專利名稱：一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形方法及模具的制作方法
技術領域：
本發明屬于精密鈑金加工領域，涉及到一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形方法及模具，它適用于航空航天用高溫高強板材如高溫鈦合金、鈦鋁金屬間化合物薄壁回轉零件的精密成形。
背景技術：
航空航天飛行器飛行的速度越來越快，要求關鍵部位更耐熱，因此越來越多的采用耐高溫結構材料，如鈦合金、高溫鈦合金、鈦鋁基金屬間化合物等。這類材料使用溫度高、高溫強度大，其薄板成形技術難度大，采用常規鈑金沖壓成形后回彈嚴重，開裂傾向大，一般需要采用熱加工方式，但由于該類材料性能十分敏感于熱機械及熱處理工藝，其復雜構件如帶有法蘭邊的零件加工非常困難，一般需要多道工序、多套模具，加工成本較高，效率較低。

發明內容
本發明的目的是為了適合航空航天用高溫高強板材如高溫鈦合金、鈦鋁金屬間化合物薄壁回轉零件的精密成形，提供了一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形方法及模具。本發明所采用的技術方案是一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形模具，包括內壁為圓柱或圓錐面的凹模、與凹模內壁形狀相配合的芯模、位于凹模底部的托盤、以及與托盤相連的拉桿。如上所述的一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形模具，其中在凹模頂部置有用于零件翻邊的上模。如上所述的一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形模具，其中在凹模底部設有與托盤相配合的凸臺。一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形方法，包括如下步驟步驟SI:下料；步驟S2:圈圓；步驟S3 :熱校形；將圈圓后的待加工零件放入模具中；將模具及待加工零件6整體放入加熱爐中加熱并保溫一段時間；取出待加工零件，獲得具有穩定圓度的待加工零件；步驟S4 :將取出的待加工零件進行焊接；步驟S5 :熱成形；將焊接后的待加工零件放入模具中；將模具及待加工零件整體放入加熱爐中加熱并保溫一段時間；取出待加工零件，獲得具有翻邊部位的待加工零件；步驟S6 :熱處理，熱成形后釋放壓力。如上所述的一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形方法，其中所述步驟S3熱校形中，將待加工零件放入凹模中，然后放入芯模壓實待加工零件；將模具及待加工零件整體放入加熱爐中加熱并保溫一段時間；取出芯模、待加工零件；如上所述的一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形方法，其中所述步驟S5熱成形中先把拉桿及托盤放入凹模中，并使托盤固定在凹模底部凸臺上；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與待加工零件及凹模貼合；加熱到所需溫度后合上上模，對上模施加壓力并保壓一段時間成形出零件的翻邊法蘭；成形后移去上模)，將拉桿吊起，從而將托盤及待加工零件取出。本發明的有益效果是該方法采用坯料圈圓一熱校形一焊縱縫一熱成形一熱處理的方法及模具，有效的保證了航空航天用難變形材料錐筒形件的加工成形，解決了該類難變形材料的精密制造技術難題；該方法可以只用一套模具實現帶有翻邊的復雜結構件的一體化成形，節省了熱加工工序，模具成本低，產品加工效率高。
通過熱校形獲得穩定的錐筒形坯料，降低了難變形材料縱縫焊接時的裝配難度；
將熱成形及熱處理集成在一次熱循環過程中，大大提高了加工效率，降低了生產成本。


圖I為本發明提供的一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形模具結構及待加工零件裝配圖；圖2為帶翻邊的錐筒形零件圖；圖3為坯料及其展開尺寸圖；圖中，I、凹模，2、芯模，3、上模，4、拉桿，5、托盤，6、待加工零件。
具體實施例方式下面結合附圖和實施例對本發明提供的一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形方法及模具進行介紹如圖I所示，一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形模具，包括內壁為圓柱或圓錐面的凹模I、與凹模I內壁形狀相配合的芯模2、位于凹模I底部的托盤5、以及與托盤5相連的拉桿4。為了制作為零件的翻邊，在凹模I頂部置有用于零件翻邊的上模3。為了將托盤5定位在凹模I底部，在凹模I底部設有與托盤5相配合的凸臺。使用該模具是，首先將拉桿4及托盤5放入凹模I中，并使托盤5固定在凹模I底部凸臺上；然后把經預圈圓的待加工零件6放入凹模I中，并使待加工零件6底邊落于托盤5上；再放入芯模2，依靠芯模2自重使其與待加工零件6及凹模I緊密貼合；加熱到所需溫度后合上上模3，對上模3施加壓力并保壓成形出零件的翻邊法蘭；成形后移去上模3，將拉桿4吊起，從而將托盤5及加工后零件取出。一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形方法，包括如下步驟步驟SI:下料；步驟S2:圈圓；
步驟S3 :熱校形；將圈圓后的待加工零件6放入模具中；將模具及待加工零件6整體放入加熱爐中加熱并保溫一段時間；取出待加工零件6，獲得具有穩定圓度的待加工零件6 ；步驟S4 :將取出的待加工零件6進行焊接；步驟S5 :熱成形；將焊接后的待加工零件6放入模具中；將模具及待加工零件6整體放入加熱爐中加熱并保溫一段時間；取出待加工零件6，獲得具有翻邊部位的待加工零件6 ；步驟S6 :熱處理，熱成形后釋放壓力。為獲得更好的效果，可對上述各步驟進行如下優化選擇步驟SI下料計算得到薄壁回轉零件的展開尺寸，采用激光切割或水切割方法下 單件坯料，去除切口毛刺。例如以帶翻邊的錐筒零件為例，其形狀尺寸如圖I所示，材料為I. Omm厚的Ti2AlNb金屬間化合物；則計算得到薄壁異型封閉零件的展開尺寸，尺寸如圖2所示，采用數控水切割方法下單件坯料，去除切口毛刺。步驟S2圈圓采用通用圈圓機對板材進行預成形，圈成具有初步錐筒形狀或弧形的坯料，此時由于該類耐高溫板材冷成形回彈大，基本無法圈成標準錐筒件；只能初步圈成半圓弧狀。步驟S3熱校形將待加工零件6表面刷涂高溫保護涂料后放入凹模I中，然后放入芯模2壓實待加工零件6 ;將模具及待加工零件6整體放入加熱爐中加熱并保溫一段時間；取出芯模2、待加工零件6，獲得具有穩定圓度的錐筒形坯料；例如可選涂高溫保護涂料Ti-1#，模具整體放入加熱爐中加熱到900°C并保溫2h。本步驟不需使用上模3、拉桿4、托盤5，只需將預圈圓的待加工零件6裝入凹模I中，放入芯模2依靠其自重使之與待加工零件6及凹模I緊密貼合，加熱保溫后取出芯模2及待加工零件6即可獲得具有穩定圓度的錐筒形坯料。步驟S4焊接焊接錐筒坯料縱縫，獲得封閉的錐筒形件。焊接時可采取如下優選方案例如可在焊前對獲得的錐筒坯料酸洗，清洗干凈后置于烘干爐中100 150°C下烘干20 30分鐘；采用鋼絲刷及刮刀對焊接區打磨，去除毛刺，并用丙酮擦洗干凈，焊前保持焊接區清潔；將工件裝配在通用卡具上壓緊使縱縫與焊槍行走軌跡重合；啟動保護氣體，根據裝配情況在縱縫上均勻點固4 6點，激光焊接縱縫，保證焊縫成形良好。步驟S5熱成形將焊接后的待加工零件6表面刷涂高溫保護涂料后再次放入凹模I中，放入芯模2壓實，將模具及待加工零件6整體放入加熱爐中加熱并保溫一段時間，對上模3施加壓力并保壓，成形出錐筒的翻邊部位；優選的，可將錐筒形件表面刷涂高溫保護涂料Ti-1#后再次放入模具中。先把拉桿4及托盤5放入凹模I中，并使托盤5固定在凹模I底部凸臺上；然后把焊接后的待加工零件6放入凹模I中，放入芯模2依靠其自重使之與待加工零件6及凹模I緊密貼合；加熱到所需溫度850°C后合上上模3，對上模3施加壓力并保壓5min成形出零件的翻邊法蘭；成形后移去上模3，將拉桿4吊起，從而將托盤5及待加工零件6取出。步驟S6熱處理熱成形后釋放壓力，繼續將零件及模具放在加熱爐中保溫，保溫時間根據材料的熱處理制度確定，保溫后依次取出上模3、芯模2及零件，即可獲得帶有翻邊法蘭的錐筒形零件。
可優選的，在熱成形后抬起上模3釋放壓力，繼續將零件及模具放置于加熱爐中在850°C溫度條件下保溫2h，保溫后依次取出上模、芯模及零件。
權利要求
1.一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形模具，其特征在于包括內壁為圓柱或圓錐面的凹模(I)、與凹模⑴內壁形狀相配合的芯模(2)、位于凹模⑴底部的托盤(5)、以及與托盤(5)相連的拉桿⑷。
2.根據權利要求I所述的一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形模具，其特征在于在凹模(I)頂部置有用于零件翻邊的上模(3)。
3.根據權利要求2所述的一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形模具，其特征在于在凹模(I)底部設有與托盤(5)相配合的凸臺。
4.根據權利要求3所述的一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形方法，包括如下步驟 步驟SI :下料； 步驟S2 :圈圓； 步驟S3 :熱校形；將圈圓后的待加工零件(6)放入模具中；將模具及待加工零件6整體放入加熱爐中加熱并保溫一段時間；取出待加工零件￠)，獲得具有穩定圓度的待加工零件(6)； 步驟S4 :將取出的待加工零件(6)進行焊接； 步驟S5 :熱成形；將焊接后的待加工零件(6)放入模具中；將模具及待加工零件(6)整體放入加熱爐中加熱并保溫一段時間；取出待加工零件￠)，獲得具有翻邊部位的待加工零件⑶; 步驟S6 :熱處理，熱成形后釋放壓力。
5.根據權利要求4所述的一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形方法，其特征在于所述步驟S3熱校形中，將待加工零件(6)放入凹模(I)中，然后放入芯模(2)壓實待加工零件(6);將模具及待加工零件(6)整體放入加熱爐中加熱并保溫一段時間；取出芯模(2)、待加工零件(6)。
6.根據權利要求5所述的一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形方法，其特征在于所述步驟S5熱成形中先把拉桿(4)及托盤(5)放入凹模(I)中，并使托盤(5)固定在凹模(I)底部凸臺上；然后把焊接后的待加工零件(6)放入凹模(I)中，放入芯模(2)依靠其自重使之與待加工零件(6)及凹模(I)貼合；加熱到所需溫度后合上上模(3)，對上模(3)施加壓力并保壓一段時間成形出零件的翻邊法蘭；成形后移去上模(3)，將拉桿(4)吊起，從而將托盤(5)及待加工零件(6)取出。
全文摘要
本發明屬于精密鈑金加工領域，涉及到一種熱成形/熱校形/熱處理一體化成形方法及模具。目的是為了適合航空航天用高溫高強板材如高溫鈦合金、鈦鋁金屬間化合物薄壁回轉零件的精密成形。該模具包括內壁為圓柱或圓錐面的凹模、與凹模內壁形狀相配合的芯模、位于凹模底部的托盤、以及與托盤相連的拉桿。該方法包括下料、圈圓、熱校形、焊縱縫、熱成形、熱處理的方法，有效的保證了航空航天用難變形材料錐筒形件的加工成形，解決了該類難變形材料的精密制造技術難題。
文檔編號B21D37/10GK102896220SQ20121036659
公開日2013年1月30日 申請日期2012年9月28日 優先權日2012年9月28日
發明者劉萍, 王猛團, 閆寒, 范小龍, 周海波 申請人:北京航星機器制造公司