CN110076280A - 一种航空飞行器尾翼加工工艺 - Google Patents

一种航空飞行器尾翼加工工艺 Download PDF

Info

Publication number
CN110076280A
CN110076280A CN201910457278.4A CN201910457278A CN110076280A CN 110076280 A CN110076280 A CN 110076280A CN 201910457278 A CN201910457278 A CN 201910457278A CN 110076280 A CN110076280 A CN 110076280A
Authority
CN
China
Prior art keywords
finished product
semi
product
heated
forging
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201910457278.4A
Other languages
English (en)
Inventor
罗方
范晓刚
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
ZUNYI AEROSPACE XINLI PRECISION CASTING CO LTD
Original Assignee
ZUNYI AEROSPACE XINLI PRECISION CASTING CO LTD
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by ZUNYI AEROSPACE XINLI PRECISION CASTING CO LTD filed Critical ZUNYI AEROSPACE XINLI PRECISION CASTING CO LTD
Priority to CN201910457278.4A priority Critical patent/CN110076280A/zh
Publication of CN110076280A publication Critical patent/CN110076280A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21K—MAKING FORGED OR PRESSED METAL PRODUCTS, e.g. HORSE-SHOES, RIVETS, BOLTS OR WHEELS
    • B21K1/00—Making machine elements
    • B21K1/76—Making machine elements elements not mentioned in one of the preceding groups
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Forging (AREA)

Abstract

本申请公开了尾翼加工技术领域的一种航空飞行器尾翼加工工艺，包括以下步骤：步骤一，制坯；步骤二，下料；步骤三，锻造：将坯板加热至440～460℃，保温25～50min，放入预热好的模具腔中锻造成型得到初品，取出初品进行水冷和去除毛边处理，再将初品加热到440～460℃，保温10～30min，放入到模具腔中再次锻造成型得到半成品，取出半成品进行水冷和去除毛边处理；步骤四，热处理：将经步骤三处理后得到的半成品加热到490～500℃，保温60min，取出半成品水冷后放入矫正模，在液压机上静压5～10s，即得成品。本方案解决了现有尾翼加工工艺耗时耗料的问题。

Description

一种航空飞行器尾翼加工工艺
技术领域
本发明涉及尾翼加工技术领域，具体涉及一种航空飞行器尾翼加工工艺。
背景技术
航空飞行器尾翼一般为薄壁结构，目前的加工方法多是将薄板经过板材加工成型，板材加工包括制坯、下料和机加工，也就是将切割好的坯料在车床上切削成标准零件的模样，但尾翼数量巨大，少则几千件，多则上万件，板材加工不仅加工工时长，因为尾翼形状的特殊性，需要加工凸台来为螺栓提供平台，而加工凸台在车床加工上比较耗时，基本要耗时1.5～2h，且车床加工只能一件一件的加工，要加工成千上万的尾翼更耗费时间，而且在车床切削过程中会有相当一部分坯料被浪费掉，这些浪费掉的坯料往往不能直接重新利用，同时航空飞行器尾翼由于需要长期使用，因此其理化性能需要达到一定的标准，而板材加工的零件很难实现这一目的。
发明内容
本发明意在提供一种航空飞行器尾翼加工工艺，以解决现有尾翼加工工艺耗时耗料的问题。
为了解决上述技术问题，本发明提供如下技术方案：一种航空飞行器尾翼加工工艺，包括以下步骤：
步骤一，制坯：将棒料加热到440～460℃，保温90～110min，放入简易胎模中，用空气锤锤击棒料，使其达到坯料形状；
步骤二，下料：将步骤一中的坯料放入带锯机中，纵向切割坯料成为厚度为16～18cm的坯板；
步骤三，锻造：将坯板加热至440～460℃，保温25～50min，放入预热好的模具腔中锻造成型得到初品，取出初品进行水冷和去除毛边处理，再将初品加热到440～460℃，保温10～30min，放入到模具腔中再次锻造成型得到半成品，取出半成品进行水冷和去除毛边处理；
步骤四，热处理：将经步骤三处理后得到的半成品加热到490～500℃，保温60min，取出半成品水冷后放入矫正模，在液压机上静压5～10s，即得成品。
本发明的工作原理及有益效果为：本方案先进行制坯，出坯后的坯料外形与零件外形大致相同，锻造时原材料大部分进入型腔，少部分进入毛边槽，以达到减少原材料损耗的目的，其次就是下料工序，切割下来的尺寸按尾翼零件的体积换算出来，保证体积略大于零件体积即可，一般二者差值大于0.01kg即可，然后进行锻造工序，本方案采用的是二次锻造，一次锻造的始锻温度超过440℃时，容易在锻件外表面形成一层粗晶环；当一次锻造的变形量过大时，容易在锻件应变过渡区域(锻件成型过程，应变大的区域与相邻应变小的区域之间的区域)形成大的粗晶，因此，严格控制一次锻造的温度和变形量是得到性能优良的成品的基础。为了减少锻件的残余应力，需要获得均匀的晶粒度，一次锻造后立即水冷然后再进行锻造，这样可以改善锻件内部晶粒的尺寸大小，使锻件的内芯及表面晶粒均匀，改善后续热处理时锻件晶粒的弥散度和均匀性，避免出现晶粒粗大或分布不均。冷锻过程能使锻件晶粒细化，避免混晶，进而减少锻造残余应力，在厚度的控制上可以藉由锻造的特性而达到渐增或渐减的结构要求，热处理和矫正能改善锻件内部性能和保证锻件良好的平面度和光洁度。
本发明将机加工成型更改为锻造成型+热处理，将成品内部铸造组织生产成致密的锻造组织，生产出的锻件形成均匀光滑的表面，其内部组织致密、连续，锻件有完整的、连续的金属纤维流线，锻件热处理后有优越的内部性能，锻件使用寿命长，而且相比较于现有技术，减少了机加环节，加工时间大大缩短，加工成本由于加工过程中机械切屑的减少而大大减少，适应于大批量的工业生产。
以下是对基础技术方案的优化：
进一步，在上述步骤四之后，对成品进行酸洗或者碱洗处理。这样能更彻底的去除锻件表面的污物。
具体实施方式
下面通过具体实施方式进一步详细说明：
实施例1：一种航空飞行器尾翼加工工艺，包括以下步骤：
步骤一，制坯：将棒料加热到440℃，保温90min，放入简易胎模中，用空气锤锤击棒料，使其达到坯料形状；
步骤二，下料：将步骤一中的坯料放入带锯机中，纵向切割坯料成为厚度为16cm的坯板，切割下来的尺寸按尾翼零件的体积换算出来，保证体积略大于零件体积即可，一般二者差值大于0.01kg即可；
步骤三，锻造：将坯板加热至440℃，保温25min，放入预热好的模具腔中锻造成型得到初品，取出初品进行水冷和去除毛边处理，再将初品加热到440℃，保温10min，放入到模具腔中再次锻造成型得到半成品，取出半成品进行水冷和去除毛边处理；
步骤四，热处理：将经步骤三处理后得到的半成品加热到490℃，保温60min，取出半成品水冷后放入矫正模，在液压机上静压5s，即得成品，然后再对成品进行酸洗或者碱洗处理。
实施例2：一种航空飞行器尾翼加工工艺，包括以下步骤：
步骤一，制坯：将棒料加热到460℃，保温110min，放入简易胎模中，用空气锤锤击棒料，使其达到坯料形状；
步骤二，下料：将步骤一中的坯料放入带锯机中，纵向切割坯料成为厚度为18cm的坯板，切割下来的尺寸按尾翼零件的体积换算出来，保证体积略大于零件体积即可，一般二者差值大于0.01kg即可；
步骤三，锻造：将坯板加热至460℃，保温50min，放入预热好的模具腔中锻造成型得到初品，取出初品进行水冷和去除毛边处理，再将初品加热到460℃，保温30min，放入到模具腔中再次锻造成型得到半成品，取出半成品进行水冷和去除毛边处理；
步骤四，热处理：将经步骤三处理后得到的半成品加热到500℃，保温60min，取出半成品水冷后放入矫正模，在液压机上静压10s，即得成品，然后再对成品进行酸洗或者碱洗处理。
对上述实施例1和实施例2中的控制温度和零件中出现裂纹概率(样本取100件)的关系进行实验，制得下表：
400℃及以下 400～440℃ 440～460℃ 460～500℃ 500℃及以上
裂纹率 32％ 24％ 3％ 18％ 28％
从上表可以看出，只有锻造温度在440℃～460℃这个区间范围内，零件的裂纹率最少。
将上述实施例1和实施例2制得的产品与使用传统方法(也就是板材加工工艺，主要是用坯料在车床上进行切割，从而得到特定形状的产品)制得的产品作为对比例进行比较，制得下表：
从上表可以看出，使用本方案制得的产品内部性能得到大大提高，且制造一件成品的原材料损耗大大减少，减少了在机械加工时耗费的时间。

Claims (2)

1.一种航空飞行器尾翼加工工艺，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一，制坯：将棒料加热到440～460℃，保温90～110min，放入简易胎模中，用空气锤锤击棒料，使其达到坯料形状；
步骤二，下料：将步骤一中的坯料放入带锯机中，纵向切割坯料成为厚度为16～18cm的坯板；
步骤三，锻造：将坯板加热至440～460℃，保温25～50min，放入预热好的模具腔中锻造成型得到初品，取出初品进行水冷和去除毛边处理，再将初品加热到440～460℃，保温10～30min，放入到模具腔中再次锻造成型得到半成品，取出半成品进行水冷和去除毛边处理；
步骤四，热处理：将经步骤三处理后得到的半成品加热到490～500℃，保温60min，取出半成品水冷后放入矫正模，在液压机上静压5～10s，即得成品。
2.根据权利要求1所述的一种航空飞行器尾翼加工工艺，其特征在于：在上述步骤四之后，对成品进行酸洗或者碱洗处理。
CN201910457278.4A 2019-05-29 2019-05-29 一种航空飞行器尾翼加工工艺 Pending CN110076280A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910457278.4A CN110076280A (zh) 2019-05-29 2019-05-29 一种航空飞行器尾翼加工工艺

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910457278.4A CN110076280A (zh) 2019-05-29 2019-05-29 一种航空飞行器尾翼加工工艺

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN110076280A true CN110076280A (zh) 2019-08-02

Family

ID=67422359

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910457278.4A Pending CN110076280A (zh) 2019-05-29 2019-05-29 一种航空飞行器尾翼加工工艺

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110076280A (zh)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101559555A (zh) * 2009-05-19 2009-10-21 重庆长征重工有限责任公司 铁路车辆用车钩钩舌的锻造方法
CN102974743A (zh) * 2012-12-06 2013-03-20 齐齐哈尔轨道交通装备有限责任公司 钩舌制造方法
CN103668027A (zh) * 2013-12-15 2014-03-26 无锡透平叶片有限公司 一种TC25钛合金的准β锻造工艺
CN103706743A (zh) * 2013-12-12 2014-04-09 无锡透平叶片有限公司 一种钛合金鼓筒锻件的模锻成型工艺
CN106938310A (zh) * 2017-03-23 2017-07-11 遵义航天新力精密铸锻有限公司 航空飞行器用连接座的精锻加工方法
CN109226622A (zh) * 2018-09-18 2019-01-18 西安三角防务股份有限公司 一种具有高强度高韧性的ta15钛合金锻件锻造成形方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101559555A (zh) * 2009-05-19 2009-10-21 重庆长征重工有限责任公司 铁路车辆用车钩钩舌的锻造方法
CN102974743A (zh) * 2012-12-06 2013-03-20 齐齐哈尔轨道交通装备有限责任公司 钩舌制造方法
CN103706743A (zh) * 2013-12-12 2014-04-09 无锡透平叶片有限公司 一种钛合金鼓筒锻件的模锻成型工艺
CN103668027A (zh) * 2013-12-15 2014-03-26 无锡透平叶片有限公司 一种TC25钛合金的准β锻造工艺
CN106938310A (zh) * 2017-03-23 2017-07-11 遵义航天新力精密铸锻有限公司 航空飞行器用连接座的精锻加工方法
CN109226622A (zh) * 2018-09-18 2019-01-18 西安三角防务股份有限公司 一种具有高强度高韧性的ta15钛合金锻件锻造成形方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105311801B (zh) 高尔夫球杆头击球面板的制造方法
CN109365731B (zh) 一种高温合金精锻叶片的模锻方法
CN109590689A (zh) 一种镁铝合金汽车覆盖件外板成型制造方法
CN103157758A (zh) 行星减速器内齿环精锻塑性成型工艺
KR20100056648A (ko) 사륜 자동차용 하이포이드 링 기어의 제조방법
CN113510205A (zh) 一种高温合金异形截面法兰盘形件的模锻及轧制成形方法
CN102672433B (zh) 一种锥环形球冠状钢质工件的制造方法
CN110899588A (zh) 一种用于单动压力机的局部加载成形方法及组合模具
CN107355486A (zh) 新能源汽车滑动啮合套及其制造工艺
CN104248832A (zh) 高尔夫球杆头弧形击球面板的制造方法
CN114603060A (zh) 一种飞机发动机机罩的生产方法
CN114425590A (zh) 一种带法兰短套筒的锻造方法
CN110076280A (zh) 一种航空飞行器尾翼加工工艺
CN105750469B (zh) 一种盘类锻件锻造模具及锻造方法
CN103273268A (zh) 自卸车纵梁的加工方法
CN108526381B (zh) 一种超大型铝基复合材料环件的锻造方法
CN109622846A (zh) 一种提高模具钢出材率的锻造方法
CN104707891B (zh) 一种双金属温度补偿片成形方法及模具
CN107116171B (zh) 一种薄板类复杂模锻件制坯用胎模及成形方法
CN107350409A (zh) 新能源汽车滑动啮合套反挤凹模
CN106670364A (zh) 变截面薄壁不锈钢半球封头成形方法
CN102485369B (zh) 确保冲压件精度的加工方法
CN206763832U (zh) 一种长尺寸轴管内腔精锻成型模具
CN113510204A (zh) 一种盾构机刀圈异形环件的模锻制坯及轧环复合成形方法
CN114247839B (zh) 一种大型筒体的复合生产方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20190802

RJ01 Rejection of invention patent application after publication