航空发动机用高温合金安装边的成形方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种安装边的成形方法，特别是涉及了一种航空发动机用高温合金安装边的成形方法。
【背景技术】
[0002]安装边是航空发动机上常见的一种零件，是一种扇形多边框体结构类零件，其每个边框的截面积均不相同，每个属于复杂类结构件。由于安装边的截面差异大，成形难度非常大，生产效率低，材料消耗非常大。长期以来，国内外对该类零件的制作均沿用床头制造工艺，原材料浪费严重、生产效率低，而且批生产的安装边一致性差。
[0003]2010年5月5日公开的中国发明专利说明书CN 101700557A公开了一种安装边立式锻造成形工艺，其基本工艺过程为:下料一徵粗一冲孔一扩孔一标印一单边拉长一扣角—整形一校形，其整个过程主要是在自由锻锤上进行，实现了安装边的立式锻造成形。但是采用这种方法生产安装边时，由于安装边截面和弧长的不同，在对安装边的上、下弧段进行自由锻锤拔长时，很难精准控制；而且该方法需要余量非常大，不易打靠；由于需要人为主观控制安装边的尺寸，其精度得不到有效控制；而且材料利用率非常低。
【发明内容】
[0004]本发明要解决的技术问题是提供一种航空发动机用高温合金安装边的成形方法，通过采用环乳与胀形相结合的成形方式，能够有效地控制安装边的尺寸，获得满足组织、性能及尺寸要求的安装边，并且提高材料利用率。
[0005]为解决上述技术问题，本发明所述航空发动机用高温合金安装边的成形方法，其技术方案包括以下步骤:
[0006]将按规格下料的高温合金加热到变形温度，经镦粗镦粗、冲孔后，乳制成环坯；
[0007]对所述环坯进行划分、标印，将所述环坯分成ab、bc、cd、ad四段，其中，ab段所对应的圆弧角为128°C，cd段所对应的圆弧角为114°C，ad段和be段所对应的圆弧角各为59。。；
[0008]将所述标印好的环坯加热至胀形温度装入局部胀形装置上，该装置由底座、两个底座夹块、3个前胀形块、3个后胀形块、两个芯部夹块以及芯轴滑块组成；前、后胀形块与芯轴滑块接触面斜度不同，其比例为α:β = 2:3 ;驱动局部胀形装置上的芯部夹块和底座夹块将环坯的ad段和be段夹持并固定住；驱动芯轴滑块向下移动，并推动前胀形块、后胀形块分别对环坯的ab段和cd段进行胀形，胀形过程中，通过冷却水管对所夹持的ad段和be段喷水冷却，以提高这两段的变形抗力，使这两段在胀形过程中基本保持不变形；胀形完成后，获得局部胀形坯；
[0009]将局部胀形坯放入预胀形模具阴模的上、下两金属挡板之间，并与金属挡板的孔型对齐，用紧固弹簧将局部胀形坯固定；再将阳模的小头插入预胀形阴模的孔型中，从上往下，穿过局部胀形坯，并对其进行预胀形，得到预胀形坯；
[0010]将预胀形环坯放入终胀形模具阴模的上、下两金属挡板之间，并与金属挡板的孔型对齐，再将阳模的小头插入终胀形阴模的孔型中，从上往下，穿过预胀形坯，并对其进行终胀形，得到安装边。
[0011]所述预胀形模具的阳模为一冲头，其形状与安装边的孔型相似，由上到下，其横截面积逐渐减小；阴模是由上、下两层带孔型的金属挡板以及连接它们的矩形金属连接块组成，下挡板上有4个用于紧固的弹簧，上、下挡板的孔型均与安装边的孔型相似。
[0012]所述终胀形模具的阳模为一冲头，其形状与安装边的孔型相似，由上到下，其横截面积逐渐减小；阴模是由上、下两层带孔型的金属挡板以及连接它们的矩形金属连接块组成，下挡板上有4个用于紧固的弹簧，上、下挡板的孔型均与安装边的孔型相似，金属连接块的边形与安装边的下弧边一致。
[0013]与现有技术相比，本发明的有益效果如下:
[0014]本发明所述航空发动机用高温合金安装边的成形方法，采用采用环乳与胀形相结合的成形方式代替了自由锻成形方式，提高了产品的质量一致性、可靠性，提高了生产效率，降低了原材料消耗。对于截面变化较大的框形，采用局部胀形减小截面积，替代了之前的自由锻拔长方式，该过程易于控制。局部胀形采用水冷方式，使环坯的局部冷却后增大该位置的变形抗力，保证了两弧边在胀形过程中不变形或仅产生小变形。另一方面，局部胀形模具采用双椭圆结构，由于前胀形块与后胀形块的斜度不同，变形不同的双椭圆坯料。预胀形装置和终胀形装置的阴模均采用双层结构，能够方便阳模拔出，而且可以防止坯料在胀形过程中发生翘曲等缺陷。
【附图说明】
[0015]下面结合附图和【具体实施方式】对本发明作进一步详细说明。
[0016]图1是预乳后获得的环还不意图。
[0017]图2是环坯的划分、标印示意图。
[0018]图3是局部胀形机装置结构示意图。
[0019]图4是局部胀形过程的装机示意图。
[0020]图5是前胀形块与后胀形块的斜度结构示意图。
[0021]图6是局部胀形获得的椭圆形环坯示意图。
[0022]图7是预胀形装置、终胀形装置的阳模结构示意图。
[0023]图8是预胀形装置的阴模立体结构示意图。
[0024]图9是预胀形装置的阴模立体结构剖视图。
[0025]图10是预胀形过程的装机示意图。
[0026]图11是预胀形获得的预胀形坯示意图。
[0027]图12是终胀形装置的阴模立体结构剖视图。
[0028]图13是终胀形结束时的状态示意图。
[0029]图14是安装边的结构示意图。
【具体实施方式】
[0030]该航空发动机用高温合金安装边的成形方法，其具体操作步骤如下:
[0031]1下料。按规格下料成棒材，所使用的材料为英国材料牌号C263的镍基高温合金，其主要化学元素含量(重量百分比)为:含C量0.04%?0.08%、含Cr量19.0%?21.0%,含 Co 量 19.0 % ?21.0 %、含 Mo 量 5.60 % ?6.10 %、含 A1 量 0.30 % ?0.60 %、含 Ti 量
1.90%?2.40%、含 Al+Ni 量 2.4%?