[实用新型]一种等厚型面分体铸造的超塑成形/扩散连接成形模具

说明书

技术领域

本实用新型涉及一种等厚型面分体铸造的超塑成形/扩散连接成形模具，用于飞机大型复杂多层整体构件超塑成形/扩散连接成形过程，属于航空制造工程/飞机装配领域。

背景技术

超塑成形/扩散连接技术已经成为一种推动现代航空结构设计和突破传统钣金零件制造的先进制造技术。当前，超塑成形/扩散连接技术所用的成形模具材料一般选用耐高温合金钢35Cr24Ni7SiNRe，模具在结构上具有压边梗、进/排气孔、测温孔、减轻槽、吊棒及导柱孔等结构要素，模具整体结构复杂，且模具体积较大，一般采用整体铸造然后精铣型面的方法进行制备，但是由于模具结构复杂，在整体铸造时极易产生铸造缺陷，同时模具多在高温高压工况下使用，模具在使用过程中由于铸造缺陷的存在极易损坏，寿命短，型面精度无法保证，影响零件成形质量和生产进度。

因此，需要研制一种具有稳定组织结构、较好的强度和刚度的超塑成形/扩散连接成形模具具有重要的理论意义和实际价值。

实用新型内容

针对现有技术存在的问题，本实用新型针对飞机大型复杂多层整体构件超塑成形/扩散连接成形过程中所使用的模具工艺特点，提供一种具有稳定组织结构、较好的强度和刚度的等厚型面分体铸造的超塑成形/扩散连接成形模具及其制备方法，其工艺操作流程简单，铸造过程产生缺陷少，模具制备完成后精度高，有利于飞机大型复杂多层整体构件的精准成形。

为解决上述技术问题，本实用新型的具体技术方案如下：

一种等厚型面分体铸造的超塑成形/扩散连接成形模具，包括上模具和下模具两部分，上模具和下模具为等厚型面；上模具包括上模支架1和上模型面2；下模具包括下模支架4和下模型面3；模具材料采用耐高温合金钢35Cr24Ni7SiNRe。

所述的上模型面2包括上模型面上表面5、测温孔6、吊柱7、导向销安装板8、进/排气孔9。所述的导向销安装板8中间设有一导向销孔，导向销孔与导向销直径相适应，导向销安装板8位于上模型面2的两个相对侧面中部，导向销安装板8的两侧设有吊柱7；所述的测温孔6位于上模型面2两个相邻侧面上；所述的进/排气孔9位于上模型面2的侧面。所述的下模型面3包括下模型面上表面12、测温孔6、吊柱7、导向销安装板8、进/排气孔9，其中下模型面3和上模型面2中的测温孔6、吊柱7、导向销安装板8和进/排气孔9的位置对应，尺寸相同。

所述的上模支架1包括上模支架上表面10和六个减轻槽11，上模支架1与上模型面2匹配。所述的六个减轻槽11位于上模支架上表面10，减轻槽边缘线与支架边缘线之间的距离、两个相邻减轻槽边缘线之间的距离均为80mm，减轻槽贯穿整个支架部分。所述的下模支架4包括下模支架上表面13和六个减轻槽11，其中，下模支架4和上模支架1中的下模支架上表面13和六个减轻槽11的位置对应，尺寸相同。

所述的上、下模具的型面部分，支架部分沿型面与支架接触部位，减轻槽与型面接触部位采用氩弧焊堆焊的方式焊接在一起，导向销穿过导向销安装板8中的导向销孔，形成等厚型面分体铸造的超塑成形/扩散连接成形模具。

一种等厚型面分体铸造的超塑成形/扩散连接成形模具的制备方法，等厚型面分体铸造的超塑成形/扩散连接成形模具包括上模具和下模具两部分，上模具和下模具分别由型面部分和支架部分组成，以上四部分分别加工，包括以下步骤：

第一步，制备上、下模具等厚型面部分

1.1)首先在CATIA零件理论数模中提取与模具型面接触的零件的上、下表面，然后将接触面分别沿法向拉伸，形成等厚的模具型面部分数模，此模具型面部分的厚度一致。

1.2)在数模上按照要求，设计压边梗、进/排气孔9、测温孔6、与模具重量相适应的吊柱7，在上、下模具型面对应位置设计导向销安装板8，在导向销安装板8上根据模具的具体要求设计与导向销直径相适应的导向销孔，得到上、下模具等厚型面部分的数模。

1.3)将生成的上、下模具等厚型面部分的数模分别在上、下表面再次拉伸10mm厚度，作为数控铣切加工余量，形成等厚型面铸件数模，按铸件数模及工艺要求，铸造得到上、下模具的等厚型面铸件。

1.4)采用五坐标数控铣床方法，按等厚型面部分的数模将等厚型面铸件铣切出模具等厚型面部分的上、下表面、压边梗、进/排气孔、测温孔、导向销安装板及导向销孔，最后进行修整、抛光，得到满足工艺要求的上、下模具等厚型面部分。

第二步，制备上、下模具的支架部分