一种航空发动机整体隔热罩多道次刚柔复合成形方法与装置制造方法及图纸

本发明专利技术提供了一种航空发动机整体隔热罩多道次刚柔复合成形方法与成形装置，所述刚柔复合成形方法包括充液拉深柔性预成形、多道次过渡刚模成形、充液拉深柔性终成形、环形腰带外胀柔性成形和环壁凹坑刚性压形，所述装置包括充液拉深预成形模具装置、多道次刚模拉深过渡成形模具装置、充液拉深终成形模具装置、环形腰带外胀成形模具装置和环壁凹坑压形模具装置，对应各成形道次，能够精确整体成形出拉深系数小、带有“环形腰带”和“圆型凹坑”微特征的大锥面过渡隔热罩零件，成形精度高，成形质量好，零件贴模精度达到0.2mm。零件贴模精度达到0.2mm。零件贴模精度达到0.2mm。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机整体隔热罩多道次刚柔复合成形方法与装置


[0001]本专利技术属于液压成形领域，尤其涉及一种航空发动机整体隔热罩多道次刚柔复合成形方法与装置。

技术介绍

[0002]隔热罩是一种阶梯锥形回转体结构，用于保护航空发动机内部核心零部件的正常工作，满足对发动机结构隔热性能的要求。
[0003]图1为某种型号发动机隔热罩结构件，该构件壁厚超薄(仅为0.5mm)，整体呈阶梯形状，上、下段筒壁直径相差大，中间以大面积锥面过渡连接，锥面和下段筒壁都均布有“圆型凹坑”特征，上段筒壁有“腰带型凸起”特征，筒底存在向内的凹槽且圆角半径较小，拉深变形程度大。该构件采用镍基变形高温合金板材GH600，材料屈服强度、抗拉强度大，硬度高，加工硬化显著，变形抗力大，需要较大成形力，成形难度大。目前缺乏该类零件的整体加工经验和技术手段，传统工艺需进行10次以上刚模拉深及校形工序先成形各段区域，再拼焊成整体，不仅成品率低，成本高，加工周期长，而且成形过程不易控制，易发生起皱、破裂等失效现象，零件尺寸精度和表面质量都难以保证，直接影响零件的最终质量与使用性能。
[0004]充液拉深是液压柔性成形的一种，将液压油作用在板料背面或凹模一侧使板料贴靠凸模，成形出所需的形状曲面零件，能够提高成形极限，抑制起皱，提高零件的形状和尺寸精度，非常适合壁厚超薄的隔热罩零件的整体精确成形制造。但由于该构件较小的总拉深系数和凹槽圆角特征尺寸，仅靠单步的充液拉深技术难以成形出合格零件，而目前尚无针对该构件整体精确成形的多道次复合成形方法及适用的成形装置。

技术实现思路

[0005]本专利技术提供了一种航空发动机整体隔热罩多道次刚柔复合成形方法与装置，克服现有传统成形方法的不足，以充液拉深柔性成形为核心，结合刚模拉深成形，可用于大拉深比的阶梯锥形隔热罩零件的整体成形，成形质量稳定性高且尺寸精度一致性好。
[0006]本专利技术的具体技术方案如下：一种航空发动机整体隔热罩多道次刚柔复合成形方法与装置；
[0007]所述成形方法包括充液拉深预成形(S1)、多道次刚模拉深过渡成形(S2)、充液拉深终成形(S3)、环形腰带外胀成形(S4)和环壁凹坑压形(S5)；所述装置包括充液拉深预成形模具装置、多道次刚模拉深过渡成形模具装置、充液拉深终成形模具装置、环形腰带外胀成形模具装置和环壁凹坑压形模具装置，分别在各成形阶段中使用如下：
[0008]S1：充液拉深预成形
[0009]所述充液拉深预成形模具装置主要包括液室底板、液室侧壁、凹模法兰、压边圈、压边圈转接环、第一充液拉深凸模、吊环和充液拉深密封圈；
[0010]所述第一充液拉深凸模为圆柱形结构，下表面圆周上加工有圆角；所述凹模法兰为环形空心结构，内圈有环形凸台，凸台外圈开有方形环槽；所述凹模侧壁内径大于所述凹
模法兰内径，且与所述液室底板上段外径配合；所述凹模侧壁外侧装有两吊环螺钉，便于装拆时运送；所述液室底板沿径向方向和轴向方向开有相接孔路，外部液压油可经孔路通入所述充液拉深预成形型腔；所述液室底板上凸台外径与所述凹模侧壁内径配合，凸台外圈开有方形环槽；所述充液拉深预成形型腔中的液体压力由两充液拉深密封圈密封；所述两充液拉深密封圈分别安装在所述凹模法兰和所述液室底板的方形环槽中；所述压边圈转接环外径大于所述压边圈，外部压边力施加在压边圈转接环外圈上；
[0011]在一些实施例中，所述充液拉深预成形得到的带凸缘筒形件内径设计为最终隔热罩零件上半段筒形件内径；
[0012]在一些实施例中，所述凹模法兰的环形凸台内径与所述最终隔热罩零件上半段筒形件外径相同；
[0013]在一些实施例中，所述压边圈转接环和所述压边圈通过螺钉连接；
[0014]在一些实施例中，所述第一充液拉深凸模通过所述凸模模柄连接在凸模安装体上；
[0015]在一些实施例中，所述液室底板、液室侧壁和凹模法兰通过螺钉连接；
[0016]所述充液拉深预成形过程中，首先将原始坯料对中放在预成形模具中的凹模法兰上，在压边圈转接环上施加压边力，经压边圈将板料压紧在凹模法兰上，从液室底板充入液压油，使其充满液室底板、液室侧壁和坯料形成的充液拉深预成形型腔，建立预胀压力对坯料进行初始反胀；随后凸模安装体推动凸模模柄和第一充液拉深凸模下行拉深，将坯料压入充液拉深预成形型腔，型腔中的液体压力作用在坯料下表面将坯料压紧在第一充液拉深凸模上，形成摩擦保持；当第一充液拉深凸模拉深至预成形拉深高度后，将充液拉深预成形型腔内的液体压力升高至整形压力，利用高压使坯料和第一充液拉深凸模贴紧，卸压后脱模，充液拉深预成形结束，得到带凸缘的充液拉深预成形筒形件。
[0017]S2：多道次刚模拉深过渡成形
[0018]所述多道次刚模拉深过渡成形中，逐步减小拉深筒形件的直径进行过渡，设计多套过渡刚模拉深模具进行多道次成形将S1阶段所得充液拉深预成形筒形件成形为带凸缘大锥面侧壁的筒形件，成形时各道次拉深成形过程相似。
[0019]所述多套过渡刚模拉深模具的第一道次刚模拉深模具主要包括第一刚模拉深凸模、第一压边圈过渡板、第一锥形压边圈、第一锥面凹模；
[0020]所述第一刚模拉深凸模为带圆角的圆柱形结构，外径与第一道次刚模拉深成形坯料内径相同；所述第一压边圈过渡板外径大于所述第一锥形压边圈，与第一锥形压边圈通过螺钉连接使用，外部压边力施加在第一压边圈过渡板的外圈上；所述第一锥形压边圈为空心环形结构，头部一端设计为最终隔热罩零件上下两段过渡处大面积外围锥面的坡度形状；所述第一锥形压边圈的内径与第一道次刚模拉深成形坯料外径相同，外径略小于所述充液拉深预成形坯料内径相同；所述第一锥面凹模一端设计有锥面形状，坡度与所述第一锥形压边圈相配合，可将所述充液拉深预成形坯料筒底包住；所述第一锥面凹模的内径与第一道次刚模拉深成形坯料外径相同，外径大于所述充液拉深预成形坯料的外径；
[0021]所述多道次刚模拉深的后续拉深成形道次中，各刚模拉深凸模的外径不断减小，均与本道次中最终刚模拉深成形坯料的内径相同；所述多道次刚模拉深的后续拉深成形道次中，每一道次中的锥形压边圈内径不断减小，均与本道次中最终刚模拉深成形坯料的内
径相同，外径均略小于上一道次拉深成形所得坯料内径尺寸；所述多道次刚模拉深的后续拉深成形道次中，每一道次中的锥形压边圈头部的锥面部分面积逐渐减小；所述多道次刚模拉深的后续拉深成形道次中，所述每一道次的锥面凹模的内径不断减小，均与本道次中最终刚模拉深成形坯料的内径相同，所述多道次刚模拉深的后续拉深成形道次中，各道次中第一压边圈过渡板内径均减小，与各道次中锥形压边圈通过螺钉连接使用，外部压边力均施加在第一压边圈过渡板的外圈上；
[0022]所述多道次刚模拉深的第一次拉深成形中，首先将坯料对中放置在第一锥面凹模上，第一锥形压边圈在第一压边圈过渡板的推动下将充液拉深预成形筒形件压紧在第一锥面凹模上，第一锥形压边圈接触的坯料部分被压出一定锥度，随后第一刚模拉深凸模向下拉深，将板料压入本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机整体隔热罩多道次刚柔复合成形装置，其特征在于：是由充液拉深预成形模具装置、多道次刚模拉深过渡成形模具装置、充液拉深终成形模具装置、环形腰带外胀成形模具装置和环壁凹坑压形模具装置构成；具体为：充液拉深预成形模具装置包括液室底板、液室侧壁、凹模法兰、压边圈、压边圈转接环、第一充液拉深凸模、吊环和充液拉深密封圈；多道次刚模拉深过渡成形模具装置的第一道次刚模拉深模具包括第一刚模拉深凸模、第一压边圈过渡板、第一锥形压边圈、第一锥面凹模；充液拉深终成形模具装置与充液拉深预成形模具装置共用一套压边圈转接环、充液拉深压边圈、液室底板、液室侧壁、凹模法兰和凸模模柄；环形腰带外胀成形模具装置包括外胀内模、大抱箍、外胀外模、小抱箍、外胀底环、外胀套环和外胀成形密封圈；环壁凹坑压形模具装置包括锥面凹坑外模、侧面凹坑芯模和侧面凹坑边模。2.根据权利要求1的一种航空发动机整体隔热罩多道次刚柔复合成形装置，其特征在于：第一充液拉深凸模为圆柱形结构，下表面圆周上加工有圆角；凹模法兰为环形空心结构，内圈有环形凸台，凸台外圈开有方形环槽；凹模侧壁内径大于凹模法兰内径，且与液室底板上段外径配合；凹模侧壁外侧装有两吊环螺钉，便于装拆时运送；液室底板沿径向方向和轴向方向开有相接孔路，外部液压油经孔路通入充液拉深预成形型腔；液室底板上凸台外径与凹模侧壁内径配合，凸台外圈开有方形环槽；充液拉深预成形型腔中的液体压力由两充液拉深密封圈密封；两充液拉深密封圈分别安装在凹模法兰和液室底板的方形环槽中；压边圈转接环外径大于压边圈，外部压边力施加在压边圈转接环外圈上。3.根据权利要求1的一种航空发动机整体隔热罩多道次刚柔复合成形装置，其特征在于：充液拉深预成形得到的带凸缘筒形件内径设计为最终隔热罩零件上半段筒形件内径；凹模法兰的环形凸台内径与最终隔热罩零件上半段筒形件外径相同；压边圈转接环和压边圈通过螺钉连接；第一充液拉深凸模通过凸模模柄连接在凸模安装体上；液室底板、液室侧壁和凹模法兰通过螺钉连接。4.根据权利要求1的一种航空发动机整体隔热罩多道次刚柔复合成形装置，其特征在于：第一刚模拉深凸模为带圆角的圆柱形结构，外径与第一道次刚模拉深成形坯料内径相同；第一压边圈过渡板外径大于第一锥形压边圈，与第一锥形压边圈通过螺钉连接使用，外部压边力施加在第一压边圈过渡板的外圈上；第一锥形压边圈为空心环形结构，头部一端设计为最终隔热罩零件上下两段过渡处大面积外围锥面的坡度形状；第一锥形压边圈的内径与第一道次刚模拉深成形坯料外径相同，外径略小于充液拉深预成形坯料内径相同；第一锥面凹模一端设计有锥面形状，坡度与第一锥形压边圈相配合，将充液拉深预成形坯料筒底包住；第一锥面凹模的内径与第一道次刚模拉深成形坯料外径相同，外径大于充液拉深预成形坯料的外径。5.根据权利要求1的一种航空发动机整体隔热罩多道次刚柔复合成形装置，其特征在于：充液拉深终成形中的第二充液拉深凸模结构与整体隔热罩初坯零件是贴合的回转体。6.根据权利要求1的一种航空发动机整体隔热罩多道次刚柔复合成形装置，其特征在于：外胀外模分瓣为两半，安装时用定位销先定位配合，再分别用大抱箍和小抱箍夹紧，并用外胀套环将头部套紧；外胀外模为环形空心结构，两瓣装配后，内圈留出与整体隔热罩初坯零件贴合的安装空间，并开有腰带环槽结构，外圈留有大抱箍安装用环槽；外胀底环沿周向方向均布开有螺纹孔，轴向中心设有凸台，凸台圆周上开有与整体隔热罩初始坯料微型
凹槽贴合的环形凹槽；外胀内模为环形实体，贴合装入整体隔热罩初始坯料，与外胀外模配合将初始坯料夹紧；外胀内模在沿径向方向和中心轴向方向开有相接油孔，在对应隔热罩最终零件腰带区域开有环形油槽，在油槽两侧开有两环形密封槽；外胀内模的环形油槽和油孔相通，外部液压油经油孔流入环形油槽中；两侧环形密封槽安装外胀成形密封圈，对腰带成形区域压力进行密封；大抱箍有对称两个，通过螺钉连接，安装在外胀外模的上部；小抱箍有对称两个，通过螺钉连接，安装在外胀外模的下部。7.根据权利要求1的一种航空发动机整体隔热罩多道次刚柔复合成形装置，其特征在于：锥面凹坑外模为回转体空心结构，外围结构贴合整体隔热罩初坯零件的上半段拉深筒和大面积过渡锥面，在大面积锥面上加工有均布的3个锥面凹坑；锥面凹坑外模中心为空心结构，沿中心轴向方向加工有螺纹孔，与侧面凹坑芯模通过螺纹连接；侧面凹坑芯模为圆柱体结构，底面上加工有隔热罩初坯零件底面相同的凹槽结构，沿中心轴向开有螺纹孔，沿圆周方向开有通孔与机床连接；侧面凹坑芯模沿圆周方向均布开有3个大矩形截面深槽，沿矩形截面长边中心轴向方向上开有半方型键槽；侧面凹坑边模共3个，结构相同，均为长条型实体，截面形状一边为圆弧，三边为矩形边，沿矩形长边中心轴向方向上开有半...

【专利技术属性】
技术研发人员：孟宝，闫彬宇，韩金全，万敏，周应科，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：