CN117299975A - 一种复杂钛合金零件成形模具及工艺 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种复杂钛合金零件成形模具及工艺，属于钛合金零件加工技术领域，目的在于提供一种复杂钛合金零件成形模具及工艺，解决现有直升机发动机筒状抑制器上的过渡管零件成形困难且成形后易变形而导致组件无法装配的问题。其合模后的零件采用拉深成形的方式加工，通过将零件拉深高度减小，一次拉深成形处零件底部，将顶部设计为翻边成形，有效降低了成形难度，成型零件无明显起皱，无破裂现象，材料减薄符合零件要求。拉深成形与翻边成形通过更换对应的拉深凸模和翻边凸模，共用底板、凹模、压边圈，有效降低了模具成本，提高了企业的经济效益。本发明适用于一种复杂钛合金零件成形模具及工艺。
Description
技术领域
本发明属于钛合金零件加工技术领域，具体涉及一种复杂钛合金零件成形模具及工艺。
背景技术
现有的直升机发动机筒状抑制器上的过渡管零件为复杂型面的钛合金薄壁零件，零件成形困难且成形后易变形。按设计数模加工零件需多次成形且成形困难；激光切割后后零件容易变形，会存在因变形较大而导致组件无法装配的问题。
发明内容
本发明的目的在于：提供一种复杂钛合金零件成形模具及工艺，解决现有直升机发动机筒状抑制器上的过渡管零件成形困难且成形后易变形而导致组件无法装配的问题。
本发明采用的技术方案如下：
一种复杂钛合金零件成形模具，包括底板、拉深凸模、翻边凸模、凹模、偶合模，所述底板两侧连接有导板，所述导板上安装有压边圈。
一种复杂钛合金零件成形工艺，包括以下步骤：
(1)基于左件和右件的结构特点，将成对称的左件下部、右件下部设计为合模加工，将成对称的左件上部、右件上部设计为合模加工；
(2)领取钛合金物料，基于所需板料的尺寸，完成激光下料，下料后进行钳修；
(3)左件下部、右件下部成型：
(3.1)将底板、导板、拉深凸模、压边圈、凹模进行组装，进行第一次热成形，对板料进行拉深，将零件底部成形；
(3.2)拉深成形完成后，通过激光切割出翻边预孔并进行第二次钳修抛光孔口；
(3.3)将拉深凸模取出，并将底板、导板、翻边凸模、压边圈、凹模进行组装，进行第二次热成形，合模时利用第一次拉深成形过程中成形出的零件型面定位零件，再成形出翻边；
(3.4)翻边成形完成后，通过五轴激光切割，分离出左件下部和右件下部；
(4)左件上部、右件上部成型：
(4.1)左件上部、右件上部合模不共料，将对应的板料预弯后与偶合模组装，完成左件上部、右件上部采用偶合模热成形；
(4.2)偶合模热成形完成后，通过五轴激光切割，分离出左件上部、右件上部；
(5)将分离的左件下部、右件下部、左件上部、右件上部进行钳修后酸洗，酸洗后再次钳修；
(6)对左件下部、右件下部、左件上部、右件上部进行打磨；
(7)打磨完成后，将左件下部与左件上部进行焊接，右件下部与右件上部进行焊接，焊接完成后进行成品检验，检验合格后包装入库。
进一步地，所述步骤(3.1)中第一热成形时成形温度为680℃-720℃，主缸压力为20-30T,顶缸压力为10-15T；保温保压时间为5-8min。
进一步地，所述步骤(3.3)中第二次热成形时成形温度为680℃-720℃，主缸压力为15-20T,顶缸压力为5-10T，保压压力为100T，保温保压时间为5-8min。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
1、本发明中，合模后的左件下部和右件下部采用拉深成形的方式加工，由于零件高度较高，顶部高度不均匀，一次拉深成形时拉深系数较小，容易出现拉裂与起皱的风险。通过将零件拉深高度减小，一次拉深成形处零件底部，将顶部设计为翻边成形，有效降低了成形难度，成型零件无明显起皱，无破裂现象，材料减薄符合零件要求。
2、本发明中，合模后的左件下部和右件下部在第一次热成形和第二次热成形时通过更换对应的拉深凸模和翻边凸模，共用底板、凹模、压边圈，有效降低了模具成本，提高了企业的经济效益。
3、本发明中，左件上部、右件上部的型面类似于圆弧形，合模后的左件上部、右件上部采用偶合模成形的方式加工，左件上部、右件上部合模不共料，将板料预弯后成形，不仅可以减小原材料的消耗，且可以有效减小工艺面对零件型面的影响，减小零件脱模后的回弹量。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图，其中：
图1为本发明左件的结构示意图；
图2为本发明右件的结构示意图；
图3为本发明左件下部和右件下部的成形模具示意图；
图4为本发明左件上部、右件上部的成形模具示意图；
图5为本发明左件下部和右件下部合模示意图；
图6为本发明左件下部和右件下部合模切割预孔示意图；
图7为本发明左件下部和右件下部翻边成形示意图；
图8为本发明左件下部和右件下部的加工流程图。
图中标记：01-凹模、02-板料、03-压边圈、04-拉深凸模、05-底板、06-导板、07-翻边凸模、08-左件上部、09-左件下部、010-右件下部、011-右件上部。
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做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：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的简化描述，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。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
此外，术语“水平”、“竖直”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。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。
在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接或一体地连接；可以使机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个原件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
一种复杂钛合金零件成形模具，包括底板、拉深凸模、翻边凸模、凹模、偶合模，所述底板两侧连接有导板，所述导板上安装有压边圈。
一种复杂钛合金零件成形工艺，包括以下步骤：
(1)基于左件和右件的结构特点，将成对称的左件下部、右件下部设计为合模加工，将成对称的左件上部、右件上部设计为合模加工；
(2)领取钛合金物料，基于所需板料的尺寸，完成激光下料，下料后进行钳修；
(3)左件下部、右件下部成型：
(3.1)将底板、导板、拉深凸模、压边圈、凹模进行组装，进行第一次热成形，对板料进行拉深，将零件底部成形；
(3.2)拉深成形完成后，通过激光切割出翻边预孔并进行第二次钳修抛光孔口；
(3.3)将拉深凸模取出，并将底板、导板、翻边凸模、压边圈、凹模进行组装，进行第二次热成形，合模时利用第一次拉深成形过程中成形出的零件型面定位零件，再成形出翻边；
(3.4)翻边成形完成后，通过五轴激光切割，分离出左件下部和右件下部；
(4)左件上部、右件上部成型：
(4.1)左件上部、右件上部合模不共料，将对应的板料预弯后与偶合模组装，完成左件上部、右件上部采用偶合模热成形；
(4.2)偶合模热成形完成后，通过五轴激光切割，分离出左件上部、右件上部；
(5)将分离的左件下部、右件下部、左件上部、右件上部进行钳修后酸洗，酸洗后再次钳修；
(6)对左件下部、右件下部、左件上部、右件上部进行打磨；
(7)打磨完成后，将左件下部与左件上部进行焊接，右件下部与右件上部进行焊接，焊接完成后进行成品检验，检验合格后包装入库。
进一步地，所述步骤(3.1)中第一热成形时成形温度为680℃-720℃，主缸压力为20-30T,顶缸压力为10-15T；保温保压时间为5-8min。
进一步地，所述步骤(3.3)中第二次热成形时成形温度为680℃-720℃，主缸压力为15-20T,顶缸压力为5-10T，保压压力为100T，保温保压时间为5-8min。
本发明在实施过程中，合模后的左件下部和右件下部采用拉深成形的方式加工，由于零件高度较高，顶部高度不均匀，一次拉深成形时拉深系数较小，容易出现拉裂与起皱的风险。通过将零件拉深高度减小，一次拉深成形处零件底部，将顶部设计为翻边成形，有效降低了成形难度，成型零件无明显起皱，无破裂现象，材料减薄符合零件要求。合模后的左件下部和右件下部在第一次热成形和第二次热成形时通过更换对应的拉深凸模和翻边凸模，共用底板、凹模、压边圈，有效降低了模具成本，提高了企业的经济效益。左件上部、右件上部的型面类似于圆弧形，合模后的左件上部、右件上部采用偶合模成形的方式加工，左件上部、右件上部合模不共料，将板料预弯后成形，不仅可以减小原材料的消耗，且可以有效减小工艺面对零件型面的影响，减小零件脱模后的回弹量。
实施例1
一种复杂钛合金零件成形模具，包括底板、拉深凸模、翻边凸模、凹模、偶合模，所述底板两侧连接有导板，所述导板上安装有压边圈。
实施例2
一种复杂钛合金零件成形工艺，包括以下步骤：
(1)基于左件和右件的结构特点，将成对称的左件下部、右件下部设计为合模加工，将成对称的左件上部、右件上部设计为合模加工；
(2)领取钛合金物料，基于所需板料的尺寸，完成激光下料，下料后进行钳修；
(3)左件下部、右件下部成型：
(3.1)将底板、导板、拉深凸模、压边圈、凹模进行组装，进行第一次热成形，对板料进行拉深，将零件底部成形；
(3.2)拉深成形完成后，通过激光切割出翻边预孔并进行第二次钳修抛光孔口；
(3.3)将拉深凸模取出，并将底板、导板、翻边凸模、压边圈、凹模进行组装，进行第二次热成形，合模时利用第一次拉深成形过程中成形出的零件型面定位零件，再成形出翻边；
(3.4)翻边成形完成后，通过五轴激光切割，分离出左件下部和右件下部；
(4)左件上部、右件上部成型：
(4.1)左件上部、右件上部合模不共料，将对应的板料预弯后与偶合模组装，完成左件上部、右件上部采用偶合模热成形；
(4.2)偶合模热成形完成后，通过五轴激光切割，分离出左件上部、右件上部；
(5)将分离的左件下部、右件下部、左件上部、右件上部进行钳修后酸洗，酸洗后再次钳修；
(6)对左件下部、右件下部、左件上部、右件上部进行打磨；
(7)打磨完成后，将左件下部与左件上部进行焊接，右件下部与右件上部进行焊接，焊接完成后进行成品检验，检验合格后包装入库。
实施例3
在实施例2的基础上，所述步骤(3.1)中第一热成形时成形温度为680℃-720℃，主缸压力为20-30T,顶缸压力为10-15T；保温保压时间为5-8min。
实施例4
在实施例2的基础上，所述步骤(3.3)中第二次热成形时成形温度为680℃-720℃，主缸压力为15-20T,顶缸压力为5-10T，保压压力为100T，保温保压时间为5-8min。
如上所述即为本发明的实施例。前文所述为本发明的各个优选实施例，各个优选实施例中的优选实施方式如果不是明显自相矛盾或以某一优选实施方式为前提，各个优选实施方式都可以任意叠加组合使用，所述实施例以及实施例中的具体参数仅是为了清楚表述发明的验证过程，并非用以限制本发明的专利保护范围，本发明的专利保护范围仍然以其权利要求书为准，凡是运用本发明的说明书及附图内容所作的等同结构变化，同理均应包含在本发明的保护范围内。
Claims (4)
1.一种复杂钛合金零件成形模具，其特征在于，包括底板、拉深凸模、翻边凸模、凹模、偶合模，所述底板两侧连接有导板，所述导板上安装有压边圈。
2.一种复杂钛合金零件成形工艺，其特征在于，包括以下步骤：
(1)基于左件和右件的结构特点，将成对称的左件下部、右件下部设计为合模加工，将成对称的左件上部、右件上部设计为合模加工；
(2)领取钛合金物料，基于所需板料的尺寸，完成激光下料，下料后进行钳修；
(3)左件下部、右件下部成型：
(3.1)将底板、导板、拉深凸模、压边圈、凹模进行组装，进行第一次热成形，对板料进行拉深，将零件底部成形；
(3.2)拉深成形完成后，通过激光切割出翻边预孔并进行第二次钳修抛光孔口；
(3.3)将拉深凸模取出，并将底板、导板、翻边凸模、压边圈、凹模进行组装，进行第二次热成形，合模时利用第一次拉深成形过程中成形出的零件型面定位零件，再成形出翻边；
(3.4)翻边成形完成后，通过五轴激光切割，分离出左件下部和右件下部；
(4)左件上部、右件上部成型：
(4.1)左件上部、右件上部合模不共料，将对应的板料预弯后与偶合模组装，完成左件上部、右件上部采用偶合模热成形；
(4.2)偶合模热成形完成后，通过五轴激光切割，分离出左件上部、右件上部；
(5)将分离的左件下部、右件下部、左件上部、右件上部进行钳修后酸洗，酸洗后再次钳修；
(6)对左件下部、右件下部、左件上部、右件上部进行打磨；
(7)打磨完成后，将左件下部与左件上部进行焊接，右件下部与右件上部进行焊接，焊接完成后进行成品检验，检验合格后包装入库。
3.按照权利要求2所述的一种复杂钛合金零件成形工艺，其特征在于，所述步骤(3.1)中第一热成形时成形温度为680℃-720℃，主缸压力为20-30T,顶缸压力为10-15T；保温保压时间为5-8min。
4.按照权利要求2所述的一种复杂钛合金零件成形工艺，其特征在于，所述步骤(3.3)中第二次热成形时成形温度为680℃-720℃，主缸压力为15-20T,顶缸压力为5-10T，保压压力为100T，保温保压时间为5-8min。
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| CN117620007A (zh) * | 2024-01-25 | 2024-03-01 | 成都长之琳航空制造有限公司 | 一种ta32马鞍形零件加工模具及工艺 |
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| CN117798617A (zh) * | 2024-03-01 | 2024-04-02 | 成都长之琳航空制造有限公司 | 一种壳体成形加工工艺 |
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