[發明專利]一種航空發動機整體隔熱罩多道次剛柔復合成形方法與裝置

有效

• 申請號: 202210585924.7
• 申請日: 2022-05-27
• 公開（公告）號: CN115138745B
• 公開（公告）日: 2023-05-09
• 發明（設計）人: 孟寶;閆彬宇;韓金全;萬敏;周應科
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: B21D22/20
• 分類號: B21D22/20;B21D22/22;B21D22/26;B21D37/10;B21D53/84
• 代理公司: 北京慧泉知識產權代理有限公司 11232
• 代理人: 王順榮;唐愛華

本發明提供了一種航空發動機整體隔熱罩多道次剛柔復合成形方法與成形裝置，所述剛柔復合成形方法包括充液拉深柔性預成形、多道次過渡剛模成形、充液拉深柔性終成形、環形腰帶外脹柔性成形和環壁凹坑剛性壓形，所述裝置包括充液拉深預成形模具裝置、多道次剛模拉深過渡成形模具裝置、充液拉深終成形模具裝置、環形腰帶外脹成形模具裝置和環壁凹坑壓形模具裝置，對應各成形道次，能夠精確整體成形出拉深系數小、帶有“環形腰帶”和“圓型凹坑”微特征的大錐面過渡隔熱罩零件，成形精度高，成形質量好，零件貼模精度達到0.2mm。

技術領域

本發明屬于液壓成形領域，尤其涉及一種航空發動機整體隔熱罩多道次剛柔復合成形方法與裝置。

背景技術

隔熱罩是一種階梯錐形回轉體結構，用于保護航空發動機內部核心零部件的正常工作，滿足對發動機結構隔熱性能的要求。

圖1為某種型號發動機隔熱罩結構件，該構件壁厚超薄(僅為0.5mm)，整體呈階梯形狀，上、下段筒壁直徑相差大，中間以大面積錐面過渡連接，錐面和下段筒壁都均布有“圓型凹坑”特征，上段筒壁有“腰帶型凸起”特征，筒底存在向內的凹槽且圓角半徑較小，拉深變形程度大。該構件采用鎳基變形高溫合金板材GH600，材料屈服強度、抗拉強度大，硬度高，加工硬化顯著，變形抗力大，需要較大成形力，成形難度大。目前缺乏該類零件的整體加工經驗和技術手段，傳統工藝需進行10次以上剛模拉深及校形工序先成形各段區域，再拼焊成整體，不僅成品率低，成本高，加工周期長，而且成形過程不易控制，易發生起皺、破裂等失效現象，零件尺寸精度和表面質量都難以保證，直接影響零件的最終質量與使用性能。

充液拉深是液壓柔性成形的一種，將液壓油作用在板料背面或凹模一側使板料貼靠凸模，成形出所需的形狀曲面零件，能夠提高成形極限，抑制起皺，提高零件的形狀和尺寸精度，非常適合壁厚超薄的隔熱罩零件的整體精確成形制造。但由于該構件較小的總拉深系數和凹槽圓角特征尺寸，僅靠單步的充液拉深技術難以成形出合格零件，而目前尚無針對該構件整體精確成形的多道次復合成形方法及適用的成形裝置。

發明內容

本發明提供了一種航空發動機整體隔熱罩多道次剛柔復合成形方法與裝置，克服現有傳統成形方法的不足，以充液拉深柔性成形為核心，結合剛模拉深成形，可用于大拉深比的階梯錐形隔熱罩零件的整體成形，成形質量穩定性高且尺寸精度一致性好。

本發明的具體技術方案如下：一種航空發動機整體隔熱罩多道次剛柔復合成形方法與裝置；

所述成形方法包括充液拉深預成形(S1)、多道次剛模拉深過渡成形(S2)、充液拉深終成形(S3)、環形腰帶外脹成形(S4)和環壁凹坑壓形(S5)；所述裝置包括充液拉深預成形模具裝置、多道次剛模拉深過渡成形模具裝置、充液拉深終成形模具裝置、環形腰帶外脹成形模具裝置和環壁凹坑壓形模具裝置，分別在各成形階段中使用如下：

S1：充液拉深預成形

所述充液拉深預成形模具裝置主要包括液室底板、液室側壁、凹模法蘭、壓邊圈、壓邊圈轉接環、第一充液拉深凸模、吊環和充液拉深密封圈；

所述第一充液拉深凸模為圓柱形結構，下表面圓周上加工有圓角；所述凹模法蘭為環形空心結構，內圈有環形凸臺，凸臺外圈開有方形環槽；所述凹模側壁內徑大于所述凹模法蘭內徑，且與所述液室底板上段外徑配合；所述凹模側壁外側裝有兩吊環螺釘，便于裝拆時運送；所述液室底板沿徑向方向和軸向方向開有相接孔路，外部液壓油可經孔路通入所述充液拉深預成形型腔；所述液室底板上凸臺外徑與所述凹模側壁內徑配合，凸臺外圈開有方形環槽；所述充液拉深預成形型腔中的液體壓力由兩充液拉深密封圈密封；所述兩充液拉深密封圈分別安裝在所述凹模法蘭和所述液室底板的方形環槽中；所述壓邊圈轉接環外徑大于所述壓邊圈，外部壓邊力施加在壓邊圈轉接環外圈上；

在一些實施例中，所述充液拉深預成形得到的帶凸緣筒形件內徑設計為最終隔熱罩零件上半段筒形件內徑；