专利名称：一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法及模具的制作方法
技术领域：
本发明属于精密钣金加工领域，涉及到一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法及模具，它适用于航空航天用高温高强板材如高温钛合金、钛铝金属间化合物薄壁回转零件的精密成形。
背景技术：
航空航天飞行器飞行的速度越来越快，要求关键部位更耐热，因此越来越多的采用耐高温结构材料，如钛合金、高温钛合金、钛铝基金属间化合物等。这类材料使用温度高、高温强度大，其薄板成形技术难度大，采用常规钣金冲压成形后回弹严重，开裂倾向大，一般需要采用热加工方式，但由于该类材料性能十分敏感于热机械及热处理工艺，其复杂构件如带有法兰边的零件加工非常困难，一般需要多道工序、多套模具，加工成本较高，效率较低。
发明内容
本发明的目的是为了适合航空航天用高温高强板材如高温钛合金、钛铝金属间化合物薄壁回转零件的精密成形，提供了一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法及模具。本发明所采用的技术方案是一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具，包括内壁为圆柱或圆锥面的凹模、与凹模内壁形状相配合的芯模、位于凹模底部的托盘、以及与托盘相连的拉杆。如上所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具，其中在凹模顶部置有用于零件翻边的上模。如上所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具，其中在凹模底部设有与托盘相配合的凸台。一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法，包括如下步骤步骤SI:下料；步骤S2:圈圆；步骤S3 :热校形；将圈圆后的待加工零件放入模具中；将模具及待加工零件6整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出待加工零件，获得具有稳定圆度的待加工零件；步骤S4 :将取出的待加工零件进行焊接；步骤S5 :热成形；将焊接后的待加工零件放入模具中；将模具及待加工零件整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出待加工零件，获得具有翻边部位的待加工零件；步骤S6 :热处理，热成形后释放压力。如上所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法，其中所述步骤S3热校形中，将待加工零件放入凹模中，然后放入芯模压实待加工零件；将模具及待加工零件整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出芯模、待加工零件；如上所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法，其中所述步骤S5热成形中先把拉杆及托盘放入凹模中，并使托盘固定在凹模底部凸台上；然后把焊接后的待加工零件放入凹模中，放入芯模依靠其自重使之与待加工零件及凹模贴合；加热到所需温度后合上上模，对上模施加压力并保压一段时间成形出零件的翻边法兰；成形后移去上模)，将拉杆吊起，从而将托盘及待加工零件取出。本发明的有益效果是该方法采用坯料圈圆一热校形一焊纵缝一热成形一热处理的方法及模具，有效的保证了航空航天用难变形材料锥筒形件的加工成形，解决了该类难变形材料的精密制造技术难题；该方法可以只用一套模具实现带有翻边的复杂结构件的一体化成形，节省了热加工工序，模具成本低，产品加工效率高。
通过热校形获得稳定的锥筒形坯料，降低了难变形材料纵缝焊接时的装配难度；
将热成形及热处理集成在一次热循环过程中，大大提高了加工效率，降低了生产成本。
图I为本发明提供的一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具结构及待加工零件装配图；图2为带翻边的锥筒形零件图；图3为坯料及其展开尺寸图；图中，I、凹模，2、芯模，3、上模，4、拉杆，5、托盘，6、待加工零件。
具体实施例方式下面结合附图和实施例对本发明提供的一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法及模具进行介绍如图I所示，一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具，包括内壁为圆柱或圆锥面的凹模I、与凹模I内壁形状相配合的芯模2、位于凹模I底部的托盘5、以及与托盘5相连的拉杆4。为了制作为零件的翻边，在凹模I顶部置有用于零件翻边的上模3。为了将托盘5定位在凹模I底部，在凹模I底部设有与托盘5相配合的凸台。使用该模具是，首先将拉杆4及托盘5放入凹模I中，并使托盘5固定在凹模I底部凸台上；然后把经预圈圆的待加工零件6放入凹模I中，并使待加工零件6底边落于托盘5上；再放入芯模2，依靠芯模2自重使其与待加工零件6及凹模I紧密贴合；加热到所需温度后合上上模3，对上模3施加压力并保压成形出零件的翻边法兰；成形后移去上模3，将拉杆4吊起，从而将托盘5及加工后零件取出。一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法，包括如下步骤步骤SI:下料；步骤S2:圈圆；
步骤S3 :热校形；将圈圆后的待加工零件6放入模具中；将模具及待加工零件6整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出待加工零件6，获得具有稳定圆度的待加工零件6 ；步骤S4 :将取出的待加工零件6进行焊接；步骤S5 :热成形；将焊接后的待加工零件6放入模具中；将模具及待加工零件6整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出待加工零件6，获得具有翻边部位的待加工零件6 ；步骤S6 :热处理，热成形后释放压力。为获得更好的效果，可对上述各步骤进行如下优化选择步骤SI下料计算得到薄壁回转零件的展开尺寸，采用激光切割或水切割方法下 单件坯料，去除切口毛刺。例如以带翻边的锥筒零件为例，其形状尺寸如图I所示，材料为I. Omm厚的Ti2AlNb金属间化合物；则计算得到薄壁异型封闭零件的展开尺寸，尺寸如图2所示，采用数控水切割方法下单件坯料，去除切口毛刺。步骤S2圈圆采用通用圈圆机对板材进行预成形，圈成具有初步锥筒形状或弧形的坯料，此时由于该类耐高温板材冷成形回弹大，基本无法圈成标准锥筒件；只能初步圈成半圆弧状。步骤S3热校形将待加工零件6表面刷涂高温保护涂料后放入凹模I中，然后放入芯模2压实待加工零件6 ;将模具及待加工零件6整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出芯模2、待加工零件6，获得具有稳定圆度的锥筒形坯料；例如可选涂高温保护涂料Ti-1#，模具整体放入加热炉中加热到900°C并保温2h。本步骤不需使用上模3、拉杆4、托盘5，只需将预圈圆的待加工零件6装入凹模I中，放入芯模2依靠其自重使之与待加工零件6及凹模I紧密贴合，加热保温后取出芯模2及待加工零件6即可获得具有稳定圆度的锥筒形坯料。步骤S4焊接焊接锥筒坯料纵缝，获得封闭的锥筒形件。焊接时可采取如下优选方案例如可在焊前对获得的锥筒坯料酸洗，清洗干净后置于烘干炉中100 150°C下烘干20 30分钟；采用钢丝刷及刮刀对焊接区打磨，去除毛刺，并用丙酮擦洗干净，焊前保持焊接区清洁；将工件装配在通用卡具上压紧使纵缝与焊枪行走轨迹重合；启动保护气体，根据装配情况在纵缝上均匀点固4 6点，激光焊接纵缝，保证焊缝成形良好。步骤S5热成形将焊接后的待加工零件6表面刷涂高温保护涂料后再次放入凹模I中，放入芯模2压实，将模具及待加工零件6整体放入加热炉中加热并保温一段时间，对上模3施加压力并保压，成形出锥筒的翻边部位；优选的，可将锥筒形件表面刷涂高温保护涂料Ti-1#后再次放入模具中。先把拉杆4及托盘5放入凹模I中，并使托盘5固定在凹模I底部凸台上；然后把焊接后的待加工零件6放入凹模I中，放入芯模2依靠其自重使之与待加工零件6及凹模I紧密贴合；加热到所需温度850°C后合上上模3，对上模3施加压力并保压5min成形出零件的翻边法兰；成形后移去上模3，将拉杆4吊起，从而将托盘5及待加工零件6取出。步骤S6热处理热成形后释放压力，继续将零件及模具放在加热炉中保温，保温时间根据材料的热处理制度确定，保温后依次取出上模3、芯模2及零件，即可获得带有翻边法兰的锥筒形零件。
可优选的，在热成形后抬起上模3释放压力，继续将零件及模具放置于加热炉中在850°C温度条件下保温2h，保温后依次取出上模、芯模及零件。
权利要求
1.一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具，其特征在于包括内壁为圆柱或圆锥面的凹模(I)、与凹模⑴内壁形状相配合的芯模(2)、位于凹模⑴底部的托盘(5)、以及与托盘(5)相连的拉杆⑷。
2.根据权利要求I所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具，其特征在于在凹模(I)顶部置有用于零件翻边的上模(3)。
3.根据权利要求2所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具，其特征在于在凹模(I)底部设有与托盘(5)相配合的凸台。
4.根据权利要求3所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法，包括如下步骤 步骤SI :下料； 步骤S2 :圈圆； 步骤S3 :热校形；将圈圆后的待加工零件(6)放入模具中；将模具及待加工零件6整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出待加工零件￠)，获得具有稳定圆度的待加工零件(6)； 步骤S4 :将取出的待加工零件(6)进行焊接； 步骤S5 :热成形；将焊接后的待加工零件(6)放入模具中；将模具及待加工零件(6)整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出待加工零件￠)，获得具有翻边部位的待加工零件⑶; 步骤S6 :热处理，热成形后释放压力。
5.根据权利要求4所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法，其特征在于所述步骤S3热校形中，将待加工零件(6)放入凹模(I)中，然后放入芯模(2)压实待加工零件(6);将模具及待加工零件(6)整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出芯模(2)、待加工零件(6)。
6.根据权利要求5所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法，其特征在于所述步骤S5热成形中先把拉杆(4)及托盘(5)放入凹模(I)中，并使托盘(5)固定在凹模(I)底部凸台上；然后把焊接后的待加工零件(6)放入凹模(I)中，放入芯模(2)依靠其自重使之与待加工零件(6)及凹模(I)贴合；加热到所需温度后合上上模(3)，对上模(3)施加压力并保压一段时间成形出零件的翻边法兰；成形后移去上模(3)，将拉杆(4)吊起，从而将托盘(5)及待加工零件(6)取出。
全文摘要
本发明属于精密钣金加工领域，涉及到一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法及模具。目的是为了适合航空航天用高温高强板材如高温钛合金、钛铝金属间化合物薄壁回转零件的精密成形。该模具包括内壁为圆柱或圆锥面的凹模、与凹模内壁形状相配合的芯模、位于凹模底部的托盘、以及与托盘相连的拉杆。该方法包括下料、圈圆、热校形、焊纵缝、热成形、热处理的方法，有效的保证了航空航天用难变形材料锥筒形件的加工成形，解决了该类难变形材料的精密制造技术难题。
文档编号B21D37/10GK102896220SQ20121036659
公开日2013年1月30日 申请日期2012年9月28日 优先权日2012年9月28日
发明者刘萍, 王猛团, 闫寒, 范小龙, 周海波 申请人:北京航星机器制造公司