2.8%、含？6量彡 0.70%、含8量彡 0.0050%、含 Μη量彡0.60%、含Si量彡0.40%、含5量彡0.007%、含01量彡0.20%、含八8量彡0.0005%、含 Bi 量< 0.0001%、含 Pb 量< 0.0020%、余量为 Ni。
[0032]2、制环坯。将C263棒材装入高温电炉中加热至1120°C ± 10°C，经镦粗、冲孔、预乳后获得环坯10，如图1所示。
[0033]3、划分、标印。对环还10进行划分、标印，将环件10分成ab、be、cd、ad四段，如图2所示。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段圆弧所对应的圆弧角各为59 °C。
[0034]4、局部胀形。该过程需要用到局部胀形装置，该装置由底座20、两个底座夹块30、3个前胀形块41、3个后胀形块42、两个芯部夹块50以及芯轴滑块100组成，如图3所示。前胀形块41、后胀形块42与芯轴滑块100接触面斜度不同，其比例为α:β =2:3，如图5所示。
[0035]将标印好的环坯10加热到胀形温度后，装入局部胀形装置上；驱动局部胀形装置上的芯部夹块50和底座夹块30将环坯10的ad段和be段夹持并固定住，如图4所示；驱动芯轴滑块100向下移动，并推动前胀形块41、后胀形块42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11，如图6所示。
[0036]5、预胀形。该过程需要用到预胀形装置，该装置的阳模60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，如图7所示。阴模70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71，上、下挡板的孔型均与安装边的孔型相似，如图8、图9所示。
[0037]将椭圆形环坯11加热到胀形温度后，放入预胀形阴模70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71将椭圆形环坯11固定，如图10所示；再将阳模60的小头插入预胀形阴模70的孔型中，从上往下，穿过椭圆形环坯11，并对其进行预胀形；预胀形后，得到预胀形坯12，预胀形坯12的下弧边为一向外凸的弧边，如图11所示。
[0038]6、终胀形。该过程需要用到终胀形装置，该装置的阳模与预胀形装置的阳模为同一模具；该装置的阴模与预胀形装置的阴模相似，只是连接两个挡板的金属连接块有所改变，其金属连接块的边形与安装边的下弧边一致，如图12所示。
[0039]将预胀形坯12加热到胀形温度后，放入终胀形阴模80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60的小头插入终胀形阴模80的孔型中，从上往下，穿过预胀形坯12，并对其进行终胀形，如图13所示。得到最终的安装边13，如图14所示。
【主权项】
1.一种航空发动机用高温合金安装边的成形方法，其特征在于，包括以下步骤: 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； 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°C ；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； 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； 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。2.根据权利要求1航空发动机用高温合金安装边的成形方法，其特征在于，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。3.根据权利要求1航空发动机用高温合金安装边的成形方法，其特征在于，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。
【专利摘要】本发明公开了一种航空发动机用高温合金安装边的成形方法，其步骤为：首先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，轧制成环坯；再对环坯进行划分、标印，将环坯分成与安装边各边相对应的弧段，再对个弧段进行局部胀形获得相应的变形量，再通过预胀形和终胀形获得所需安装边。该方法制备的安装边，其组织性能、尺寸精度及材料利用率较高，安装边的质量一致性、可靠性较好。主要用于航空发动机用高温合金安装边的生产。
【IPC分类】B21H1/06, B21D37/10, B21D37/16, B21D39/20
【公开号】CN105363975
【申请号】CN201510867745
【发明人】魏志坚, 蒲思洪, 欧阳斌, 郑永灵, 刘建
【申请人】贵州安大航空锻造有限责任公司
【公开日】2016年3月2日
【申请日】2015年12月2日