CN117620007A - 一种ta32马鞍形零件加工模具及工艺 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种TA32马鞍形零件加工模具及工艺，属于钛合金零件加工技术领域，目的在于解决现有直升机发动机排气装置上的分流座零件成形困难的问题。加工模具包括热拉深成形模具、热翻边成形模具、热校形模具。加工工艺包括以下步骤：（1）领料、下料、钳修；（2）热拉深成形；（3）五轴激光切割；（4）热翻边成形；（5）五轴激光切割；（6）热校形；（7）五轴激光切割、钳修、酸洗；（8）尺寸总检、入库。通过采用将零件拉深成形、修边、热翻边成形、修边、热校形的工艺方案，并选用最佳的加工参数，可以有效降低零件的成形难度及风险，大大提高了零件的合格率，缩短了生产周期，成形零件质量可靠。本发明适用于TA32钛合金零件加工。
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TA32马鞍形零件加工模具及工艺。
背景技术
现有直升机发动机排气装置上的分流座是复杂高温钛合金（TA32）薄壁马鞍形零件，且该零件的材料是一种近α型高温钛合金，成形工艺复杂,现有工艺难以制造出这种外形复杂的零件，存在成形困难的问题。
如果能够研制出适宜的加工方法，降低该零件的成型难度，势必会大大增强企业在复杂高温钛合金加工领域的竞争力，提升企业的经济效益。
发明内容
本发明的目的在于：提供一种TA32马鞍形零件加工模具及工艺，解决现有直升机发动机排气装置上的分流座零件成形困难的问题。
本发明采用的技术方案如下：
一种TA32马鞍形零件加工模具，包括热拉深成形模具、热翻边成形模具、热校形模具，所述热拉深成形模具包括第一底板、第一凸模、第一凹模，所述第一凸模设置于第一底板上，所述第一凹模位于第一凸模上方，所述第一底板两侧还安装有第一导板，所述第一凸模上套设有压边圈，所述热翻边成形模具包括第二底板，所述第二底板两侧设置有第二导板，所述第二底板上设置有第二凹模，所述第二凹模内设置有托料板，所述第二凹模上方设置有第二凸模，所述热校形模具包括第三凸模和第三凹模，所述第三凸模与第三凹模相适配，所述第三凸模上下两侧设置有第三导板。
一种TA32马鞍形零件加工工艺，包括以下步骤：
（1）领料、下料、钳修：
按材料标准及规格领取钛合金物料并基于所需板料的尺寸激光切割下料，钳修板料边缘毛刺至光滑、打磨板料表面缺陷；
（2）热拉深成形：
（2.1）安装热拉深成形模具：抛修热拉深成形模具表面并清理，在工作型面上均匀喷涂保护涂料保证无堆积并自然风干，安装热拉深成形模具至机床上，并将热拉深成形模具升温至预定温度；
（2.2）热拉深成形：将板料正确置于模具压边圈上，预热5～8分钟后对零件进行热拉深成形，结束后取出零件；
（3）五轴激光切割：
热拉深成形后的零件采用五轴激光切割机去除边缘余量，钳修打磨边缘重熔层至光滑；
（4）热翻边成形：
（4.1）安装热翻边成形模具：抛修热翻边成形模具表面并清理，在工作型面上均匀喷涂保护涂料保证无堆积并自然风干；安装热翻边成形模具至机床上，并将热翻边成形模具升温至预定温度；
（4.2）涂涂料：清理零件并在表面上均匀喷涂保护涂料保证无堆积并自然风干；
（4.3）热翻边成形：将零件正确置于模具托料板上，预热5～8分钟后对零件进行翻边成形，结束后取出零件；
（5）五轴激光切割：
热翻边成形后的零件采用五轴激光切割机去除边缘余量，钳修打磨边缘重熔层至光滑；
（6）热校形：
（6.1）安装热校形模具：抛修热校形模具表面并清理，在工作型面上均匀喷涂保护涂料保证无堆积并自然风干；安装热校形模具至机床上，并将热校形模具升温至预定温度；
（6.2）涂涂料：清理零件并在表面上均匀喷涂保护涂料保证无堆积并自然风干；
（6.3）热校形：将零件正确置于模具凹模上，预热5～8分钟后对零件进行热校形，结束后取出零件；
（7）五轴激光切割、钳修、酸洗：
热校形后的零件采用五轴激光切割机去除边缘余量，钳修打磨边缘重熔层保证零件尺寸，钳修后酸洗去除氧化层；
（8）尺寸总检、入库：
对零件的尺寸进行全面检验，检验合格后包装入库。
进一步地，所述步骤（2.2）中热拉深成形时的模具温度为820℃～840℃，主缸压力为10～15T，顶缸压力为4～6T，拉深速率为＜1㎜/s，保温温度为800℃～840℃，保压压力为50T，保温保压时间为5～8分钟。
进一步地，所述步骤（4.3）中热翻边成形时的模具温度为800℃～840℃，主缸压力为2～3T，顶缸压力为1～2T，成形速率为＜1㎜/s，保温温度为800℃～840℃，保压压力为3T，保温保压时间为5～8分钟。
进一步地，所述步骤（6.3）中热校形时的模具温度为800℃～840℃，主缸压力为5～10T，保温温度为800℃～840℃，保压压力为10T，保温保压时间为5～8分钟。
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，采用将零件拉深成形、修边、热翻边成形、修边、热校形的工艺方案，并选用最佳的加工参数，可以有效降低零件的成形难度及风险，大大提高了零件的合格率，缩短了生产周期，成形零件无明显起皱，无破裂现象，材料减薄符合零件要求，有效解决了现有直升机发动机排气装置上的分流座零件成形困难的问题。
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为本发明热拉深成形模具的结构示意图；
图2为本发明热翻边成形模具的结构示意图；
图3为本发明热翻边成形模具A-A截面的结构示意图；
图4为本发明热校形模具的结构示意图；
图5为本发明热校形模具B-B截面的结构示意图；
图6为本发明加工零件的结构示意图；
图7为本发明的工艺流程图；
图中标记：01-第一底板、02-第一凸模、03-第一凹模、04-第一导板、05-压边圈、06-第二底板、07-第二导板、08-第二凹模、09-托料板、010-第二凸模、011-第三凸模、012-第三凹模、013-第三导板。
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；可以是机械连接，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，可以是两个元件内部的连通。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。
结合说明书附图1-说明书附图7,
一种TA32马鞍形零件加工模具，包括热拉深成形模具、热翻边成形模具、热校形模具，所述热拉深成形模具包括第一底板01、第一凸模02、第一凹模03，所述第一凸模02设置于第一底板01上，所述第一凹模03位于第一凸模02上方，所述第一底板01两侧还安装有第一导板04，所述第一凸模02上套设有压边圈05，所述热翻边成形模具包括第二底板06，所述第二底板06两侧设置有第二导板07，所述第二底板06上设置有第二凹模08，所述第二凹模08内设置有托料板09，所述第二凹模08上方设置有第二凸模010，所述热校形模具包括第三凸模011和第三凹模012，所述第三凸模011与第三凹模012相适配，所述第三凸模011上下两侧设置有第三导板013。
一种TA32马鞍形零件加工工艺，包括以下步骤：
（1）领料、下料、钳修：
按材料标准及规格领取钛合金物料并基于所需板料的尺寸激光切割下料，钳修板料边缘毛刺至光滑、打磨板料表面缺陷；
（2）热拉深成形：
（2.1）安装热拉深成形模具：抛修热拉深成形模具表面并清理，在工作型面上均匀喷涂保护涂料保证无堆积并自然风干，安装热拉深成形模具至机床上，并将热拉深成形模具升温至预定温度；
（2.2）热拉深成形：将板料正确置于模具压边圈上，预热5～8分钟后对零件进行热拉深成形，结束后取出零件；热拉深成形时的模具温度为820℃～840℃，主缸压力为10～15T，顶缸压力为4～6T，拉深速率为＜1㎜/s，保温温度为800℃～840℃，保压压力为50T，保温保压时间为5～8分钟；
（3）五轴激光切割：
热拉深成形后的零件采用五轴激光切割机去除边缘余量，钳修打磨边缘重熔层至光滑；
（4）热翻边成形：
（4.1）安装热翻边成形模具：抛修热翻边成形模具表面并清理，在工作型面上均匀喷涂保护涂料保证无堆积并自然风干；安装热翻边成形模具至机床上，并将热翻边成形模具升温至预定温度；
（4.2）涂涂料：清理零件并在表面上均匀喷涂保护涂料保证无堆积并自然风干；
（4.3）热翻边成形：将零件正确置于模具托料板上，预热5～8分钟后对零件进行翻边成形，结束后取出零件；热翻边成形时的模具温度为800℃～840℃，主缸压力为2～3T，顶缸压力为1～2T，成形速率为＜1㎜/s，保温温度为800℃～840℃，保压压力为3T，保温保压时间为5～8分钟；
（5）五轴激光切割：
热翻边成形后的零件采用五轴激光切割机去除边缘余量，钳修打磨边缘重熔层至光滑；
（6）热校形：
（6.1）安装热校形模具：抛修热校形模具表面并清理，在工作型面上均匀喷涂保护涂料保证无堆积并自然风干；安装热校形模具至机床上，并将热校形模具升温至预定温度；
（6.2）涂涂料：清理零件并在表面上均匀喷涂保护涂料保证无堆积并自然风干；
（6.3）热校形：将零件正确置于模具凹模上，预热5～8分钟后对零件进行热校形，结束后取出零件；热校形时的模具温度为800℃～840℃，主缸压力为5～10T，保温温度为800℃～840℃，保压压力为10T，保温保压时间为5～8分钟；
（7）五轴激光切割、钳修、酸洗：
热校形后的零件采用五轴激光切割机去除边缘余量，钳修打磨边缘重熔层保证零件尺寸，钳修后酸洗去除氧化层；
（8）尺寸总检、入库：
对零件的尺寸进行全面检验，检验合格后包装入库。
本发明在实施过程中，采用将零件拉深成形、修边、热翻边成形、修边、热校形的工艺方案，并选用最佳的加工参数，可以有效降低零件的成形难度及风险，大大提高了零件的合格率，缩短了生产周期，成形零件无明显起皱，无破裂现象，材料减薄符合零件要求，有效解决了现有直升机发动机排气装置上的分流座零件成形困难的问题。
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 (5)
1.一种TA32马鞍形零件加工模具，其特征在于，包括热拉深成形模具、热翻边成形模具、热校形模具，所述热拉深成形模具包括第一底板（01）、第一凸模（02）、第一凹模（03），所述第一凸模（02）设置于第一底板（01）上，所述第一凹模（03）位于第一凸模（02）上方，所述第一底板（01）两侧还安装有第一导板（04），所述第一凸模（02）上套设有压边圈（05），所述热翻边成形模具包括第二底板（06），所述第二底板（06）两侧设置有第二导板（07），所述第二底板（06）上设置有第二凹模（08），所述第二凹模（08）内设置有托料板（09），所述第二凹模（08）上方设置有第二凸模（010），所述热校形模具包括第三凸模（011）和第三凹模（012），所述第三凸模（011）与第三凹模（012）相适配，所述第三凸模（011）上下两侧设置有第三导板（013）。
2.一种TA32马鞍形零件加工工艺，其特征在于，包括以下步骤：
（1）领料、下料、钳修：
按材料标准及规格领取钛合金物料并基于所需板料的尺寸激光切割下料，钳修板料边缘毛刺至光滑、打磨板料表面缺陷；
（2）热拉深成形：
（2.1）安装热拉深成形模具：抛修热拉深成形模具表面并清理，在工作型面上均匀喷涂保护涂料保证无堆积并自然风干，安装热拉深成形模具至机床上，并将热拉深成形模具升温至预定温度；
（2.2）热拉深成形：将板料正确置于模具压边圈上，预热5～8分钟后对零件进行热拉深成形，结束后取出零件；
（3）五轴激光切割：
热拉深成形后的零件采用五轴激光切割机去除边缘余量，钳修打磨边缘重熔层至光滑；
（4）热翻边成形：
（4.1）安装热翻边成形模具：抛修热翻边成形模具表面并清理，在工作型面上均匀喷涂保护涂料保证无堆积并自然风干；安装热翻边成形模具至机床上，并将热翻边成形模具升温至预定温度；
（4.2）涂涂料：清理零件并在表面上均匀喷涂保护涂料保证无堆积并自然风干；
（4.3）热翻边成形：将零件正确置于模具托料板上，预热5～8分钟后对零件进行翻边成形，结束后取出零件；
（5）五轴激光切割：
热翻边成形后的零件采用五轴激光切割机去除边缘余量，钳修打磨边缘重熔层至光滑；
（6）热校形：
（6.1）安装热校形模具：抛修热校形模具表面并清理，在工作型面上均匀喷涂保护涂料保证无堆积并自然风干；安装热校形模具至机床上，并将热校形模具升温至预定温度；
（6.2）涂涂料：清理零件并在表面上均匀喷涂保护涂料保证无堆积并自然风干；
（6.3）热校形：将零件正确置于模具凹模上，预热5～8分钟后对零件进行热校形，结束后取出零件；
（7）五轴激光切割、钳修、酸洗：
热校形后的零件采用五轴激光切割机去除边缘余量，钳修打磨边缘重熔层保证零件尺寸，钳修后酸洗去除氧化层；
（8）尺寸总检、入库：
对零件的尺寸进行全面检验，检验合格后包装入库。
3.按照权利要求2所述的一种TA32马鞍形零件加工工艺，其特征在于，所述步骤（2.2）中热拉深成形时的模具温度为820℃～840℃，主缸压力为10～15T，顶缸压力为4～6T，拉深速率为＜1㎜/s，保温温度为800℃～840℃，保压压力为50T，保温保压时间为5～8分钟。
4.按照权利要求2所述的一种TA32马鞍形零件加工工艺，其特征在于，所述步骤（4.3）中热翻边成形时的模具温度为800℃～840℃，主缸压力为2～3T，顶缸压力为1～2T，成形速率为＜1㎜/s，保温温度为800℃～840℃，保压压力为3T，保温保压时间为5～8分钟。
5.按照权利要求2所述的一种TA32马鞍形零件加工工艺，其特征在于，所述步骤（6.3）中热校形时的模具温度为800℃～840℃，主缸压力为5～10T，保温温度为800℃～840℃，保压压力为10T，保温保压时间为5～8分钟。
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Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2471585C1 (ru) * | 2011-10-12 | 2013-01-10 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" | Способ изготовления тонкостенных несимметричных оболочек двойной кривизны с фланцем |
| CN104759538A (zh) * | 2015-04-09 | 2015-07-08 | 哈尔滨建成集团有限公司 | 一种集成冲压成型复合模具 |
| US20180281041A1 (en) * | 2017-03-30 | 2018-10-04 | Ford Global Technologies, Llc | Method and system for flanging a metal piece |
| CN110421067A (zh) * | 2019-07-19 | 2019-11-08 | 华中科技大学 | 一种蓄压器壳体的分步式成形装置及方法 |
| CN114173952A (zh) * | 2019-08-05 | 2022-03-11 | 日本制铁株式会社 | 冲压成型品的制造方法、冲压成型品以及冲压成型装置 |
| CN114603061A (zh) * | 2022-02-17 | 2022-06-10 | 四川国腾设备制造有限公司 | 一种冷轧钢飞机发动机机罩的一次成型方法 |
| CN115382972A (zh) * | 2022-09-26 | 2022-11-25 | 沈阳飞机工业（集团）有限公司 | 凹曲线钛合金角材成形方法 |
| CN116037764A (zh) * | 2022-12-26 | 2023-05-02 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种用于飞机的321固溶不锈钢防磨板的工艺成形方法 |
| CN116689595A (zh) * | 2023-06-09 | 2023-09-05 | 中航西安飞机工业集团股份有限公司 | 一种薄钛tc1合金凸曲率隔板室温拉深成形方法 |
| CN117299975A (zh) * | 2023-11-17 | 2023-12-29 | 成都长之琳航空制造有限公司 | 一种复杂钛合金零件成形模具及工艺 |
-
2024
- 2024-01-25 CN CN202410105439.4A patent/CN117620007A/zh active Pending
Patent Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2471585C1 (ru) * | 2011-10-12 | 2013-01-10 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" | Способ изготовления тонкостенных несимметричных оболочек двойной кривизны с фланцем |
| CN104759538A (zh) * | 2015-04-09 | 2015-07-08 | 哈尔滨建成集团有限公司 | 一种集成冲压成型复合模具 |
| US20180281041A1 (en) * | 2017-03-30 | 2018-10-04 | Ford Global Technologies, Llc | Method and system for flanging a metal piece |
| CN110421067A (zh) * | 2019-07-19 | 2019-11-08 | 华中科技大学 | 一种蓄压器壳体的分步式成形装置及方法 |
| CN114173952A (zh) * | 2019-08-05 | 2022-03-11 | 日本制铁株式会社 | 冲压成型品的制造方法、冲压成型品以及冲压成型装置 |
| CN114603061A (zh) * | 2022-02-17 | 2022-06-10 | 四川国腾设备制造有限公司 | 一种冷轧钢飞机发动机机罩的一次成型方法 |
| CN115382972A (zh) * | 2022-09-26 | 2022-11-25 | 沈阳飞机工业（集团）有限公司 | 凹曲线钛合金角材成形方法 |
| CN116037764A (zh) * | 2022-12-26 | 2023-05-02 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种用于飞机的321固溶不锈钢防磨板的工艺成形方法 |
| CN116689595A (zh) * | 2023-06-09 | 2023-09-05 | 中航西安飞机工业集团股份有限公司 | 一种薄钛tc1合金凸曲率隔板室温拉深成形方法 |
| CN117299975A (zh) * | 2023-11-17 | 2023-12-29 | 成都长之琳航空制造有限公司 | 一种复杂钛合金零件成形模具及工艺 |
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