一種飛機(jī)上椽條板筋件熱鍛成形模具的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于板筋類鍛件鍛造成形技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種飛機(jī)上椽條板筋件熱鍛成形模具。
[0002]
【背景技術(shù)】
[0003]隨著對(duì)零件輕量化、長(zhǎng)壽命等指標(biāo)的要求越來(lái)越高，在現(xiàn)代的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，尤其是飛機(jī)等航天器的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中大量采用整體結(jié)構(gòu)，它的采用大大減少了機(jī)體零件數(shù)目，減少了裝配工作量，使機(jī)體制造質(zhì)量顯著提高。板筋件是飛機(jī)、火箭、導(dǎo)彈等裝備上大量應(yīng)用的結(jié)構(gòu)件，為了滿足減重的需要，這類構(gòu)件通常被設(shè)計(jì)成薄腹板并帶有網(wǎng)格的內(nèi)筋結(jié)構(gòu)，但這種薄腹高筋結(jié)構(gòu)給構(gòu)件的加工帶來(lái)很大困難，在實(shí)際生產(chǎn)過(guò)程中，許多T字形板筋件或類似結(jié)構(gòu)的鍛件常會(huì)遇到筋部填充不滿的問(wèn)題，直接后果是鍛件質(zhì)量達(dá)不到標(biāo)準(zhǔn)，制備的板筋件無(wú)法應(yīng)用在裝備上。
[0004]目前，大飛機(jī)上椽條的生產(chǎn)大都采用模鍛成形，然后再進(jìn)行后續(xù)機(jī)加工，但在實(shí)際生產(chǎn)過(guò)程中，對(duì)于上瞻條這種T字型板筋件經(jīng)常遇到筋部填充不滿的問(wèn)題，直接后果就是鍛件質(zhì)量達(dá)不到標(biāo)準(zhǔn)要求；為了解決板筋件筋部填充不滿的技術(shù)問(wèn)題，現(xiàn)有方法通常是增大筋部圓角或增大拔模斜度以減少筋部填充阻力，這些方法雖能一定程度上解決筋部填充不滿的問(wèn)題，但是也帶來(lái)了會(huì)增大后續(xù)機(jī)加余量，同時(shí)提高生產(chǎn)成本的問(wèn)題，而具有一定的缺陷。
[0005]

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的上述不足，本發(fā)明要解決的技術(shù)問(wèn)題是:怎樣提供一種飛機(jī)上椽條板筋件熱鍛成形模具，用以提高飛機(jī)上椽條的質(zhì)量，解決飛機(jī)上椽條板筋件模鍛成形時(shí)筋部填充不滿、材料利用率低、后續(xù)機(jī)械加工余量大、甚至鍛件質(zhì)量不達(dá)要求的問(wèn)題。
[0007]為了解決上述技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明采用以下技術(shù)方案:一種飛機(jī)上椽條板筋件熱鍛成形模具，包括上模和下模，所述下模的合模面上設(shè)置有下型腔，合模后所述上模的下端面和下模的上端面之間形成與所述飛機(jī)上椽條板筋件形狀相匹配的鍛造型腔，所述下型腔的底面設(shè)有一條在長(zhǎng)度方向上貫通的筋槽，所述筋槽與所述飛機(jī)上椽條板筋件的凸出部分形狀相匹配；所述筋槽將下型腔的底面在寬度方向上分為兩部分，在下型腔的底面寬度方向上的兩部分分別沿長(zhǎng)度方向設(shè)有若干阻力槽；所述阻力槽用于阻礙板筋件成形過(guò)程中金屬坯料向所述下型腔長(zhǎng)度方向兩端流動(dòng)。這樣，可以控制金屬的變形流動(dòng)方向，阻礙板筋件成形過(guò)程中金屬坯料大量朝下型腔長(zhǎng)度方向的兩端流動(dòng)，使金屬坯料向著需要填充的型腔方向流動(dòng)，從而生產(chǎn)出質(zhì)量合格的板筋件。
[0008]作為優(yōu)化，每一條所述阻力槽的一端與所述筋槽的邊緣交接，另一端與相鄰的側(cè)壁交接。這樣，可以有效增大筋槽兩邊金屬在成型過(guò)程中向下型腔長(zhǎng)度方向流動(dòng)的阻力，而在寬度方向兩邊是模具壁，這樣可以綜合約束材料向中間筋槽填充。
[0009]作為又一優(yōu)化，每一條所述阻力槽遠(yuǎn)離所述筋槽方向的一端向所述下型腔的底面長(zhǎng)度方向上的中心傾斜，且每一條所述阻力槽與所述筋槽邊緣形成相同夾角。這樣使得阻力槽組合形狀為魚(yú)骨狀，可以在成形過(guò)程中引導(dǎo)金屬向中心筋槽部位流動(dòng)。
[0010]作為另一優(yōu)化，所述夾角為60~70°。借助有限元模擬技術(shù)當(dāng)阻力槽角度在60-70°度時(shí)，鍛件筋槽部位的填充性最好，填充長(zhǎng)度也最大，在實(shí)際生產(chǎn)中也得到驗(yàn)證。
[0011]作為再一優(yōu)化，所述下型腔的底面長(zhǎng)度方向上的任意一端與相鄰的所述阻力槽之間的距離為100 mm。由于此鍛件類似鐓粗式成形，起初將坯料放入模具中間，在成形過(guò)程中下模兩端分別距離最近阻力槽的區(qū)域?qū)饘俚淖枇苄。娇拷＞咧行牟课粚?duì)金屬的阻力越大。
[0012]作為進(jìn)一步優(yōu)化，所述阻力槽在所述下型腔的底面長(zhǎng)度方向上對(duì)稱布置且對(duì)稱方向中間的間隔距離為2/3 L ;其中，L為型腔的長(zhǎng)度。由于越靠近模具中心對(duì)金屬的流動(dòng)阻力越大，鍛件中間部位的筋槽很容易填充滿，通過(guò)有限元模擬得出，當(dāng)中間間隔距離為2/3L時(shí)，中間筋槽的填充長(zhǎng)度最長(zhǎng)。
[0013]作為進(jìn)一步優(yōu)化，每一條所述阻力槽的寬度相等；且相鄰的兩條所述阻力槽之間的間距相等。這樣使筋部填充效果更好，且便于機(jī)械加工，降低加工成本。
[0014]作為又進(jìn)一步優(yōu)化，所述阻力槽的寬度為10 mm ;兩條所述阻力槽之間的間距為40_。設(shè)置阻力槽是為了阻礙金屬向下型腔長(zhǎng)度方向流動(dòng)，阻力槽過(guò)寬，阻力槽間間距過(guò)小不僅對(duì)增加筋部的填充長(zhǎng)度作用小，而且對(duì)鍛件表面質(zhì)量有很大的影響，有限元模擬結(jié)合實(shí)際生產(chǎn)驗(yàn)證，設(shè)置這樣的阻力槽寬度和間距效果最好。
[0015]作為再進(jìn)一步優(yōu)化，每一條所述阻力槽的深度為I _。這樣可以避免阻力槽太深將導(dǎo)致生產(chǎn)的板筋件有許多凸起，增加了后續(xù)機(jī)加工量，并且對(duì)增加鍛件筋部的填充效果不明顯的問(wèn)題。
[0016]作為更進(jìn)一步優(yōu)化，所述上模和下模均采用Cr-N1-Mo系模具鋼。這樣，可以保證熱鍛模的模具在成形過(guò)程中與坯料接觸時(shí)，具有較高的熱硬性和耐磨性。
[0017]相比現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明具有如下有益效果:
1、本發(fā)明針對(duì)飛機(jī)上椽條在實(shí)際生產(chǎn)過(guò)程中，對(duì)于上瞻條這種T字型板筋件經(jīng)常遇到筋部填充不滿、鍛件質(zhì)量達(dá)不到標(biāo)準(zhǔn)要求的問(wèn)題，在熱鍛成形模具上設(shè)計(jì)阻力槽，以阻礙飛機(jī)上椽條板筋件成形過(guò)程中金屬坯料向型腔長(zhǎng)度方向的兩端流動(dòng)，進(jìn)而大大提高了材料的利用率，使采用本發(fā)明模具制得的飛機(jī)上椽條板筋鍛件筋部填充效果更好。
[0018]2、采用本發(fā)明模具制得的飛機(jī)上椽條板筋件筋部填充滿的長(zhǎng)度，與傳統(tǒng)不設(shè)計(jì)阻力槽的模具生產(chǎn)出的飛機(jī)上椽條板筋件相比，筋部填充滿的長(zhǎng)度提高了 40。/『50%，滿足飛機(jī)上椽條板筋鍛件的成形質(zhì)量要求，取得了良好的效果。
[0019]3、相較于現(xiàn)有其他解決板筋件筋部填充不滿的方法，采用本發(fā)明模具制得的飛機(jī)上椽條板筋件不需增大后續(xù)機(jī)加余量，有效降低了生產(chǎn)成本，更具有市場(chǎng)可推廣前景。
[0020]
【附圖說(shuō)明】
[0021]圖1為實(shí)施例飛機(jī)上椽條板