CN115121732A - 一种航空发动机的整体环形唇口等厚度成形方法 - Google Patents

Abstract

一种航空发动机的整体环形唇口等厚度成形方法，用原材料第一次拉深成形整体环形唇口的内侧壁，得到第一半成品，该第一半成品为盆形结构，含有圆形顶面、环形侧壁和法兰边,在第一半成品的圆形顶面中心开设预制孔，再将第一半成品在拉深模上对预制孔翻边成形，得到盆形第二半成品，再将第二半成品的法兰边拉深形成整体环形唇口的外侧壁，得到第三半成品，第三半成品是一个环形槽结构，环形槽包含整体唇口的内侧壁和外侧壁，然后通过热整形模具合模将第三半成品在热软状态下厚向挤压，冷却后切割内压延与外压延边即可。

Description

一种航空发动机的整体环形唇口等厚度成形方法

技术领域

本申请涉及飞机制造领域的一种钣金零件制造技术，具体是航空发动机的整体环形唇口等厚度成形方法。

背景技术

发动机唇口处于飞机发动机最前缘，其工作环境长期承受超高强度、超高频率复杂载荷。发动机唇口对成形质量及装配要求都较高，通常小壁厚区是飞行承力破坏源，而大壁厚区会影响装配精度。现有技术制造的分体唇口寿命约为飞机寿命10％，减少发动机唇口壁厚差可显著提高唇口服役寿命。尤其制造出壁厚均匀薄壁金属整体唇口不仅可显著提高装配精度，而且在满足结构强度同时实现轻量化，对提升飞机安全性与经济性十分重要。

公知钣金成形原理，主要是利用金属塑性变形通过局部区域减薄或增厚维持成形过程，受材料各向异性、原材料厚度偏差等多种不控因数影响，即便非常规则钣金拉深件，达到理论厚度15％壁厚偏差十分困难。国内专利公布号CN110434216A公开了环形唇口整体充液成形方法，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有益摩擦降低侧壁减薄风险。其主要缺陷是不能充分利用补充面区域材料流动转移，受军用飞机设计选材规范GJB2053限制，国内无宽度超过2米原材料，因此该方法仅适用约1.5米级，深度约0.12米唇口整体成形，且成形最大壁厚差超30％。申请人在先专利公布号CN 114160700A公开了一种航空发动机环形唇口整体成形方法，其原理是通过增加补充面变形量，解决受板料宽度限制制约更大塑性变形量唇口整体成形的难题；还存在如下缺陷：一是外侧壁拉深时,需要内压延边、外压延边同时流料才能避免单侧缺料与破裂风险，操作可靠性较差。二是薄壁板制零件大塑性变形成形时，对原始胚料厚度偏差十分敏感，加之成形时变形不均匀，仍然无法克服存在较大壁厚差问题。

发明内容

为了克服现有技术制造整体唇口时，因工艺补充面材料不能超极限减薄充分转移，且受原材料厚度偏差，形变受力不均，整体唇口成形容易出现过大壁厚差，影响装配精度、服役寿命、飞行安全等方面的重大缺陷。

本申请的目的在于提供一种航空发动机的整体环形唇口等厚度成形方法，通过优化成形过程板料受力方式，到达将材料塑性用到近极限而不破裂目的，减少成形引起的壁厚差，通过热整形挤压将补充面超塑减薄转移到有效型面，得到接近模具型面配合精度壁厚的整体环形唇口。

一种航空发动机的整体环形唇口等厚度成形方法，所述的整体环形唇口是一个由内侧壁和外侧壁构成的环形槽结构，其内侧壁和外侧壁是厚度为1.0～2.0mm的薄壁金属材质，外侧壁直径不小于1.7米，最大深度不小于0.19米，其特征在于包含以下内容：1)用原材料第一次拉深成形整体环形唇口的内侧壁，得到第一半成品，该第一半成品为盆形结构，含有圆形顶面、环形侧壁和法兰边,第一半成品的环形侧壁的深度小于整体环形唇口内侧壁的深度，其环形侧壁下端的开口直径大于整体环形唇口对应深度处内侧壁的开口直径，其法兰边的面积大于整体环形唇口外侧壁的面积；2)在第一半成品的圆形顶面中心开设预制孔，使圆形顶面变成一个环形的内压延边，再将第一半成品在拉深模上对预制孔翻边成形，使内压延边胀大近单拉极限减薄，预制孔变成更大的平底终孔，得到盆形第二半成品，该第二半成品的环形侧壁包含整体环形唇口内侧壁，其法兰边宽度保持不变；3)在第二半成品的环形侧壁与内压延边上涂覆一层清漆并干燥；再将第二半成品的法兰边拉深形成整体环形唇口的外侧壁，得到第三半成品，第三半成品是一个环形槽结构，环形槽包含整体唇口的内侧壁和外侧壁，环形槽内侧顶部有内压延边，环形槽外侧顶部有外压延边；4)清理步骤3)涂覆的清漆，再将第三半成品环形槽两侧的内压延边、外压延边表面涂覆一层耐火漆并干燥，然后通过热整形模具合模将第三半成品在热软状态下厚向挤压并持续保压，使内压延与外压延边超极限减薄蠕变转移至整体环形唇口的内侧壁和外侧壁，冷却后切割内压延与外压延边即可。

所述的第一半成品、第二半成品、第三半成品的内压延边与环形侧壁通过内侧补充圆角衔接，该内侧补充圆角的半径为15-20倍板料厚度，所述第三半成品的环形槽与外压延边通过外侧补充圆角衔接，该外侧补充圆角的半径为5-10倍板料厚度。

所述的热整形模具含有整形下模、整形上模，在整形下模与整形上模上分别设有自通电加热线圈，所述的整形下模与整形上模的工作面相对，该工作面包含与第三半成品环形槽以及内压延边和外压延边匹配的压紧整形面，整形下模与整形上模合模状态下，将内压延边和外压延边超塑极限减薄，使内压延边和外压延边的减薄材料流向环形槽区域，实现第三半成品在热软状态下对环形槽区域的厚向挤压。

所述的整形上模工作面在内压延边的内侧和外压延边的外侧分别设有限流凸台，整形下模的工作面在内压延边的内侧和外压延边的外侧设有与限流凸台对应的躲避槽腔，该限流凸台与躲避槽腔紧密配合,在厚向挤压时阻止内压延边和外压延边的材料向环形槽以外的区域流动。

本申请的有益效果在于：

1)本申请采用拉深与翻边成形方法结合，充分发挥拉深双向受力变形均匀抗减薄限高优点与翻边成形材料转移充分优势，成形过程可将补充面减薄用到极致，可最大限度减少成形坯料及成形后内侧壁与外侧壁的壁厚差。

2)本申请内侧壁拉深、翻边成形，外侧壁拉深成形时材料进行均单向流动，可将材料塑性用到近极限而不破裂，可明显改善成形时操作实施可靠性。

3)本申请通过成形形变储能，金属组织处于高能状态，利于较低温度预热后挤压使整体唇口同时保留形变强化组织与动态再结晶细化组织，提升材料综合力学性能。

4)本申请整形时利用金属热状态高强度挤压蠕变易流动特性，可以将非有效型面超高极限减薄使材料转移到有效型面增加壁厚，使整体唇口壁厚均匀性可接近模具型面精度。

因此本申请制造的整体唇口不仅壁厚均匀，而且组织致密度高，可显著提高整体唇口装配精度及服役寿命。

以下结合实施例附图对本申请作进一步详细描述：

图1是本申请整体环形唇口的形状示意图。

图2是第一半成品翻边成形第二半成品示意图。

图3是第二半成品形状示意图。

图4是第三半成品形状示意图。

图5是第三半成品通过热整形模具进行厚向挤压示意图。

图6是热整形模具的整形下模结构示意图。

图中编号说明：1.整体环形唇口，2.外侧壁，3.内侧壁，4.第一半成品，5.圆形顶面，6.法兰边，7.环形侧壁，8.预制孔，9.内压延边，10.平底终孔,11.第二半成品，12.清漆，13.环形槽，14.外压延边，15.第三半成品，16.耐火漆,17.内侧补充圆角，18.外侧补充圆角，19.整形下模，20.整形上模，21.限流凸台，22.躲避槽腔，23.加热线圈。

具体实施方式

首先介绍整体环形唇口结构及成形工艺性。

参照附图1，本申请整体环形唇口1是一个由内侧壁和外侧壁构成的环形槽结构，其外侧壁2直径约1.72米，深度约0.14米；内侧壁3直径约1.42米，深度约0.19米。为了成形压边需求实际外侧壁2成形深度大于0.15米，内侧壁3成形深度大于0.21米。按照变形前、后材料体积不变原理，整体唇口展开毛料为略大于2.1米圆形；为了结构轻量化国内、外同级别唇口所选厚度规格普遍为1.0-2.0mm的薄壁金属，且原材料最大宽度仅2.0米。受原材料宽度限制，整体成形过程需产生较大塑性变形才能维持成形过程，极易产生超30％壁厚差甚至破裂。为了确保整体成形后的结构强度，国内、外同类产品最大只能实现约1.5米级，深度约0.12米。目前外侧壁2超过1.5米相对较深唇口国内、外主要采用两种加工方法：一是用薄壁金属分三至四段成形后焊接或铆接，二是采用复合材料整体制造。其主要缺陷如下：一是分体式薄壁金属唇口存在焊接变形，结构强度不足重大缺陷；二是复合材料整体制造唇口导热性很差，无法满足工作区快速散热除冰要求，现有技术制造的唇口寿命约为飞机寿命10％。

为了解决国、内外主流飞机超过1.5米级航空发动机整体环形唇口受原材料宽度及厚度偏差限制，整体唇口成形壁厚差大难题，本申请采取技术方案实施步骤如下：

步骤1)参照附图2，用原材料第一次拉深成形整体环形唇口1的内侧壁3，得到第一半成品4，该第一半成品为盆形结构，含有圆形顶面5、环形侧壁7和法兰边6,第一半成品的环形侧壁7的深度小于整体环形唇口1内侧壁3的深度，其环形侧壁7下端的开口直径大于整体环形唇口1对应深度处内侧壁3的开口直径，其法兰边6的面积大于整体环形唇口外侧壁2的面积。需要说明的是：因步骤3)第三半成品15成形外侧壁2时减薄表面积会增加，按变形前后体积不变原则，此处法兰边6的面积略大于外侧壁2的面积即可满足第三半成品15的外侧壁2成形要求，可减少成形所需毛料。

步骤2)附图2至附图3，在第一半成品的圆形顶面5中心开设预制孔8，使圆形顶面变成一个环形的内压延边9，再将第一半成品在拉深模上对预制孔8翻边成形，使内压延边9胀大近单拉极限减薄，预制孔8变成更大的平底终孔10，得到盆形第二半成品11，该第二半成品11的环形侧壁7包含整体环形唇口内侧壁3。因开预制孔8后翻边成形使得法兰边6区域阻力明显大于内压延边9区域阻力，所以翻边成形得到的第二半成品11与第一半成品4比较，其法兰边宽度保持不变。

步骤3)参照附图2至附图4，在第二半成品11的环形侧壁7与内压延边9上涂覆一层清漆12并干燥；再将第二半成品11的法兰边6拉深形成整体环形唇口的外侧壁2，得到第三半成品15，第三半成品是一个环形槽13结构，环形槽13包含整体唇口的内侧壁3和外侧壁2，环形槽内侧顶部有内压延边9，环形槽外侧顶部有外压延边14。

步骤4)参照附图4至附图6，清理步骤3)涂覆的清漆12，再将第三半成品环形槽13两侧的内压延边9、外压延边14表面涂覆一层耐火漆16并干燥，然后通过热整形模具合模将第三半成品15在热软状态下厚向挤压并持续保压，使内压延边9与外压延边14超极限减薄蠕变转移至整体环形唇口1的内侧壁3和外侧壁2，冷却后切割内压延与外压延边即可。

进一步地，参照附图2至附图4，为了降低成形引起的内侧壁3和外侧壁2壁厚差，所述的第一半成品4、第二半成品11、第三半成品15的内压延边9与环形侧壁7通过内侧补充圆角17衔接，该内侧补充圆角17的半径为15-20倍板料厚度，所述第三半成品15的环形槽13与外压延边14通过外侧补充圆角18衔接，该外侧补充圆角的半径为5-10倍板料厚度。设置较大的内侧补充圆角17目的缓解内侧壁3成形时减薄，设置较小的外侧补充圆角18目的加速外侧壁2成形减薄，可进一步降低内侧壁3与外侧壁2成形引起的壁厚差。

进一步地，参照附图2，在步骤1)中，为了提高变形均匀性及操作可靠性，需要通过适当控制拉深变形量与减薄率，前期成形过程对后期成形过程效果有较大影响。所述的第一半成品的环形侧壁7的深度为整体环形唇口内侧壁3深度的65％-85％，第一半成品的圆形顶面5区域减薄率为2.5％-4.5％。

进一步地，参照附图2至附图3，在步骤2)中，为了将材料塑性成形性发挥到极致，达到补充面充分减薄又不破裂目的。所述预制孔8的直径为圆形顶面5直径的75％-85％，预制孔8翻边成形后，内压延边9最大减薄率为11％-14％。需要着重强调的是：此时预制孔8的大小与第一半成品4拉深深度成反比。

进一步地，参照附图5，在步骤4)中，通过热整形模具合模将第三半成品15在热软状态下厚向挤压，在厚向挤压前，要对热整形模具和第三半成品15进行加热，其加热方式为：将热整形模具的整形下模19与第三半成品15同时预热到高于材料再结晶温度20-50度并保温，再将热整形模具的整形上模20预热到低于唇口材料再结晶温度20-50度时，进行合模厚向挤压并持续保压。其主要目的有二个方面：一是充分发挥金属热状态高强度挤压蠕变易流动填充整形模具效果，消除成形引起的壁厚差，其有效型面壁厚均匀性可接近模具型面配合精度；二是通过成形形变储能第三半成品15金属组织处于高能状态，利于较低温度预热后挤压使整体唇口同时保留形变强化组织与动态再结晶细化组织，提升材料综合力学性能。

进一步地，参照附图4至附图6，在步骤4)中，所述的热整形模具含有整形下模19、整形上模20，在整形下模与整形上模上分别设有自通电加热线圈23，所述的整形下模与整形上模的工作面相对，该工作面包含与第三半成品环形槽13以及内压延边9和外压延边14匹配的压紧整形面，整形下模19与整形上模20合模状态下，将内压延边9和外压延边14减薄，使内压延边9和外压延边14的减薄材料流向环形槽13区域，实现第三半成品14在热软状态下对环形槽区域的厚向挤压。需要着重强调的是：一是合模状态下，内压延边9和外压延边14区域的间隙远小于原材料厚度，而环形槽13区域的间隙为原材料理论厚度，目的是使材料流向环形槽13区域填满整形下模19与整形上模20得到壁厚均匀性可接近模具型面配合精度的整体环形唇口1。

再进一步地，参照附图4、附图6，所述的整形上模20工作面在内压延边9的内侧和外压延边14的外侧分别设有限流凸台21，整形下模19的工作面在内压延边9的内侧和外压延边14的外侧设有与限流凸台21对应的躲避槽腔22，该限流凸台21与躲避槽腔22紧密配合，在厚向挤压时阻止内压延边9和外压延边14的材料向环形槽13以外的区域流动。既可提高挤压填充效果，同时挤压时材料发生锻造或压力焊组织变化，消除成形过程形成的微观裂纹、粗晶、橘皮缺陷，使整体环形唇口1材料组织更致密，提高综合力学性能指标。

为了便于本领域人员理解本发明技术方案，针对金属板材塑性成形极限需要补充说明如下：板料受力状态有单拉、双拉、三向挤压三种，不同受力状态减薄抗破极限有本质区别。以铝合金举例单拉状态破裂减薄率小于20％，双拉状态破裂减薄率高达30％；而冷三向挤压状态破裂减薄率可达100％，适当热三向挤压状态破裂减薄率可到百分之几百。因此本申请成形过程充分发挥单拉、双拉各自优势将材料塑性发挥到极致，通过减少成形壁厚差降低挤压难度；而热整形时压力集中于非有效型面，可使材料大量蠕变转移有效型面，得到壁厚均匀性可接近模具型面配合精度整体环形唇口。

Claims (7)

1.一种航空发动机的整体环形唇口等厚度成形方法，所述的整体环形唇口是一个由内侧壁和外侧壁构成的环形槽结构，其内侧壁和外侧壁是厚度为1.0～2.0mm的薄壁金属材质，外侧壁直径不小于1.7米，最大深度不小于0.19米，其特征在于包含以下内容：1)用原材料第一次拉深成形整体环形唇口的内侧壁，得到第一半成品，该第一半成品为盆形结构，含有圆形顶面、环形侧壁和法兰边,第一半成品的环形侧壁的深度小于整体环形唇口内侧壁的深度，其环形侧壁下端的开口直径大于整体环形唇口对应深度处内侧壁的开口直径，其法兰边的面积大于整体环形唇口外侧壁的面积；2)在第一半成品的圆形顶面中心开设预制孔，使圆形顶面变成一个环形的内压延边，再将第一半成品在拉深模上对预制孔翻边成形，使内压延边胀大近单拉极限减薄，预制孔变成更大的平底终孔，得到盆形第二半成品，该第二半成品的环形侧壁包含整体环形唇口内侧壁，其法兰边宽度保持不变；3)在第二半成品的环形侧壁与内压延边上涂覆一层清漆并干燥；再将第二半成品的法兰边拉深形成整体环形唇口的外侧壁，得到第三半成品，第三半成品是一个环形槽结构，环形槽包含整体唇口的内侧壁和外侧壁，环形槽内侧顶部有内压延边，环形槽外侧顶部有外压延边；4)清理步骤3)涂覆的清漆，再将第三半成品环形槽两侧的内压延边、外压延边表面涂覆一层耐火漆并干燥，然后通过热整形模具合模将第三半成品在热软状态下厚向挤压并持续保压，使内压延与外压延边超极限减薄蠕变转移至整体环形唇口的内侧壁和外侧壁，冷却后切割内压延与外压延边即可。

2.如权利要求1所述的航空发动机的整体环形唇口等厚度成形方法，其特征在于，所述的第一半成品、第二半成品、第三半成品的内压延边与环形侧壁通过内侧补充圆角衔接，该内侧补充圆角的半径为15-20倍板料厚度，所述第三半成品的环形槽与外压延边通过外侧补充圆角衔接，该外侧补充圆角的半径为5-10倍板料厚度。

3.如权利要求1所述的航空发动机的整体环形唇口等厚度成形方法，其特征在于，在步骤1)中，第一半成品的环形侧壁的深度为整体环形唇口内侧壁深度的65％-85％，第一半成品的圆形顶面区域减薄率为2.5％-4.5％。

4.如权利要求1所述的航空发动机的整体环形唇口等厚度成形方法，其特征在于，在步骤2)中，所述预制孔的直径为圆形顶面直径的75％-85％，预制孔翻边成形后，内压延边最大减薄率为11％-14％。

5.如权利要求1所述的航空发动机的整体环形唇口等厚度成形方法，其特征在于，在步骤4)中，通过热整形模具合模将第三半成品在热软状态下厚向挤压，在厚向挤压前，要对热整形模具和第三半成品进行加热，其加热方式为：将热整形模具的整形下模与第三半成品同时预热到高于材料再结晶温度20-50度并保温，再将热整形模具的整形上模预热到低于唇口材料再结晶温度20-50度时，进行合模厚向挤压并持续保压。

6.如权利要求1所述的航空发动机的整体环形唇口等厚度成形方法，其特征在于，在步骤4)中，所述的热整形模具含有整形下模、整形上模，在整形下模与整形上模上分别设有自通电加热线圈，所述的整形下模与整形上模的工作面相对，该工作面包含与第三半成品环形槽以及内压延边和外压延边匹配的压紧整形面，整形下模与整形上模合模状态下，将内压延边和外压延边超塑极限减薄，使内压延边和外压延边的减薄材料流向环形槽区域，实现第三半成品在热软状态下对环形槽区域的厚向挤压。

7.如权利要求6所述的航空发动机的整体环形唇口等厚度成形方法，其特征在于，所述的整形上模工作面在内压延边的内侧和外压延边的外侧分别设有限流凸台，整形下模的工作面在内压延边的内侧和外压延边的外侧设有与限流凸台对应的躲避槽腔，该限流凸台与躲避槽腔紧密配合,在厚向挤压时阻止内压延边和外压延边的材料向环形槽以外的区域流动。

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