CN117139550A - 航空发动机叶片锻件切边校正装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机叶片锻件切边校正装置及方法，切边校正装置包括上压边结构、下压边结构、反顶料装置和冲头，压边结构匹配金属飞边的流出趋势设计，必要时加放卡紧齿，反顶料装置及冲头的模膛构成校正模模膛。本发明通过切边校正装置将传统的“加热→切边→除防护涂层→腐蚀→打磨→喷涂玻璃润滑剂→加热→校正”生产流程缩减为“喷涂玻璃润滑剂→加热→校正+切边”，大大提升了生产效率、降低了生产成本及人工劳动量，进一步可释放降低材料弹塑性特性带来的残余应力，从而降低后续的热处理变形。

Description

航空发动机叶片锻件切边校正装置及方法

技术领域

本发明属于航空发动机叶片的切边及校正技术领域，特别地，涉及一种航空发动机叶片锻件切边加校正装置及方法。

背景技术

当前航空发动机叶片锻件的生产需经过切边、校正两道主工序，因此需设计两套模具(如图1、图2所示)以匹配不同的模座，生产过程需两个加热火次，其生产流程为：加热→切边→除防护涂层→腐蚀→打磨→喷涂玻璃润滑剂→加热→校正，生产流程长效率较低、成本高、人工劳动量大，同时其切边模无压紧飞边结构在切边时会引起翻边变形等问题，给后续的校正、热处理带来较复杂的综合交叉应力影响；且其校正工序无下止点保压措施较简单，受锻造材料的弹塑性特性影响会产生较大残余应力，致使锻件在热处理过程发生较大变形。

目前国内一些叶片厂在校正工序上采用等温校，或在普通冲床上采取拖着叶身切边(常规切边叶身无支撑)也取得一定的减少切边变形效果，但采用等温校其压下速度较慢效率较低，且还需经过切边、校正两道主工序；在普通冲床上采取拖着叶身切边效率较高，但切下的飞边会卡在模具上，给卸下飞边带来较大工作量的同时也还需要经过校正主工序，较长的工序流程已逐步满足不了航空发动机叶片日益精益化的科研生产需求。

发明内容

本发明旨在提供一种航空发动机叶片锻件切边校正装置及方法，将叶片锻件的切边、校正两道主工序合并在一道主工序中实现，缩减生产流程、提升生产效率、降低生产成本及人工劳动量，并在降低切边变形的同时降低叶片校形后的残余应力，从而降低锻件在后续热处理中因释放残余应力而发生的变形。

本发明的技术方案如下：

航空发动机叶片锻件切边校正装置，包括，

上压边结构，所述上压边结构的下端面形成航空发动机叶片锻件的上压边表面，上压边表面内部开有第一镂空区域；

下压边结构，所述下压边结构的上端面形成航空发动机叶片锻件的下压边表面，下压边表面内部开有第二镂空区域；

反顶料装置，所述反顶料装置贯穿上压边结构的第一镂空区域，反顶料装置的下端形成上校正模膛；

冲头，所述冲头贯穿下压边结构的第二镂空区域，冲头的上端形成下校正模膛。

进一步，航空发动机叶片锻件切边校正装置还包括卡紧齿，所述卡紧齿设置在上压边表面，或者下压边表面，或者同时设置在上压边表面和下压边表面。

进一步，所述上压边表面和下压边表面的表面形状与航空发动机叶片锻件金属飞边的流出趋势匹配。

航空发动机叶片锻件切边校正方法，采用前述的切边校正装置，且包括以下步骤：

步骤1，放料，将航空发动机叶片锻件加热到校正温度，然后放置在冲头和下压边结构上端；

步骤2，校正+夹紧飞边，下压边结构与冲头一起同步往上运动，冲头与反顶料装置相互作用完成叶片锻件的校形，下压边结构与上压边结构的相互作用完成飞边的夹紧；

步骤3，切边，冲头与反顶料装置带着叶片锻件相对于上压边结构和下压边结构做运动，进行精密冲裁切边，实现叶片锻件与飞边的分离，在切边过程及切边结束后，冲头和反顶料装置对叶片锻件的校正保持施加保压状态；

步骤4，取下锻件，当上压边结构与反顶料装置回位时，取下叶片锻件；

步骤5，取下飞边，当冲头回位时，取出切边留下的飞边。

作为一种选择，所述步骤1中，校正温度低于叶片锻件的锻造温度30℃。

作为一种选择，所述步骤2中，叶片锻件的校形的压下量取0.1mm～0.2mm。

作为一种选择，所述步骤3中，切边过程及切边结束后冲头和反顶料装置对叶片锻件的校正保持施加保压状态，持续时间为5s～30s。

作为一种选择，所述步骤5之后重复步骤1实施下一块叶片锻件的切边校正。

与现有技术相比，本发明通过对传统切边和校正工装的创新设计及优化融合，将切边、校正两道主工序合并在一道主工序中，从原有的“加热→切边→除防护涂层→腐蚀→打磨→喷涂玻璃润滑剂→加热→校正”生产流程缩减为“喷涂玻璃润滑剂→加热→校正+切边”(由于每一道主锻工序基本上都要经过除防护涂层→腐蚀→打磨→喷涂玻璃润滑剂这些步骤，减少了一道主锻工序这些步骤就相应减少了)，大大提升了生产效率、降低了生产成本及人工劳动量。

本发明的切边校正装置有压边结构且锻件盆背有支撑装置，可防止在切边过程飞边发生翻边变形。

本发明的切边校正装置及方法在切边结束后冲头和反顶料装置对叶片锻件的校正保持施加保压状态，可释放降低材料弹塑性特性带来的残余应力，从而降低后续的热处理变形。

附图说明

图1为目前行业内常用的切边模示意图；

图2为目前行业内常用的校正模示意图；

图3为本发明的叶片锻件切边加校正工装、装置示意图；

图4为本发明中校正加切边前锻件放在装置上的示意图；

图5为本发明中锻件校正加飞边夹紧时的示意图；

图6为本发明中锻件切边时的示意图；

图7为本发明中取下切边后锻件的装置状态示意图；

图8为本发明中取下飞边后的装置状态示意图；

图中，1-上压边结构、2-下压边结构、3-反顶料装置、4-冲头。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的说明，但不应就此理解为本发明所述主题的范围仅限于以下的实施例，在不脱离本发明上述技术思想情况下，凡根据本领域普通技术知识和惯用手段做出的各种修改、替换和变更，均包括在本发明的范围内。

如图3～图8所示，本发明的基本思路是：将传统的切边模和校正模优化融合在一套工装装置中，对其切边模增加飞边压紧装置及锻件盆背支撑装置(即冲头4和反顶料装置3)，并在校正过程额外施加保压，其装置主要包含上压边结构1、下压边结构2、反顶料装置3和冲头4。

实施切边加校正过程时，叶片锻件先进行校正，校正达其变形量时(一般为0.1mm～0.2mm)装置中的飞边压边结构(上压边结构1和下压边结构2)压紧飞边，紧接着冲头4和反顶料装置3带动叶片锻件在压边结构(上压边结构1和下压边结构2)之间做相互运动进行切边，因飞边上下有压边结构压紧且锻件盆背有支撑装置可防止锻件在切边过程发生翻边变形；切边结束后冲头4和反顶料装置3对叶片锻件的校正保持施加保压状态，持续时间：5s～30s(具体视叶片大小而定，叶片越大保压时间越长，反之则保压时间越短)，此时释放降低了材料弹塑性特性带来的残余应力，从而降低后续的热处理变形。整个过程将切边、校形两道主工序合并在一道主工序中，原有大量工作及工作流程可简化为：喷涂玻璃润滑剂→加热→校正+切边，从而大大缩减了生产流程、提升了生产效率、降低了生产成本及人工劳动量。

本发明的航空发动机叶片锻件切边加校正装置如图3所示，主要包含上压边结构1、下压边结构2、反顶料装置3和冲头4，上压边结构1、下压边结构2的压边表面匹配金属飞边的流出趋势设计，必要时加放卡紧齿，反顶料装置3及冲头4的模膛构成校正模模膛。叶片锻件的切边校正方法过程实现如下：

1.放料。如图4所示，校正+切边前，将叶片锻件加热到其校正温度(一般低于锻造温度30℃)，并放在下压边结构2与冲头4围成的校正模膛上。

2.校正+夹紧飞边。如图5所示，下压边结构2与冲头4一起同步往上运动，冲头4与反顶料装置3相互作用完成叶片锻件的校形(校形的压下量一般为0.1mm～0.2mm)，下压边结构2与上压边结构1的相互作用完成飞边的夹紧。

3.切边。如图6所示，冲头4与反顶料装置3带着叶片锻件相对于压边结构做运动，进行精密冲裁切边，实现叶片锻件与飞边的分离。在切边过程及切边结束后冲头4和反顶料装置3对叶片锻件的校正保持施加保压状态，持续时间：5s～30s(具体视叶片锻件大小而定，叶片锻件越大保压时间越长，反之则保压时间越短)。

4.取下锻件。如图7所示，此时上压边结构1与反顶料装置3回位，有足够空间可取出叶片锻件。

5.取下飞边。如图8所示，此时冲头4回位，冲头4与飞边分离，可取出飞边。再次进行下一叶片锻件校正加切边时将叶片锻件放入下压边结构2与冲头4围成的校正模膛中，如图4所示，进行后续工步。

本发明提供了一种航空发动机叶片锻件切边加校正装置及方法，通过装置的创新设计及优化融合，将切边、校正两道主工序合并在一道主工序中，缩减了生产流程、提升了生产效率、降低了生产成本及人工劳动量。本发明的装置有压边结构且锻件盆背有支撑装置，可防止在切边过程飞边发生翻边变形；本发明的装置及工艺方法在切边结束后冲头4和反顶料装置3对叶片锻件的校正保持施加保压状态，可释放降低材料弹塑性特性带来的残余应力，从而降低后续的热处理变形。

本发明的说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。尽管上面对本发明说明性的具体实施方式进行了描述，以便于本技术领的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。

Claims (8)

1.航空发动机叶片锻件切边校正装置，其特征在于：包括，

上压边结构(1)，所述上压边结构(1)的下端面形成航空发动机叶片锻件的上压边表面，上压边表面内部开有第一镂空区域；

下压边结构(2)，所述下压边结构(2)的上端面形成航空发动机叶片锻件的下压边表面，下压边表面内部开有第二镂空区域；

反顶料装置(3)，所述反顶料装置(3)贯穿上压边结构(1)的第一镂空区域，反顶料装置(3)的下端形成上校正模膛；

冲头(4)，所述冲头(4)贯穿下压边结构(2)的第二镂空区域，冲头(4)的上端形成下校正模膛。

2.根据权利要求1所述的航空发动机叶片锻件切边校正装置，其特征在于：还包括卡紧齿，所述卡紧齿设置在上压边表面，或者下压边表面，或者同时设置在上压边表面和下压边表面。

3.根据权利要求1所述的航空发动机叶片锻件切边校正装置，其特征在于：所述上压边表面和下压边表面的表面形状与航空发动机叶片锻件金属飞边的流出趋势匹配。

4.航空发动机叶片锻件切边校正方法，其特征在于：采用权利要求1所述的切边校正装置，且包括以下步骤：

步骤1，放料，将航空发动机叶片锻件加热到校正温度，然后放置在冲头(4)和下压边结构(2)上端；

步骤2，校正+夹紧飞边，下压边结构(2)与冲头(4)一起同步往上运动，冲头(4)与反顶料装置(3)相互作用完成叶片锻件的校形，下压边结构(2)与上压边结构(1)的相互作用完成飞边的夹紧；

步骤3，切边，冲头(4)与反顶料装置(3)带着叶片锻件相对于上压边结构(1)和下压边结构(2)做运动，进行精密冲裁切边，实现叶片锻件与飞边的分离，在切边过程及切边结束后，冲头(4)和反顶料装置(3)对叶片锻件的校正保持施加保压状态；

步骤4，取下锻件，当上压边结构(1)与反顶料装置(3)回位时，取下叶片锻件；

步骤5，取下飞边，当冲头(4)回位时，取出切边留下的飞边。

5.根据权利要求4所述的航空发动机叶片锻件切边校正方法，其特征在于：所述步骤1中，校正温度低于叶片锻件的锻造温度30℃。

6.根据权利要求4所述的航空发动机叶片锻件切边校正方法，其特征在于：所述步骤2中，叶片锻件的校形的压下量取0.1mm～0.2mm。

7.根据权利要求4所述的航空发动机叶片锻件切边校正方法，其特征在于：所述步骤3中，切边过程及切边结束后冲头(4)和反顶料装置(3)对叶片锻件的校正保持施加保压状态，持续时间为5s～30s。

8.根据权利要求4所述的航空发动机叶片锻件切边校正方法，其特征在于：所述步骤5之后重复步骤1实施下一块叶片锻件的切边校正。