飞行器球壳等温成形方法及其装置的制作方法

专利名称：飞行器球壳等温成形方法及其装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及的是一种锻造领 域的方法，具体是一种飞行器球壳等温成形方法及其
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装直。
背景技术：
在航天航空飞行器零部件生产中，在掌控最佳批量生产时间条件下，保证零件设计的战术工艺性能是基本任务。在飞行器中，从金属消耗量观点来看，涉及各种几何形状的机体最多。这些零部件应当具有高的单位强度(破坏载荷与质量之比)，因为在实际使用过程中环境条件变化极大，有可能遭遇极大载荷。在制造飞行器零部件中，广泛使用高强度钛合金TC4、BT14、BT20、BT23。这些合金具有高承压、质量小、高耐蚀寿命的特点。但是，由于材料高强度和低塑性，在压力加工条件下出现了问题。在解决这些问题未来方向是在一定速度 温度条件下等温压力加工，这时变形材料显示粘塑性和粘性流动，能够在相对低的工艺力下材料产生更大变形程度而不破坏，以保证高的充形程度和零件的几何尺寸参数的精度。用于承装燃料球壳、隔板是典型零件，其传统生产工艺是在压力机上多工序拉伸，工序间还要加热，或者在锤上模锻。这些工艺存在问题是，由于存在残余应力零件的精度水平低,残余应力引起零件外形扭曲，为了后续工序，需要钳工对零件大量修磨，以为后续氩弧焊或电子束焊接作准备。在许多情况下，残余应力存在在原始毛坯和变形板材中，它导致零件各向异性的力学性能和变形不均匀性。经过对现有技术的检索发现，中国专利文献号CN181437
公开日2006 08 09，记载了一种钛合金球壳超塑成形方法，该技术将钛合金坯料放入下模中，电炉加热升温至成形的下限温度时进行保温，保温完成后液压机下压成形同时继续升温，至达到成形的最高温度时停止成形，一次循环结束；降温至成形的下限温度下50°C 80°C时开始升温，至成形的下限温度开始成形，达到成型最高温度时再停止成型，二次循环结束，如此经多次循环至成型完成；所述成型方法中，成型的温度范围为800°C 900°C且仅在升温过程中成型，温度变化幅度为100°C,成型速度O. 6mm/min I. Omm/min。可用于f800mm以下不同直径，不同壁厚钛合金球壳的成型，利用该工艺方法为深潜器提供所需耐压球，成型的钛合金球壳内表面无需加工，外表面和顶部加工余量很小。该成形方法称为环境超塑性，但该现有技术需要在规定温度范围内反复升温、降温，无疑会给模具带来温度变化应力，降低模具寿命；又因多次升温降温，从而降低生产率，致使制造成本高居不下；同时该技术实施过程中易在坯料表面形成又硬又脆的α壳，不仅降低产品精度，更会造成产品性能下降。现有技术中也存在模锻体积变形，但由于其均不涉及稳定化热处理，致使工件中存在残余应力，它将导致零件的各向异性的力学性能和变形不均匀性，同时现有技术中也没有对加热过程中坯料进行有效防氧化、防吸氢保护的操作，势必会影响产品最终性能，且现有技术得到的产品精度上也远远无法满足技术要求。

发明内容
本发明针对现有技术存在的上述不足，提出一种飞行器球壳等温成形方法及其装置，制备得到更高精度且具有满足GJB2921 1997规范要求性能和变形参数的飞行器用球壳。本发明是通过以下技术方案实现的本发明涉及一种飞行器球壳等温成形方法，将氩气环境中预热后的钛合金板材毛坯置入液压机模具中，然后向模具中通入O. 5 I. 5MPa的氩气，经气胀等温压力成形制成帽状钛合金半球后焊接成球体制成。所述的钛合金板材是指厚度为I. 5mm的TC4合金、BT14合金或BT23合金板材。所述的毛坯在加工前依次经切割、脱脂、酸洗、清水冲洗、干燥处理；所述的预热的温度为875 930°C，压力范围为100 200MPa，预热时间为15 20分钟。所述的气胀等温压力成形时间为12 18分钟，其中毛坯、模具和成形中半成品的温度为900°C，应变速率约为10_2/s，成形过程中通入流变压力O. 5 I. 5MPa的氩气。所述的气胀等温压力成形优选在成形完毕后在相同的氩气环境下保压。所述的保压至温度下降至300°C时结束。所述的气胀等温压力成形进一步优选在保压后将成形制品去除压力后随模冷却。所述的随模冷却至温度下降至70 100°C时结束；所述的帽状钛合金半球的球径为<p300mm，最大気气压力O. 8MPa,出现在成形第四分钟，最终成形压力O. 5MPa。所述的气胀等温压力成形过程中毛坯的最大变薄处位于帽状钛合金半球的半球圆顶且其厚度为板状结构的毛坯厚度的40% ;该帽状钛合金半球从壁部到法兰过度区域厚度为板状结构的毛坯厚度的70%，该帽状钛合金半球除法兰部分外的成形极限厚度不均匀性达到30%，以消除后续化学腐蚀操作。所述的气胀等温压力成形过程中毛坯内部晶粒没有长大且仍为5 10 μ m，以保证零件的持久强度、耐蚀性能和在使用条件下保持规定气密性。所述的焊接为激光焊接，其焊接激光头的连续辐射功率2. 5kvt，焊接时两个帽状钛合金半球的同步旋转速度为I. 2转/分。所述的焊接优选先将帽状钛合金半球切边后进行化学铣。本发明涉及一种飞行器球壳等温成形装置，该装置结构为相对称的上、下两部分且分别包括模具、感应线圈、热电偶和通水冷却模座，其中感应线圈设置在模具的外圈，热电偶设置在模具的内部，通水冷却模座与模具相固定。所述的模具包括上、下两部分，其中上部分模具中设有氩气管路，下部分模具中设有半球形等温成形区域。所述的氩气管路的入口端位于模具的上部分外侧感应线圈上方；氩气管路的出口端位于模具的上部分正中且针对模具的下部分，该出口端包括出口孔以及与之相连的盘状凹腔。
所述的通水冷却模座内部设有冷却进水管和冷却排水管，其中若干根冷却进水管以S形结构设置于通水冷却模座的上部分，对应若干根冷却排水管设置于通水冷却模座的下部分，通过将冷却进水管的入口端与水泵相连并与压力机同步输入冷却水，实现模具的降温。所述的模具采用镍基合金IN 100铸造，半球形等温成形区域采用电火花机床放电加工制成；模具 的温度用设置于半球形等温成形区域表面的热电偶监控，实现平均变形程度保持在25% -35%，优选为30%。本发明涉及上述方法制备得到的飞行器球壳，该球壳沿着变形零件半径区域到球顶壁厚的变化对钛合金材料为I. 15 O. 55mm。采用TC4钛合金制备得到所述的飞行器球壳的抗拉强度为958-978 (MPa)，屈服强度为922-942 (MPa)，伸长率为21-23%，硬度HRC为31-33，满足规范要求GJB2921 1997。本发明针对钛合金在加热过程中特点，通入保护性惰性气体，不仅有利于不用凸模气胀成形，同时保护了工件表面质量和力学性能。钛合金在高温下能与炉内气体发生剧烈作用。危害最大的是氧，特别是氢。约在595°C以上温度，钛合金与氧和氮反应生成锈皮，在锈皮之下为富氧富氮层称为α壳；毛坯表面各处的氧化皮厚度是不同的，在去除氧化皮后，钛及钛合金毛坯表面出现凹凸不平，影响了工件的表面质量。另一方面，在于使坯料表层增氧。在630°C以上，钛及钛合金的表面出现吸氧现象，即氧通过疏松的氧化皮，从毛坯的表皮向深处扩散，而且在β转变温度以上，氧的扩散大大加快。由于氧是稳定α相的元素，当氧进入钛合金的量超过一定数值后，β相就不可能存在，从而在坯料表面形成α脆化层，根据加热条件和合金品种的不同，α脆化层的厚度可达O. 65_。这一 α壳又硬又脆，容易使制件造成裂纹。氧仅仅在坯料表层发生作用，氢则深入到合金内部，使其塑性严重下降。受氢污染的钛及其合金易发生“氢脆”。实践及研究证明，钛合金的吸氢量对力学性能有显著影响，随着吸氢量的增加，其塑性亦随之降低，其中冲击韧性的降低尤其显著。本发明与传统多工步模锻成形而后机械加工比较，劳动修磨量减少到原来1/2 1/3，金属消耗减少到原来1/3 1/5，零件几何参数的精度增加了 4 6倍。


图I为本发明工艺流程图。图2为实施例装置结构示意图；图中1模具、2感应线圈、3热电偶、4模座、5感应加热装置固定杆、6冷却水管、7半球形等温成形区域、8氩气管路、9盘状凹腔。图3为模具温度测试热电偶分布示意图。图4为冷却水管布置示意图。图5为本发明制备得到飞行器球壳示意图。
具体实施例方式下面对本发明的实施例作详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。
实施例I本实施例以材料钛合金TC4为例，其工艺步骤包括I)如图Ii所示，待制品的毛坯顺序经过切割、脱脂、酸洗、清水冲洗、干燥程序；2)将模具安装到TZP型6300kN单动薄板拉伸液压机上，将上下模具合拢后，打开中频感应加热装置按钮，加热模具到900°C ；3)如图Iii所示，将厚I. 5mm、TC4钛合金板材在真空炉氩气中加热，温度范围为875 930°C，板材流变应力范围为100 200MPa ；4)如图Iiii所示，开动压机，打开模具，将预热后的板材置入模膛中，向闭合模 具，通入氩气并在压力下成形，氩气压力范围为I I. 5MPa，成形时间为12 18分钟；最 大氩气压力L 5MPa，出现在成形第四分钟，最终成形压力IMPa，总的成形时间15分钟；5)在气体压力下待制品随模冷却到3000C，冷却时间200分钟；6)去除压力后，在流动的氩气中冷却模具，冷却至70 100°C，冷却时间200分钟；7)如图Iiv以及图5所示，切边及化学铣；成形后的坯料沿着法兰切边并进行化学铣到规定壁厚，坯料最大变薄处在半球圆顶，达到原始坯料40%厚度。从壁部到法兰过度区域厚度为原始坯料厚度70%，切除法兰部分后，球成形极限厚度不均匀性达到30%。上述不均匀性由化学铣消除；金相观察表明，在成形实际过程中晶粒没有长大，仍为原始坯料尺寸5 10 μ m。从而能够保证零件的持久强度、耐蚀性能和在使用条件下保持规定气密性。8)焊接两个半球用焊接机焊接连接，同时把管道焊入。在装配夹上，用带有激光头的连续辐射功率2. 5kvt、型号为TH LWY180180S/300S进行激光焊接，焊接时两半球旋转速度为I. 2转/分。在敷设环上焊透。观察了材料组织，没有出现晶粒长大。用气压等温成形与传统多工步模锻成形而后机械加工比较，劳动修磨量减少到原来1/2 1/3，金属消耗减少到原来1/3 1/5，零件几何参数的精度增加了 4 6倍。
实施例2如图2所示，本实施例为飞行器球壳等温成形装置，该结构为相对称的上、下两部分且分别包括模具I、感应线圈2、热电偶3、通水冷却模座4、感应加热器固定杆5和冷却水管6。其中感应线圈2设置在模具I的外圈，热电偶3设置在模具I的内部，通水冷却模座4与模具I相固定。所述的热电偶3根据热传导原则分别垂直设置于模具I的上、下部分的顶面且分布于模具I的正中心、模具I的边缘(四个)以及模具I的径向上盘状凹腔9的外围(四个)及其与模具I的边缘的中点(四个)，如图3所示。如图4所示，所述的通水冷却模座4内部设有冷却进水管6a和冷却排水管6b，其中若干根冷却进水管6a以S形结构设置于通水冷却模座4的上、下部分，对应若干根冷却排水管6b与进水管相间设置于通水冷却模座4的上、下部分，通过将冷却进水管6a的入口端与水泵相连并与压力机同步输入冷却水，实现模具的降温。所述的模具I包括上、下两部分，其中上部分模具中设有氩气管路8，下部分模具中设有半球形等温成形区域7。
所述的氩气管路8的入口端位于模具I的上部分外侧感应线圈2上方；氩气管路8的出口端位于模具I的上部分正中且针对模具I的下部分，该出口端包括出口孔以及与之相连的盘状凹腔9。所述的半球形等温成形区域7的直径与盘状凹腔9的直径相同，盘状凹腔9到分模面的深度为150mm,直径为300mm。所述飞行器球壳等温成形装置安装于TZP型6300kN单动薄板拉伸液压机上，该压力机的滑块速度通过程序控制以实现工艺全程保持恒定的应变速率，使得钛合金的屈服应力保持在低水平上。所述的压力机的压力输出以及滑块的行程为数字化显示，优选通过XY2记录仪记
录。 所述的模具I采用镍基合金IN 100铸造，半球形等温成形区域7采用电火花机床放电加工制成；模具I的温度用设置于半球形等温成形区域7表面的热电偶3监控，实现平均变形程度保持在25% -35%,优选为30%。等温成形取决于压力加工条件下气体压力随时间增大的速度。速度的增加导致压力的升高，并且变形板材厚度不均匀程度亦增加。降低速度将会过热，金属晶粒长大，积累内部缺陷。鉴此，必须保证变形过程的最佳时间长度对于TC4钛合金时间为O. 2 O. 3h。成形后，在气体压力下保压一段时间稳定化热处理。通过上述装置及工艺制备得到的TC4钛合金飞行器球壳，该球壳沿着变形零件半径区域到球顶壁厚的变化为I. 15 O. 55mm。本实施例等温成形方法与常规方法进行比较，具体参数见表I和表2。表1TC4在不同成形工艺下的变形抗力，从成形力来说，最好采取超塑性成形，但成形前要做复杂超塑性处理，成本太高，生产率太低，因此，选用成本较低的产出率较高的等温成形方法
成形工艺 I变形抗力(MPa)
普通成形 1200 接近等温成形Τ等温成形 Tio 超塑性成形~40表2TC4钛合金常规成形与等温锻成形工艺参数的比较
参数名称I常规成形I等温成形
模具温度(Γ )150900
毛坯温度(°C )900900
工件温度(°C )800900
应变速率(S、1)~ IO1- IO3I O 3
ICT2
流变应力(MPa) 500 1200 80 120 模具材料X38CrMoV51 IN100本实施例成形的半球直径为0-H.K;rnm·钛合金TC4板材厚I. 5mm,其测试参数如下
权利要求
1.一种飞行器球壳等温成形方法，其特征在于，将氩气环境中预热后的钛合金板材毛坯置入液压机模具中，然后向模具中通入O. 5 I. 5MPa的氩气，经气胀等温压力成形制成帽状钛合金半球后焊接成球体制成； 所述的气胀等温压力成形时间为12 18分钟，其中毛坯、模具和成形中半成品的温度为900°C，应变速率为10_2/s，成形过程中通入流变压力O. 5 I. 5MPa的氩气； 所述的帽状钛合金半球的球径为< 300mra,最大氩气压力O. 8MPa，出现在成形第四分钟，最终成形压力O. 5MPa。
2.根据权利要求I所述的方法，其特征是，所述的钛合金板材是指厚度为I.5mm的TC4合金、BT14合金或BT23合金板材；所述的毛坯在加工前依次经切割、脱脂、酸洗、清水冲洗、干燥处理。
3.根据权利要求I所述的方法，其特征是，所述的预热的温度为875 930°C，压力范围为100 200MPa，预热时间为15 20分钟。
4.根据权利要求I所述的方法，其特征是，所述的气胀等温压力成形在成形完毕后在相同的氩气环境下保压，至温度下降至300°C时结束。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征是，所述的气胀等温压力成形在保压后将成形制品去除压力后随模冷却，至温度下降至70 100°C时结束。
6.一种飞行器球壳等温成形装置，其特征在于，该装置结构为相对称的上、下两部分且分别包括模具、感应线圈、热电偶和通水冷却模座，其中感应线圈设置在模具的外圈，热电偶设置在模具的内部，通水冷却模座与模具相固定；所述的模具包括上、下两部分，其中上部分模具中设有氩气管路，下部分模具中设有半球形等温成形区域。
7.根据权利要求6所述的装置，其特征是，所述的热电偶根据热传导原则分别垂直设置于模具的上、下部分的顶面且分布于模具的正中心、模具的边缘以及模具的径向上盘状凹腔的外围及其与模具的边缘的中点。
8.根据权利要求6所述的装置，其特征是，所述的氩气管路的入口端位于模具的上部分外侧感应线圈上方；氩气管路的出口端位于模具的上部分正中且针对模具的下部分，该出口端包括出口孔以及与之相连的盘状凹腔；该半球形等温成形区域的直径与盘状凹腔的直径相同。
9.根据权利要求6所述的装置，其特征是，所述的通水冷却模座内部设有冷却进水管和冷却排水管，其中若干根冷却进水管以S形结构设置于通水冷却模座的上、下部分，对应若干根冷却排水管设置于通水冷却模座的上、下部分。
10.一种飞行器球壳，其特征在于，根据权利要求1-5中任一所述的方法或权利要求6-9中任一所述的装置制备得到。
全文摘要
一种锻造领域的飞行器球壳等温成形方法及其装置，通过将氩气环境中预热后的钛合金板材毛坯置入液压机模具中，然后向模具中通入0.5～1.5MPa的氩气，经气胀等温压力成形制成帽状钛合金半球后焊接成球体制成；本发明与传统多工步模锻成形而后机械加工比较，劳动修磨量减少到原来1/2～1/3，金属消耗减少到原来1/3～1/5，零件几何参数的精度增加了4～6倍。
文档编号B21D37/16GK102873166SQ20121040323
公开日2013年1月16日 申请日期2012年10月19日 优先权日2012年10月19日
发明者吴振清, 林健, 陈修琳, 吴小清, 朱黎明, 王以华 申请人:上海桦厦实业有限公司