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航空发动机机匣作为航空发动机的重要零件之一,是航空发动机上的主要承力部件,但是由于其是发动机关键锻件中截面变化较大的大尺寸薄壁零件,其在制造中常常存在材料利用率低、成形载荷大、质量稳定性差、锻模寿命低等问题。因此针对上述问题,本文以航空发动机不锈钢机匣锻件为研究对象,通过对原锻造工艺的数值模拟,找到了出现问题的原因,然后优化设计了模具结构及坯料形状尺寸,并提出了一种新的坯料定位方法,最后利用梯度堆焊技术对失效锻模进行了再制造工作。本文首先借助DEFORM-3D有限元模拟软件对航空发动机机匣锻件的原锻造工艺进行模拟分析。模拟结果显示:当欠压量为实际欠压量(10mm)时,成形载荷708MN,且坯料未充满型腔,锻件出现缺肉现象,这均与实际生产中的情况一致,验证了模拟的可靠性;当欠压量为工艺要求欠压量(8mm)时,坯料充填完整;但成形载荷为991MN,远超过设备所能提供的最大压力,且锻件飞边大,材料利用率低;锻模表面最高温度超过650℃,上模和下模的热影响深度分别为50mm和30mm;上模存在两个应力集中区域分别为根部圆角区和中间过渡圆角区;根部圆角处的最大等效应力为1877MPa,最大主应力为压应力,值为-786MPa,该处易出现压塌和由塑性变形产生的裂纹;中间过渡圆角处的最大等效应力为1776MPa,最大主应力为拉应力,值为910MPa,该处极易出现开裂现象。针对原锻造工艺中存在的问题,从模具结构、坯料定位以及坯料形状尺寸三个方面进行优化设计,通过对各种方案的坯料充填情况、成形载荷、模具应力进行对比分析,得出了最优的方案组合:合理的模具结构,即上模中间过渡圆角处的斜度减小至40°,根部圆角半径增大至R15,上模增设飞边槽;最佳的坯料定位方案,即在坯料腰部右侧设计一个圆滑过渡斜面与上模小头端的斜面形状相对应;最优的坯料尺寸形状参数,即坯料腰部宽度a为600mm、腰部厚度b为60mm、端部厚度c为80mm。该方案坯料减重40kg,材料利用率提高15.4%,成形载荷仅为478MN,下降51.8%,上模中间过渡圆角处的最大等效应力仅为1065MPa,下降了40.0%,最大主应力为拉应力(321MPa),下降了64.7%,上模根部圆角处的最大等效应力仅为625MPa,下降了66.7%,最大主应力为压应力(-261MPa),下降了66.8%,而且坯料定位良好,飞边分布均匀。通过实验研究分析了5CrNiMo基体和梯度堆焊层焊材的力学性能和微观组织,选取JX09焊材作为夹心层材料、JX20焊材作为过渡层材料、JX22焊材作为强化层材料,结合模拟分析结果,对锻模进行分区设计,确定了满足锻模工作条件下的各层材料的安全理论分界线,并设计了合理的堆焊层结构。最终,利用梯度堆焊技术对失效的5CrNiMo锻模进行再制造工作。