The inventive device for hot trimming of aero engine blade forgings, including the base, by trimming blade forgings to provide spring, reverse extrusion pressure for the spring guide guide pillar and roof plate and the female die, a support block, a pillar, a punch and a guide plate. The method of using the heat side, hot side device, the steps are as follows: the blade forging forging forming device in the heat side on the supporting block; the start cutting equipment in punch cutting equipment is driven by intense downward movement and edge device of blade forging force, the burr blade forgings were removed under the action of shear stress; when the punch moves to the dead center, in the spring restoring force, spring, roof, plate and the supporting block and the punch linkage upward, blade forgings after trimming was the top, then punch off blade forgings reply in situ.
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空发动机叶片类锻件的毛边去除领域,特别涉及一种用于航空发动机叶片类锻件的热切边装置与方法。
技术介绍
航空发动机叶片类锻件主要由钛合金、高温合金等难变形材料锻造而成,由于空气动力学要求,叶片扭角大,因而此类锻件均采用曲面分模,所得的锻件需去除毛边。目前,航空发动机叶片类锻件去除毛边采用的切边方式主要是使用普通切边模具热切,也有部分铝合金叶片锻件毛边采用冷切,但不管是热切还是冷切,切边过程中锻件叶身会发生扭转变形。为了解决锻件叶身扭转变形的问题,通常的方法是用原模具进行校正,但校正时锻件表面易出现不允许的塑性形变(因为塑性形变会导致材料在临界变形区形变,使锻件组织状态发生变化),影响叶片类零件的性能。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术的不足,提供一种用于航空发动机叶片类锻件的热切边装置与方法,以解决切边过程中叶片类锻件叶身发生扭转变形的问题。本专利技术所述用于航空发动机叶片类锻件的热切边装置,包括底座、为被切边叶片类锻件提供反向挤压力的弹簧、为所述弹簧导向的导柱及顶板、垫板、阴模、托块、支柱、冲头和导向板;所述弹簧的数量至少为三件,所述导柱的数量为弹簧数量的两倍,所述支柱的数量至少为三根;所述底座由第一座体和位于第一座体上且与第一座体为一体化结构或固连的第二座体构成,第二座体的中心部位设置有凹腔;所述顶板的形状和尺寸与第二座体中心部位设置的凹腔的形状和尺寸相匹配,所述垫板的形状和尺寸与顶板的形状和尺寸相匹配;所述托块由限位座和位于限位座上且与限位座为一体化结构或固连的托持体构成,托持体顶面的形状和尺寸与被切边的叶片类锻件的叶背型面 ...
【技术保护点】
一种用于航空发动机叶片类锻件的热切边装置,其特征在于包括底座(1)、为被切边叶片类锻件提供反向挤压力的弹簧(2)、为所述弹簧导向的导柱(3)及顶板(4)、垫板(5)、阴模(7)、托块(6)、支柱(8)、冲头(10)和导向板(11);所述弹簧(2)的数量至少为三件,所述导柱(3)的数量为弹簧数量的两倍,所述支柱(8)的数量至少为三根;所述底座(1)由第一座体(1‑1)和位于第一座体上且与第一座体为一体化结构或固连的第二座体(1‑2)构成,第二座体(1‑2)的中心部位设置有凹腔(1‑3);所述顶板(4)的形状和尺寸与第二座体中心部位设置的凹腔(1‑3)的形状和尺寸相匹配,所述垫板(5)的形状和尺寸与顶板(4)的形状和尺寸相匹配;所述托块(6)由限位座(6‑1)和位于限位座上且与限位座为一体化结构或固连的托持体(6‑2)构成,托持体顶面(6‑3)的形状和尺寸与被切边的叶片类锻件的叶背型面相同,所述阴模(7)的中心部位从下至上开设有与托块(6)的限位座和托持体形状和尺寸相匹配的限位槽(7‑1)和托持体安装腔(7‑2);所述冲头(10)由阳模段(10‑2)、限位台阶(10‑3)和连接段(10‑4 ...
【技术特征摘要】
1.一种用于航空发动机叶片类锻件的热切边装置,其特征在于包括底座(1)、为被切边叶片类锻件提供反向挤压力的弹簧(2)、为所述弹簧导向的导柱(3)及顶板(4)、垫板(5)、阴模(7)、托块(6)、支柱(8)、冲头(10)和导向板(11);所述弹簧(2)的数量至少为三件,所述导柱(3)的数量为弹簧数量的两倍,所述支柱(8)的数量至少为三根;所述底座(1)由第一座体(1-1)和位于第一座体上且与第一座体为一体化结构或固连的第二座体(1-2)构成,第二座体(1-2)的中心部位设置有凹腔(1-3);所述顶板(4)的形状和尺寸与第二座体中心部位设置的凹腔(1-3)的形状和尺寸相匹配,所述垫板(5)的形状和尺寸与顶板(4)的形状和尺寸相匹配;所述托块(6)由限位座(6-1)和位于限位座上且与限位座为一体化结构或固连的托持体(6-2)构成,托持体顶面(6-3)的形状和尺寸与被切边的叶片类锻件的叶背型面相同,所述阴模(7)的中心部位从下至上开设有与托块(6)的限位座和托持体形状和尺寸相匹配的限位槽(7-1)和托持体安装腔(7-2);所述冲头(10)由阳模段(10-2)、限位台阶(10-3)和连接段(10-4)构成,限位台阶(10-3)的上端面与连接段(10-4)为一体化结构或固连,限位台阶(10-3)的下端面与阳模段(10-2)为一体化结构或固连,阳模段底面(10-1)的形状和尺寸与被切边的叶片类锻件的叶盆型面相同;所述导向板(11)的中心部位开设有与冲头上的阳模段横截面形状相同的导向孔(11-1),周边设置有与支柱(8)组合的过孔(11-2);使用时,所述底座(1)安装在切边设备的下模座上,在第二座体(1-2)中心部位设置的凹腔(1-3)底壁和顶板(4)底面分别安装与弹簧数量相同的导柱(3),各弹簧分别套装在安装于凹腔(1-3)底壁的相应导柱(3)上,安装在顶板底面的各导柱(3)分别插入相应的弹簧内孔且顶板的底面与弹簧接触,所述垫板(5)放置在顶板上,所述阴模(7)固定在底座第二座体(1-2)的凹腔侧壁顶面,所述托块(6)安装在阴模(7)中心部位设置的限位槽(7-1)和托持体安装腔(...
【专利技术属性】
技术研发人员:陈基东,袁本福,温金明,唐宁,张小红,何浩林,
申请(专利权)人:成都发动机集团有限公司,
类型:发明
国别省市:四川;51
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