CN115740217A - 一种航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置，包括：底板；呈基本对称设置的左立柱和右立柱，分别设置于底板两端；匹配设置的凹模和凸模，所述凹模和凸模上下设置于所述底板、左立柱和右立柱围设形成的第一空间内，所述凸模固定于底板上，所述凹模内凹设置有容纳待加工产品的部分腔体，所述凸模的形状与成型加强边内腔的形状相匹配，凹模和凸模之间形成用于安装待加工产品的第二空间；两个整形滑块，呈基本对称设置于所述凸模两侧，所述底板上设置供所述整形滑块滑动的第三空间。与现有技术相比，本发明具有保证精准度、易脱膜等优点。

Description

一种航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置

技术领域

本发明涉及一种航空发动机零部件制造模具，尤其是涉及一种航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置。

背景技术

当前扇航空发动机大都采用了大尺寸树脂基复合材料风扇叶片，其减重增效对提高航空发动机推重比极为重要。与钛合金金属叶片相比，复合材料风扇叶片具有重量轻、效率高、噪声低、燃油消耗率低、抗颤振性能强和损伤容限强等优点，是高涵道比涡扇发动机实现结构创新与技术跨越的关键，故其相关技术研究具有重要意义。复合材料风扇叶片的前缘是其服役环境最恶劣的部位，为防止在高负荷、高转速的复杂服役过程中复合材料叶片进气边分层开胶，更为了提高其抗腐蚀性、抗冲击以及抗鸟撞性能，在复合材料叶片前缘部位必须采用金属加强边结构加以保护。

复合材料风扇叶片前缘金属加强边结构非常复杂，整体呈复杂薄壁深窄V型长槽特征，其腔槽深、窄、狭长、扭曲大，截面大致呈V型，是大扭转度超薄壁特征与深窄狭长V型腔槽特征的深度融合，与航空发动机整体叶盘、叶片等常见复杂薄壁结构相比，属于更加复杂的薄壁超弱刚性通道类零件。现有加工复合材料风扇叶片前缘金属加强边通常采用多轴联动数控加工方式，加工过程繁琐，定位难度高，加工精确度难以保证。

发明内容

本发明的目的就是为了克服上述现有技术存在的缺陷而提供一种保证精准度、易脱膜的航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置。

本发明的目的可以通过以下技术方案来实现：

一种航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置，包括：

底板；

呈基本对称设置的左立柱和右立柱，分别设置于底板两端；

匹配设置的凹模和凸模，所述凹模和凸模上下设置于所述底板、左立柱和右立柱围设形成的第一空间内，所述凸模固定于底板上，所述凹模内凹设置有容纳待加工产品的局部腔体，所述凸模的形状与成型加强边的内腔形状相匹配，凹模和凸模之间形成用于安装待加工产品的第二空间；

两个整形滑块，呈基本对称设置于所述凸模两侧，所述底板上设置供所述整形滑块滑动的第三空间。

进一步地，凹模上的所述腔体内设置有避让区域，凹模上在所述避让区域处对应设置有顶紧件。

进一步地，所述左立柱上设有第一侧面定位件，所述右立柱上设有第二侧面定位件，所述第一侧面定位件和第二侧面定位件中，一个形成产品贴靠面，另一个为顶紧件。

进一步地，还包括顶紧限位框，所述凹模、凸模和整形滑块形成一整体结构，所述顶紧限位框套设置于该整体结构外，并固定于底板上。

进一步地，所述凸模侧面设置有使整形滑块且防止过压的限位面。

进一步地，所述底板上设置有导向块，所述整形滑块上对应设置有导向凹槽。

进一步地，所述整形滑块上设置有辅助整形滑块退出操作的顶出机构。

进一步地，所述整形滑块上设置有辅助整形滑块退出操作的第一把手。

进一步地，所述凹模上设置有辅助凹模脱离的第二把手。

进一步地，该制备装置的材料包括热作模具钢或镍基高温合金。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

1、本发明设置有匹配设置的凹模和凸模以及呈基本对称设置的左立柱和右立柱，能够对产品进行可靠定位和限位，保证产品达到一定的精准度，零件最终成形精度可以控制在±0.4mm以内。

2、本发明凹模内凹设置有容纳待加工产品的局部腔体，凸模的形状与成型加强边的内腔形状相匹配，在产品成型后，可方便根据产品形状，在模具中实现大导程“螺旋式”旋出脱模，脱模方便，产品成型率高。

3、本发明整形滑块采用滑动方式，并设置顶紧限位框，对凹模、整形滑块进行顶紧的同时防止整形滑块脱落，提高装置可靠性。

4、本发明装置使用的材质可为热作模具钢或镍基高温合金，使模具可以分别在常温和高温环境下使用，覆盖整个生产过程。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为本发明的爆炸图；

图3为本发明凸模安装的示意图；

图4为本发明凸模和凹模配合安装的示意图；

图5为本发明左立柱的示意图；

图6为本发明右立柱的示意图；

图7为本发明顶紧限位框安装的示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

实施例1

参考图1和图2所示，本实施例提供一种航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置，包括底板1、对称设置的左立柱6和右立柱4、匹配设置的凹模5和凸模3以及两个整形滑块2、8，左立柱6和右立柱4分别设置于底板1两端，凹模5和凸模3上下设置于底板1、左立柱6和右立柱4围设形成的第一空间内，凸模3固定于底板1上，凹模5内凹设置有容纳待加工产品的腔体，凸模3的形状与成型加强边的内腔形状相匹配，凹模5和凸模3之间形成用于安装待加工产品的第二空间，两个整形滑块2、8呈基本对称设置于凸模3两侧，底板1上设置供整形滑块2滑动的第三空间。

在具体实施方式中，如图3所示，凸模3采用分块化设置，包括依次设置的三个凸模块，组成与成型加强边内腔相匹配的形状。凸模3通过螺栓锁紧在底板1上，且三个凸模块都有定位销定位。

在具体实施方式中，为了使凹模5能够更方便地套设于待加工产品上，凹模5上的腔体内设置有避让区域，凹模5上在避让区域处对应设置有顶紧件，在倒扣于待加工产品上后实现顶紧。本实施例中，此处的顶紧件采用螺栓。

如图4所示，上述匹配的凹模5和凸模3的设置，可以实现对待加工产品在X、Z方向上的定位。进一步地，如图5和图6所示，左立柱6上设有第一侧面定位件61，右立柱4上设有第二侧面定位件62，第一侧面定位件61和第二侧面定位件62中，一个形成产品贴靠面，另一个为顶紧件，第一侧面定位件和第二侧面定位件可以实现待加工产品在Y方向上的定位。本实施例中，此处的顶紧件可采用螺栓。本实施例中，左立柱6上设置的为产品贴靠面，右立柱4上设置的为顶紧件。

在具体实施方式中，凸模3侧面设置有使整形滑块且防止过压的限位面。

在具体实施方式中，底板1上设置有导向块，整形滑块上对应设置有导向凹槽，在安装整形滑块时，将导向凹槽和导向块匹配安装，方便整形滑块的进入或退出。

在优选的实施方式中，左立柱6和右立柱4的外侧还各设置有两个楔形块，两个楔形块的楔形面相互匹配，各楔形块通过螺栓锁紧在底板1上，楔形结构起到顶紧作用。

上述制备装置的材料可以采用热作模具钢或镍基高温合金，包括但不限于H13、GH4169等，使模具可以分别在常温和高温环境下使用，适用于高温应力松弛成形场景。

上述制备装置制备航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的具体过程包括合模、加工和脱模。

合模可描述为：将需整形的产品放置于凸模3上，将产品其中一端紧贴左立柱6中的定位件，另一端通过右立柱4的顶紧件顶紧，安装入凹模5，通过螺栓锁紧凹模5、左立柱6和右立柱4，用凹模5上的在避让区域处设置的顶紧件在侧面顶紧产品，将整形滑块2和8沿底板1上的导向块推入，使整形滑块2和8顶到限位位置，再通过螺栓锁紧，合模完成，对固定于制备装置中的产品进行高温或低温的成型处理。处理完成后进入脱模步骤。

脱模与合模相反，具体可描述为：将锁紧整形滑块2和8以及凹模5的螺栓全部松开，将整形滑块2和8从合模状态分开，松开凹模5上的顶紧件，将凹模5拆除，松开起侧面顶紧作用的右立柱4，螺旋取出产品。

实施例2

参考图7所示，本实施例提供的航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置还包括顶紧限位框7，凹模5、凸模3和整形滑块2、8形成一整体结构，顶紧限位框7套设置于该整体结构外，并固定于底板1上，对凹模、整形滑块进行顶紧的同时防止整形滑块脱落，提高装置可靠性。其余同实施例1。

在具体实施方式中，顶紧限位框7可采用可拆式结构，由三个部分拼接形成门字框结构。在合模时，通过中间部分从上部压住凹模，并由两侧部分上设置的顶紧螺栓顶紧推进整形滑块2和8；在脱模时，先将顶紧限位框7拆除，再依次打开凹模5和整形滑块2、8。

实施例3

参考图1所示，本实施例提供的航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置中，整形滑块上设置有辅助整形滑块退出操作的顶出机构。本实施例中，顶出机构可采用螺纹副结构或标准螺栓，具体地，若采用标准螺栓，则可以设置6个，在顺时针旋进螺栓时，整形滑块渐次退出。其余同实施例1。

实施例4

参考图1所示，本实施例提供的航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置中，整形滑块上设置有辅助整形滑块退出操作的第一把手。其余同实施例1。

实施例5

参考图1所示，本实施例提供的航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置中，凹模5上设置有辅助凹模5脱离的第二把手。其余同实施例1。

以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术人员无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。

Claims (10)

1.一种航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置，其特征在于，包括：

底板(1)；

呈基本对称设置的左立柱(6)和右立柱(4)，分别设置于底板(1)两端；

匹配设置的凹模(5)和凸模(3)，所述凹模(5)和凸模(3)上下设置于所述底板(1)、左立柱(6)和右立柱(4)围设形成的第一空间内，所述凸模(3)固定于底板(1)上，所述凹模(5)内凹设置有容纳待加工产品的局部腔体，所述凸模(3)的形状与成型加强边的内腔形状相匹配，凹模(5)和凸模(3)之间形成用于安装待加工产品的第二空间；

两个整形滑块(2、8)，呈基本对称设置于所述凸模(3)两侧，所述底板(1)上设置供所述整形滑块(2、8)滑动的第三空间。

2.根据权利要求1所述的航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置，其特征在于，凹模(5)上的所述腔体内设置有避让区域，凹模(5)上在所述避让区域处对应设置有顶紧件。

3.根据权利要求1所述的航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置，其特征在于，所述左立柱(6)上设有第一侧面定位件，所述右立柱(4)上设有第二侧面定位件，所述第一侧面定位件和第二侧面定位件中，一个形成产品贴靠面，另一个为顶紧件。

4.根据权利要求1所述的航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置，其特征在于，还包括顶紧限位框(7)，所述凹模(5)、凸模(3)和整形滑块(2、8)形成一整体结构，所述顶紧限位框(7)套设置于该整体结构外，并固定于底板(1)上。

5.根据权利要求1所述的航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置，其特征在于，所述凸模(3)侧面设置有使整形滑块(2、8)且防止过压的限位面。

6.根据权利要求1所述的航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置，其特征在于，所述底板(1)上设置有导向块，所述整形滑块(2、8)上对应设置有导向凹槽。

7.根据权利要求1所述的航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置，其特征在于，所述整形滑块(2、8)上设置有辅助整形滑块(2、8)退出操作的顶出机构。

8.根据权利要求1所述的航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置，其特征在于，所述整形滑块(2、8)上设置有辅助整形滑块(2、8)退出操作的第一把手。

9.根据权利要求1所述的航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置，其特征在于，所述凹模(5)上设置有辅助凹模(5)脱离的第二把手。

10.根据权利要求1所述的航空发动机风扇叶片前缘金属加强边的制备装置，其特征在于，该制备装置的材料包括热作模具钢或镍基高温合金。

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