二压边圈29下表面与第二下模28上表面的环形面35匹配。

进一步地，所述的第二下模28的环形面35上设有拉延筋8，该拉延筋与第二工艺模型9外压延边拉延筋8匹配，所述的第二压边圈29的下表面设有与该拉延筋对应的躲避槽25。

进一步地，所述的第二下模28的圆柱形槽腔36底部设有拉深设备顶杆通过孔26，所述的保形顶件31的下表面设有与顶杆通过孔26位置匹配的顶杆对接点23。顶杆穿过第二下模28的顶杆通过孔26作用于保形顶件31下表面对接点23，顶杆穿过第二下模28的顶杆通过孔26作用于保形顶件31下表面对接点23提供保形力，与内侧壁拉深模具的第一压边圈19同理，为了减重在保证刚性基础上，保形顶件31下表面可为空心结构。保形顶件31的作用有三个方面：一是可预防环形唇口已成形的内侧壁3变形；二是保形顶件31与第二上模30压紧内压延边17，可尽量增加外侧壁3变形双向拉伸胀形效果，可提高外侧壁3变形均匀及抗破裂极限；三是改变保形力大小可以调节内压延边17、外压延边11阻力分布，避免单侧流料过多引起破裂或起皱。

进一步地，在保形顶件31的顶端设有三个第二导向柱37，在第二上模30上设有第二导向柱的导向通孔40；在第二下模28圆柱形槽腔36底部设有三个第三导向柱38，在保形顶件31的下表面设有第三导向柱的导向通孔40；在第二下模28的上表面环形面35边缘上设有三个第四导向柱39，在第二压边圈29下表面设有第四导向柱的导向通孔40。与内侧壁拉深模具同理，为了确保模具稳定工作，通过第二导向柱37、第三导向柱38、第四导向柱39转接传递导向方式解决了外侧壁2拉深成形过程三次动作协调得可靠性。

最后介绍用于上述航空发动机环形唇口校形模具及校形原理

参照图1、附图4、附图12,所述的校形模具41的工作面与环形唇口的理论模型1匹配，将第二半成品24的内压延边17向下施压贴模完成内侧壁3终成形。利用内压延边17低减薄率优势，将内压延边17变形为环形唇口内侧壁3有效型面，达到充分利用材料转移实现更大或更深环形唇口成形目的。

Claims (17)

1.一种航空发动机环形唇口整体成形方法，环形唇口为深槽环形壳体结构，已知环形唇口的理论模型，环形唇口理论模型的截面为抛物线，环形唇口理论模型含有内侧壁和外侧壁，其特征在于包含以下内容：1)根据环形唇口的理论模型构造环形唇口的第一工艺模型，通过第一工艺模型成形环形唇口的内侧壁，第一工艺模型为盆形壳体结构，其中心截面为几字型，盆形壳体结构含有圆形底部、环形侧壁和法兰边，圆形底部为补充面，环形侧壁与环形唇口的内侧壁曲率一致，法兰边的宽度满足环形唇口外侧壁拉深与外压延边用余料；2)根据唇口的理论模型和第一工艺模型构造环形唇口的第二工艺模型，通过第二工艺模型成形环形唇口的外侧壁，第二工艺模型含有圆形底部、环形槽和外压延边，第二工艺模型的圆形底部和环形槽内壁与第一工艺模型的圆形底部、环形侧壁一致，第二工艺模型的环形槽外壁与环形唇口外侧壁曲率一致，外压延边延续在环形槽的外侧壁上；3)根据环形唇口的理论模型、第一工艺模型和第二工艺模型制造展开板料；4)根据第一工艺模型制作内侧壁拉深模具，通过内侧壁拉深模具对展开料板进行内侧壁拉深成形，使展开料板向上凸起变形，形成与第一工艺模型匹配的第一半成品；5)在第一半成品的圆形底部开设一个预制孔，预制孔的外侧为内压延边；6)根据第二工艺模型制作外侧壁拉深模具，通过外侧壁拉深模具将含预制孔的第一半成品进行外侧壁拉深成形，使第一半成品法兰边拉深变形，形成与第二工艺模型匹配的第二半成品，第二半成品上含有内压延边、外压延边；7)根据环形唇口的理论模型制作校形模具，通过校形模具将第二半成品的内压延边向下施压贴模完成内侧壁终成形，切割外压延边即可。

2.如权利要求1所述的航空发动机环形唇口整体成形方法，其特征在于，所述第一工艺模型环形侧壁的高度低于环形唇口理论模型的内侧壁高度。

3.如权利要求1所述的航空发动机环形唇口整体成形方法，其特征在于，所述第一工艺模型的法兰边上含有拉延筋。

4.如权利要求1所述的航空发动机环形唇口整体成形方法，其特征在于，所述第二工艺模型的外压延边上含有拉延筋。

5.如权利要求1或2或3或4所述的航空发动机环形唇口整体成形方法，其特征在于，所述的环形唇口理论模型截面的抛物线高度和宽度为渐变结构，环形唇口理论模型的左右两侧截面的抛物线高度和宽度小于环形唇口理论模型的上下两端截面的抛物线高度和宽度，根据环形唇口的理论模型和环形唇口第二工艺模型制造的展开板料为椭圆形，椭圆形展开板料的长轴对应环形唇口理论模型的上下两端，椭圆形展开板料的短轴对应环形唇口理论模型的左右两侧。

6.如权利要求5所述的航空发动机环形唇口整体成形方法，其特征在于，所述第一工艺模型的法兰边上的拉延筋为变高结构，与环形唇口的理论模型的上下端对应位置的拉延筋最低，与环形唇口的理论模型的左右端对应位置的拉延筋最高。

7.如权利要求5所述的航空发动机环形唇口整体成形方法，其特征在于，所述第二工艺模型的外压延边的拉延筋为等高结构。

8.如权利要求7所述的航空发动机环形唇口整体成形方法，其特征在于所述的第二工艺模型的外压延边的拉延筋位置与第一工艺模型的法兰边上的拉延筋位置匹配，第二工艺模型的拉延筋截面与第一工艺模型变高结构拉延筋最高位置截面一致。

9.如权利要求1所述的航空发动机环形唇口整体成形方法，其特征在于，所述的内侧壁拉深模具含有第一下模、第一压边圈和第一上模，所述的第一上模的下表面为工作面，第一上模的下表面与第一工艺模型的上表面匹配，所述的第一下模的上表面为工作面，第一下模为圆形阶梯结构，第一下模的上部台阶为圆盆体形，该圆盆体与第一工艺模型的盆形壳体结构的圆形底部和环形侧壁匹配，第一下模的中部台阶为圆柱体形，该圆柱体外侧壁与第一压边圈匹配，第一下模的下部台阶为更大直径的圆柱体形，是装模用的圆柱台阶，所述的第一压边圈的上表面为工作面，第一压边圈的上表面与第一工艺模型的盆形壳体下端法兰边匹配。

10.如权利要求9所述的航空发动机环形唇口整体成形方法，其特征在于，所述的第一压边圈的上表面设有压延筋，所述的第一上模的下表面设有与压延筋对应的躲避槽。

11.如权利要求9所述的航空发动机环形唇口整体成形方法，其特征在于，在第一压边圈的下表面有拉深设备顶杆的对接点，在第一下模的中部台阶处设有拉深设备顶杆通过孔。

12.如权利要求9所述的航空发动机环形唇口整体成形方法，其特征在于，在第一下模中部台阶上表面的近外缘处设有第一导向柱，在第一压边圈和第一上模上分别设有对应第一导向柱的导向通孔。

13.如权利要求1所述的航空发动机环形唇口整体成形方法，其特征在于，所述的外侧壁拉深模具含有第二下模、第二压边圈、第二上模和保形顶件，所述的第二上模的下表面为工作面，第二上模的下表面为环形凸面，第二上模环形凸面的内侧与第一工艺模型的盆形壳体结构的圆形底部和环形侧壁匹配，第二上模环形凸面的外侧与环形唇口的外侧壁匹配；所述的保形顶件位于第二下模的中部，保形顶杆的上部表面为工作面，保形顶件的上部表面与第二上模下表面的环形凸面内侧对应匹配，保形顶件的下部为圆柱体，所述的第二下模的上表面为工作面，第二下模中心是一个碗状台阶凹槽，碗状台阶凹槽的外侧是压边环形面，该环形面与第二工艺模型的外压延边匹配，碗状台阶凹槽侧壁上部是弧形与环形唇口的外侧壁匹配，碗状台阶凹槽侧壁下部是圆柱形槽腔，该圆柱形槽腔与保形顶件下部的圆柱体匹配，所述的第二压边圈下表面是工作面，第二压边圈下表面与第二下模上表面的环形面匹配。

14.如权利要求13所述的航空发动机环形唇口整体成形方法，其特征在于，所述的第二下模的环形面上设有拉延筋，该拉延筋与第二工艺模型外压延边拉延筋匹配，所述的第二压边圈的下表面设有与该拉延筋对应的躲避槽。

15.如权利要求13所述的航空发动机环形唇口整体成形方法，其特征作于，所述的第二下模的圆柱形槽腔底部设有拉深设备顶杆通过孔，所述的保形顶件的下表面设有与第二下模顶杆通过孔位置匹配的顶杆对接点。

16.如权利要求13所述的航空发动机环形唇口整体成形方法，其特征作于，在保形顶件的顶端设有第二导向柱，在第二上模上设有第二导向柱的导向通孔；在第二下模的圆柱形槽腔底部设有第三导向柱，在保形顶件的下表面设有第三导向柱的导向通孔；在第二下模的上表面环形面边缘上设有第四导向柱，在第二压边圈下表面设有第四导向柱的导向通孔。

17.如权利要求1所述的航空发动机环形唇口整体成形方法，其特征作于，所述的校形模具的工作面与环形唇口的理论模型匹配。

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