【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及旋压成形，更具体地说，涉及一种非正圆飞机发动机唇口旋压成形方法。
技术介绍
1、飞机发动机唇口是发动机的蒙皮组件，在进气机匣前端，一般为高强度铝合金或不锈钢材料，形状有正圆形、非正圆形，是发动机的关键气动部件。过去，唇口采用落锤成形、液压成形、超塑成形、旋压成形等工艺。除旋压外的成形方法只能实现分瓣成形，成形后还需要校形工序，最终焊接为一个整体。落锤成形是较为落后的一种成形工艺，加工过程落锤导向精度差，噪音大，加工参数不稳定，加工范围窄，逐渐已经被淘汰。液压成形需要多套模具，且需要凸模和凹模，有些复杂形状的唇口甚至需要2-3套模具，加工效率低，工装成本高。超塑成形工艺需要的温度区间比较窄，容易对材料产生组织的改变，无法保证构件的性能。而过去采用传统的旋压方法只能成形具有中心对称轴线的零件，对于具有特殊气动要求的非正圆唇口，该方法无法成形零件。所以亟需一种旋压方法，能够实现异形唇口的整体旋压成形。因此，我们提出一种非正圆飞机发动机唇口旋压成形方法。
技术实现思路
1、本专利技术的目的在于提供一种非正圆飞机发动机唇口旋压成形方法，以解决上述
技术介绍
中提出的问题：
2、为实现上述目的，本专利技术提供如下技术方案：
3、一种非正圆飞机发动机唇口旋压成形方法，包括如下步骤：
4、坯料预处理：对坯料进行稳定化处理；
5、设计制造旋压工装：根据零件形状，设计支撑芯模；
6、旋压轨迹设计与程序编制：轨迹控制方法采用基于角度增
7、唇口一侧假定由三个曲面拼合而成，空间曲面方程分别为如下：，，，零件沿着方向的总高度为；
8、首先对z方向进行离散，将z方向离散为个离散数量，则每个离散增量为，存在如下关系=；任取某个离散值，得到某个z平面下的外环空间曲线，则该空间曲线由六条空间曲线组成，其中三条曲线沿着轴对称，分别为，；
9、采用角度增量的方法对数控旋压机进行编程，假定存在坐标原点o（0,0），将某截面的曲线离散为三部分，则对应每个角度增量，得到曲线上对应点到中心原点的距离即，其中，得到在z方向长度增量下某平面角度增量对应的距离计算方法，以此类推，根据零件的尺寸，设置增量的数量；
10、仿真验证，根据步骤三计算的值及对应角增量、z方向离散增量，形成一一对应关系，数控旋压机根据这三个参数进行运动，机床主轴按照角增量旋转，旋压轮按照（，）的坐标进行运动，将无数个坐标点组合得到非对称曲面的离散成型轨迹；轨迹得到后导入数控旋压机床中，在数控旋压机床上进行仿真，确认正确性；
11、热旋压成形，确认正确性后将成型坯料通过尾顶固定在支撑芯模上，对坯料进行预热，采用热成像仪进行温度监控，到温后进行成型；
12、卸料，将成型后的唇口在模具上保形冷却，待冷却至室温后，采用吊装工具将唇口取下。
13、优选地，步骤一中，坯料为板料，板料为铝合金或不锈钢材料。
14、优选地，稳定化处理中，铝合金材料采用170℃-250℃保温10小时进行，不锈钢材料采用880℃-950℃保温8小时进行。
15、优选地，支撑芯模为模具钢，采用铸造或焊接工艺经热处理淬火硬化后使用，并将支撑芯模在多轴数控铣床上进行精加工；
16、支撑芯模设计有唇口内形面轮廓，并预留装配空间，支撑芯模通过螺钉或夹盘与旋压机床主轴相连接，加工过程中随主轴同步旋转。
17、优选地，预热采用喷枪预热或通过电阻炉预热。
18、优选地，预热时，铝合金材料预热温度为200℃-350℃，不锈钢材料预热温度为350℃-550℃。
19、优选地，成型时，先成型外半环，外半环成型完毕之后通过锁紧工装固定后，成型内半环。
20、优选地，冷却时采用冷却液强制冷却或风冷。
21、相比于现有技术，本专利技术的有益效果在于：
22、（1）本专利技术能够打破传统旋压工艺的局限性，提出了基于角度增量的轨迹控制方法，利用离散增量的计算方法，将曲面轨迹离散为曲线轨迹，将曲线轨迹离散为点集合，通过数控旋压机床，实现了唇口零件的非对称整体旋压成形。本专利技术只需一套旋压模具即可完成成形，相对冲压成形大大降低了模具成本，提高了成形精度，同时实现一体化成形，无须分瓣后再进行拼装。
23、（2）本专利技术为各类大直径非对称航空发动机唇口零件提供了一种成形方法，尤其适用于非正圆的组合唇口。通过离散化的计算方法，将复杂轨迹简化为坐标点，采用平板材料进行旋压成形，相比传统加工工艺，降低了工装成本，同时加工的零件具有一致性，不存在焊缝等优点，主要适用于铝合金、不锈钢类材质的飞机发动机唇口，同时为各类非对称零件提供了一种新的成形思路，对于其他高温成形零件同样具有适用性。
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1.一种非正圆飞机发动机唇口旋压成形方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种非正圆飞机发动机唇口旋压成形方法，其特征在于：所述坯料为板料，所述板料为铝合金或不锈钢材料。
3.根据权利要求2所述的一种非正圆飞机发动机唇口旋压成形方法，其特征在于：所述稳定化处理中，铝合金材料采用170℃-250℃保温10小时进行，不锈钢材料采用880℃-950℃保温8小时进行。
4.根据权利要求1所述的一种非正圆飞机发动机唇口旋压成形方法，其特征在于：所述支撑芯模为模具钢，采用铸造或焊接工艺经热处理淬火硬化后使用，并将支撑芯模在多轴数控铣床上进行精加工；
5.根据权利要求2所述的一种非正圆飞机发动机唇口旋压成形方法，其特征在于：预热采用喷枪预热或通过电阻炉预热。
6.根据权利要求5所述的一种非正圆飞机发动机唇口旋压成形方法，其特征在于：预热时，铝合金材料预热温度为200℃-350℃，不锈钢材料预热温度为350℃-550℃。
7.根据权利要求5所述的一种非正圆飞机发动机唇口旋压成形方法，其特征在于：成型时，先
8.根据权利要求1所述的一种非正圆飞机发动机唇口旋压成形方法，其特征在于：冷却时采用冷却液强制冷却或风冷。
...【技术特征摘要】
1.一种非正圆飞机发动机唇口旋压成形方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种非正圆飞机发动机唇口旋压成形方法，其特征在于：所述坯料为板料，所述板料为铝合金或不锈钢材料。
3.根据权利要求2所述的一种非正圆飞机发动机唇口旋压成形方法，其特征在于：所述稳定化处理中，铝合金材料采用170℃-250℃保温10小时进行，不锈钢材料采用880℃-950℃保温8小时进行。
4.根据权利要求1所述的一种非正圆飞机发动机唇口旋压成形方法，其特征在于：所述支撑芯模为模具钢，采用铸造或焊接工艺经热处理淬火硬化后使用，并将支撑芯模在多轴数控铣床上进...
【专利技术属性】
技术研发人员：范作军，周路，张蓬勃，韩兵超，徐佳伟，黄强，
申请(专利权)人：西安博赛旋压科技有限公司，
类型：发明
国别省市：
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