[发明专利]航空发动机叶片锻造方法及模具有效

专利信息
申请号: 201811200038.8 申请日: 2018-10-16
公开(公告)号: CN109317588B 公开(公告)日: 2020-07-24
发明(设计)人: 彭谦之;秦婷婷;江杨辉;隆如军;李建军;朴学华;张强;陈康;陈有荣;彭意志 申请(专利权)人: 中国航发南方工业有限公司
主分类号: B21J5/00 分类号: B21J5/00;B21J5/08;B21J5/02;B21J13/02;B21K3/04
代理公司: 长沙智嵘专利代理事务所(普通合伙) 43211 代理人: 刘宏
地址: 412002*** 国省代码: 湖南;43
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摘要:
搜索关键词: 航空发动机 叶片 锻造 方法 模具
【说明书】:

发明提供了一种航空发动机叶片锻造方法及模具。航空发动机叶片锻造方法包括以下步骤:a、胚料下料;b、在胚料的表面喷涂玻璃润滑剂;c、将胚料加热至再结晶温度以上并保温;d、将胚料放入预热好的模具的挤压型腔中,进行挤杆,得到挤杆件;e、挤杆完成后,在4s~6s内将挤杆件放入模具的镦头型腔中,进行镦头,得到镦头件;f、镦头完成后,在4s~6s内将镦头件放入模具的终锻型腔中,进行终锻,得到叶片。由于挤压型腔、镦头型腔以及终锻型腔设置在同一个模具上,使得挤杆和镦头以及镦头和终锻之间的时间间隔非常短,挤杆件以及镦头件的温度下降十分有限,使得整个锻造过程只需要对胚料进行一次加热。

技术领域

本发明涉及航空发动机叶片锻造技术领域,特别地,涉及一种航空发动机叶片锻造方法及模具。

背景技术

叶片是航空发动机中的一种关键部件。目前主流的叶片锻造方法的工艺流程为:下料→挤杆→镦头→终锻。其中挤杆、镦头、终锻是单道工序,需分三个火次进行,需要三套模具以及多台设备。火次多、工装数量多、工艺过程复杂、生产成本高。

发明内容

本发明提供了一种航空发动机叶片锻造方法及模具,以解决主流的叶片锻造方法火次多、工装数量多、工艺过程复杂、生产成本高的问题。

本发明采用的技术方案如下:

本发明一方面提供了一种航空发动机叶片锻造方法,包括以下步骤:a、胚料下料;b、在胚料的表面喷涂玻璃润滑剂;c、将胚料加热至再结晶温度以上并保温;d、将胚料放入预热好的模具的挤压型腔中,进行挤杆,得到挤杆件;e、挤杆完成后,在4s~6s内将挤杆件放入模具的镦头型腔中,进行镦头,得到镦头件;f、镦头完成后,在4s~6s内将镦头件放入模具的终锻型腔中,进行终锻,得到叶片。

进一步地,步骤a中的胚料下料具体为:将胚料锯切成棒料,在棒料的两端倒圆角。

进一步地,步骤b中的在胚料的表面喷涂玻璃润滑剂具体为:在100℃~120℃的温度下加热胚料并保温30min~60min;在胚料的表面喷涂玻璃润滑剂,玻璃润滑剂的喷涂厚度为0.4mm~0.8mm;在100℃~120℃的温度下加热胚料并保温40min~80min。

进一步地,胚料采用TC4钛合金胚料,步骤c中的加热温度为TC4钛合金β相变点温度减去50℃,保温时间为TC4钛合金胚料的直径的1倍~2倍。

进一步地,步骤d中的模具预热至180℃~230℃。

进一步地,航空发动机叶片锻造方法还包括将叶片的飞边切除的步骤。

本发明另一方面提供了一种用于航空发动机叶片锻造的模具,包括相对设置的阴模和阳模,阴模的一侧开设有第一挤压槽、第一镦头槽以及第一终锻槽,阳模与阴模相对的一侧开设有第二挤压槽、第二镦头槽以及第二终锻槽,阴模与阳模受力相互闭合,以使第一挤压槽与第二挤压槽相互闭合形成用于进行挤杆的挤压型腔、第一镦头槽与第二镦头槽相互闭合形成用于进行镦头的镦头型腔以及第一终锻槽与第二终锻槽相互闭合形成用于进行终锻的终锻型腔,模具还包括用于与挤压型腔配合进行挤杆的挤压冲头以及用于与镦头型腔配合进行镦头的镦头冲头。

进一步地,阴模上可拆卸安装有第一挤压镶块,阳模上可拆卸安装有第二挤压镶块,第一挤压槽开设于第一挤压镶块上,第二挤压槽开设于第二挤压镶块上,以当第一挤压镶块和/或第二挤压镶块磨损时便于进行更换。

进一步地,第一终锻槽开设于阴模的中部,第二终锻槽开设于阳模的中部,以使第一终锻槽与第二终锻槽相互闭合形成的终锻型腔处于模具的中部,避免进行终锻时模具受偏心力作用导致阴模与阳模发生错位。

进一步地,第一终锻槽的槽口处设有第一定位槽,第二终锻槽的槽口处设有第二定位槽,第一定位槽和第二定位槽相互闭合形成用于进行终锻时对镦头件的杆部进行定位以避免镦头件在终锻型腔中滚动的终锻定位槽。

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