[发明专利]一种用于航空发动机叶片类锻件的热切边装置与方法

权利要求书

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(7-2)内，且托块的限位座(6-1)底面与垫板(5)接触，各支柱(8)分别安装在底座第二座体(1-2)的凹腔侧壁顶面，且两两支柱以第二座体(1-2)的中心线呈轴对称分布，所述导向板(11)通过支柱支撑并与各支柱可拆卸式固连，所述冲头(10)的连接段(10-4)与切边设备的上模座连接，冲头的阳模段(10-2)穿过导向板(11)中心部位开设的导向孔(11-1)位于导向板下方。

2.根据权利要求1所述用于航空发动机叶片类锻件的热切边装置，其特征在于所述底座的第一座体(1-1)和第二座体(1-2)的形状均为长方体，第二座体(1-2)上设置的凹腔(1-3)为长方形腔体。

3.根据权利要求2所述用于航空发动机叶片类锻件的热切边装置，其特征在于所述弹簧(2)的数量为四件，所述支柱(8)的数量为四根。

4.根据权利要求1至3中任一权利要求所述用于航空发动机叶片类锻件的热切边装置，其特征在于所述支柱(8)为管式柱或两端设置有外螺纹段的实心柱。

5.根据权利要求1至3中任一权利要求所述用于航空发动机叶片类锻件的热切边装置，其特征在于所述导柱(3)由一体化结构的螺纹段(3-1)、导向段(3-2)和螺帽段(3-3)组成，导向段(3-2)位于螺纹段(3-1)与螺帽段(3-3)之间。

6.根据权利要求4所述用于航空发动机叶片类锻件的热切边装置，其特征在于所述导柱(3)由一体化结构的螺纹段(3-1)、导向段(3-2)和螺帽段(3-3)组成，导向段(3-2)位于螺纹段(3-1)与螺帽段(3-3)之间。

7.一种用于航空发动机叶片类锻件的热切边方法，其特征在于使用权利要求1至6中任一权利要求所述热切边装置，步骤如下：

①将终锻成形的叶片类锻件放在热切边装置的托块(6)上，并使其叶背型面与托块的托持体顶面(6-3)接触；

②启动切边设备，在切边设备带动下热切边装置的冲头(10)向下运动并对叶片类锻件施力，使叶片类锻件的毛边在剪切力作用下被去除；

③当冲头运动到下死点位置时，在弹簧(2)恢复力的作用下，弹簧(2)、顶板(4)、垫板(5)和托块(6)与冲头联动向上，切边后的叶片类锻件被顶出，随即冲头脱离叶片类锻件回复至原位。