一种航空发动机大锥度筒体的成型装置及方法与流程

1.本发明涉及航空发动机排气装置锥体零件制造技术领域，具体为一种航空发动机大锥度筒体的成型装置及方法。


背景技术：

2.航空发动机的排气装置是指涡轮或加力燃烧室以后组件排气的构件，包括尾喷管、反推装置、消音装置等，其中尾喷管结构通常为锥筒形，例如由大端直径φ428mm、小端直径φ78mm、壁厚为1mm、材料为金属板形成的锥筒形钣金材料加工制成。
3.排气装置的锥筒在成型时，由于小端的直径较小，使得筒体不能采用分瓣胀形模具加工，只能采用整体模具加工。但是，采用整体模具成型时，零件贴模效果要比分瓣胀形的效果差，零件存在相对滑动情况而无法完全形成塑性变形，加工后存在成型后回弹的问题，进而影响了锥筒零件的成型精度，从而直接影响到后续组件的焊接质量及发动机的气动性能，因此，如何控制锥体零件的成型精度是生产制造中的一大难题。


技术实现要素：

4.为解决采用整体模具加工锥形筒体后存出现回弹现象，进而影响锥形筒体成型精度、影响排气装置焊接质量、影响发动机气动性能的问题，本发明公开了一种航空发动机大锥度筒体的成型装置及方法。
5.实现发明目的的技术方案如下：
6.第一方面，本发明提供了一种航空发动机大锥度筒体的成型装置，包括底板、所述底板上设有相互配合的凸模和凹模。
7.其中，所述凸模上套设有环形压板，所述底板上加工有顶杆孔，顶起件穿过所述顶杆孔并作用于所述环形压板；
8.待成型大锥度筒体未套设到所述凸模上时，所述环形压板上表面与所述凹模下端面接触；
9.待成型大锥度筒体套设到所述凸模上时，待成型大锥度筒体大口端的法兰边位于所述环形压板与所述凹模之间。
10.进一步地，所述环形压板的上表面设有第一限位部，且所述凹模的上表面设有与所述第一限位部相互配合的第二限位部。
11.更进一步地，所述第一限位部为所述环形压板的上表面加工的环形筋或环形槽。
12.在一个实施例中，所述环形压板为锥状环形压板，且锥状环形压板的锥度与所述凸模的锥度相同，且所述锥状环形压板的下端面内径大于或等于所述凸模的下端面外径。
13.在另一个实施例中，所述凸模包括上部锥形段、下部圆筒段，所述环形压板为圆筒状环形压板，且所述圆筒状环形压板的内径大于或等于所述下部圆筒段外径。
14.进一步地，所述凸模下端面设有螺纹孔，且所述底板上设有与所述螺纹孔相配合的通孔，螺钉穿过所述通孔并旋入所述螺纹孔内，将所述凸模固定至所述底板上。
15.进一步地，所述凸模、所述凹模、所述环形压板均由cr12mov钢材制成。
16.第二方面，本发明提供了一种航空发动机大锥度筒体的成型方法，方法包括：
17.待成型大锥度筒体的大口端加工法兰边；
18.将待成型大锥度筒体和凹模装配至固定在底板的凸模上；
19.顶起环形压板，使所述环形压板的上表面与所述待成型大锥度筒体的所述法兰边接触并压紧；
20.向所述凹模施加向下压力对待成型大锥度筒体进行成型加工；
21.成型加工后，拆卸并去除加工后大锥度筒体的法兰边。
22.与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明设计的大锥度筒体的成型装置，具有结构简单、操作方便、省力省时、可靠性较高的优点。同时，待成型大锥度筒体进行成型工艺时，首先，在待加工大锥度筒体下端加工法兰边；其次，模具装配后该法兰边位于凹模和环形压板之间，特别是在凹模和环形压板设置相互配合的第一限位部和第二限位部时，凹模与环形压板的共同作用可以在法兰边上形成环形筋，进而对待成型大锥度筒体进行了限位；再次，待加工大锥度筒体在压力作用下向下运动时，待加工大锥度筒体逐渐贴到凸模上，最终在凸、凹模的作用下进行成型；最后，成型后将法兰边切除即得大锥度筒体。
23.本发明提供的装置及方法，可以避免大锥度筒体成型后回弹的现象，最大限度的提高待成型大锥度筒体的胀形量，使材料产生充分的塑性变形，减小回弹，保证大锥度筒体型面质量。
附图说明
24.为了更清楚地说明本发明实施例技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍。
25.图1为具体实施方式中航空发动机大锥度筒体的成型装置的示意图；
26.图2为具体实施方式中凸模的示意图；
27.图3为具体实施方式中航空发动机大锥度筒体的成型方法的流程图；
28.其中，1、底板；2、环形压板；3、凸模；4、凹模；5、顶杆孔；6、螺钉；7、吊环；21、第一限位部；22、第二限位部；31、上部锥形段；32、下部圆筒段。
具体实施方式
29.下面结合具体实施例来进一步描述本发明，本发明的优点和特点将会随着描述而更为清楚。但这些实施例仅是范例性的，并不对本发明的范围构成任何限制。本领域技术人员应该理解的是，在不偏离本发明的精神和范围下可以对本发明技术方案的细节和形式进行修改或替换，但这些修改和替换均落入本发明的保护范围内。
30.本具体实施方式公开了一种航空发动机大锥度筒体的成型装置，参见图1所示，成型装置包括底板1、所述底板1上设有相互配合的凸模3和凹模4，待成型大锥度筒体套设置在凹模4与凸模3之间，经凹模4与凸模3相互作用对待成型大锥度筒体进行成型加工。
31.其中，参见图1所示，所述凸模3上套设有环形压板2，所述底板1上加工有顶杆孔5，顶起件穿过所述顶杆孔5并作用于所述环形压板2，对环形压板2施加向上的力，使环形压板2向凹模4方向移动。
32.具体的，在待成型大锥度筒体未套设到所述凸模3上时，所述环形压板2上表面与所述凹模4下端面接触；在待成型大锥度筒体套设到所述凸模3上时，待成型大锥度筒体大口端的法兰边位于所述环形压板2与所述凹模4之间，此时环形压板2与所述凹模4能够对法兰边进行夹持。
33.在上述环形压板2的一个实施例中，参见图1所示，所述环形压板2的上表面设有第一限位部21，且所述凹模4的上表面设有与所述第一限位部21相互配合的第二限位部22。
34.在第一限位部21和第二限位部22的一种结构中，第一限位部21为所述环形压板2的上表面加工的环形筋时，则第二限位部22为凹模4的上表面加工的与该环筋配合的环形槽。
35.在第一限位部21和第二限位部22的另一种结构中，第一限位部21为所述环形压板2的上表面加工的环形槽时，则第二限位部22为凹模4的上表面加工的与该环形槽配合的环形筋。
36.在第一限位部21和第二限位部22的第三种结构中，第一限位部21和第二限位部22还可以为能够实现对待成型大锥度筒体大口端的法兰边进行限位的，例如不规则形状凸起或凹槽结构。
37.在此还需要说明的是，本具体实施方式不对第一限位部21和第二限位部22的数量及形状进行限定，例如可以有1个，也可以有多个；其形状可以为规则形状的，也可以为不规则形状的。
38.在上述环形压板2的一个未展示附图的实施例中，所述环形压板2为锥状环形压板，且为了确保锥状环形压板能够在压力作用下向上或向下运动，因此在本实施例中使锥状环形压板的锥度与所述凸模3的锥度相同，同时使所述锥状环形压板的下端面内径大于或等于所述凸模3的下端面外径。
39.在上述环形压板2的一个实施例中，参见图2所示，所述凸模3包括上部锥形段31、下部圆筒段32，下部圆筒段32的外径与上部锥形段31下端面外径相同，所述环形压板2为圆筒状环形压板，且所述圆筒状环形压板的内径大于或等于所述下部圆筒段32外径。
40.在一个实施例中，参见图1所示，所述凸模3下端面设有螺纹孔，且所述底板1上设有与所述螺纹孔相配合的通孔，螺钉6穿过所述通孔并旋入所述螺纹孔内，将所述凸模3固定至所述底板1上。
41.在一个实施例中，所述凸模3、所述凹模4、所述环形压板2均由cr12mov钢材，根据待成型大锥度筒体加工制成，其中凸模3与待成型大锥度筒体内表面贴合，凹模4与待成型大锥度筒体外表面贴合，共同作用于待成型大锥度筒体，对待成型大锥度筒体进行成型加工。
42.在一个实施例中，底板1上设有吊环7，吊环7安装在底板1上加工的螺纹孔内，用来采用吊装设备吊装模具。
43.本具体实施方式还公开了一种航空发动机大锥度筒体的成型方法，参见图3所示，方法包括：
44.待成型大锥度筒体的大口端加工法兰边；
45.将待成型大锥度筒体和凹模4装配至固定在底板1的凸模3上；
46.顶起环形压板2，使所述环形压板2的上表面与所述待成型大锥度筒体的所述法兰
边接触并压紧；
47.向所述凹模4施加向下压力对待成型大锥度筒体进行成型加工；
48.成型加工后，拆卸并去除加工后大锥度筒体的法兰边。
49.本具体实施方式设计的大锥度筒体的成型装置，具有结构简单、操作方便、省力省时、可靠性较高的优点。
50.同时，待成型大锥度筒体进行成型工艺时，首先，在待加工大锥度筒体下端加工法兰边；其次，模具装配后该法兰边位于凹模和环形压板之间，特别是在凹模和环形压板设置相互配合的第一限位部和第二限位部时，凹模与环形压板的共同作用可以在法兰边上形成环形筋，进而对待成型大锥度筒体进行了限位；再次，待加工大锥度筒体在压力作用下向下运动时，待加工大锥度筒体逐渐贴到凸模上，最终在凸、凹模的作用下对大锥度筒体进行成型；最后，成型后将法兰边切除即得大锥度筒体。
51.上述装置及方法，可以避免大锥度筒体成型后回弹的现象，最大限度的提高待成型大锥度筒体的胀形量，使材料产生充分的塑性变形，减小回弹，保证大锥度筒体型面质量。
52.以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
53.此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

技术特征：
1.一种航空发动机大锥度筒体的成型装置，包括底板(1)、所述底板(1)上设有相互配合的凸模(3)和凹模(4)，其特征在于：所述凸模(3)上套设有环形压板(2)，所述底板(1)上加工有顶杆孔(5)，顶起件穿过所述顶杆孔(5)并作用于所述环形压板(2)；待成型大锥度筒体未套设到所述凸模(3)上时，所述环形压板(2)上表面与所述凹模(4)下端面接触；待成型大锥度筒体套设到所述凸模(3)上时，待成型大锥度筒体大口端的法兰边位于所述环形压板(2)与所述凹模(4)之间。2.根据权利要求1所述的成型装置，其特征在于：所述环形压板(2)的上表面设有第一限位部(21)，且所述凹模(4)的上表面设有与所述第一限位部(21)相互配合的第二限位部(22)。3.根据权利要求2所述的成型装置，其特征在于：所述第一限位部(21)为所述环形压板(2)的上表面加工的环形筋或环形槽。4.根据权利要求1～3任一项所述的成型装置，其特征在于：所述环形压板(2)为锥状环形压板，且锥状环形压板的锥度与所述凸模(3)的锥度相同，且所述锥状环形压板的下端面内径大于或等于所述凸模(3)的下端面外径。5.根据权利要求1～3任一项所述的成型装置，其特征在于：所述凸模(3)包括上部锥形段(31)、下部圆筒段(32)，所述环形压板(2)为圆筒状环形压板，且所述圆筒状环形压板的内径大于或等于所述下部圆筒段(32)外径。6.根据权利要求1所述的成型装置，其特征在于：所述凸模(3)下端面设有螺纹孔，且所述底板(1)上设有与所述螺纹孔相配合的通孔，螺钉(6)穿过所述通孔并旋入所述螺纹孔内，将所述凸模(3)固定至所述底板(1)上。7.根据权利要求1所述的成型装置，其特征在于：所述凸模(3)、所述凹模(4)、所述环形压板(2)均由cr12mov钢材制成。8.一种航空发动机大锥度筒体的成型方法，其特征在于，方法包括：待成型大锥度筒体的大口端加工法兰边；将待成型大锥度筒体和凹模(4)装配至固定在底板(1)的凸模(3)上；顶起环形压板(2)，使所述环形压板(2)的上表面与所述待成型大锥度筒体的所述法兰边接触并压紧；向所述凹模(4)施加向下压力对待成型大锥度筒体进行成型加工；成型加工后，拆卸并去除加工后大锥度筒体的法兰边。

技术总结
本发明提供了一种航空发动机大锥度筒体的成型装置及方法，装置包括底板、底板上设有相互配合的凸模和凹模。凸模上套设有环形压板，底板上加工有顶杆孔，顶起件穿过顶杆孔并作用于环形压板；待成型大锥度筒体未套设到凸模上时，环形压板上表面与凹模下端面接触；待成型大锥度筒体套设到凸模上时，待成型大锥度筒体大口端的法兰边位于环形压板与凹模之间。方法包括：待成型大锥度筒体的大口端加工法兰边；待成型大锥度筒体、凹模、凸模、环形压板装配；待成型大锥度筒体进行成型加工；大锥度筒体的法兰边去除，本发明的方法及装置具有结构简单、操作方便、省力省时、可靠性较高的优点。可靠性较高的优点。可靠性较高的优点。


技术研发人员：张晓华 张波 李雪梅 袁术林 陈静 谭小波 陈海筠 左治建 骆书超
受保护的技术使用者：中国航发航空科技股份有限公司
技术研发日：2023.04.20
技术公布日：2023/7/25