專利名稱：飛行器球殼等溫成形方法及其裝置的制作方法
技術領域：
本發明涉及的是一種鍛造領 域的方法，具體是一種飛行器球殼等溫成形方法及其
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裝直。
背景技術：
在航天航空飛行器零部件生產中，在掌控最佳批量生產時間條件下，保證零件設計的戰術工藝性能是基本任務。在飛行器中，從金屬消耗量觀點來看，涉及各種幾何形狀的機體最多。這些零部件應當具有高的單位強度(破壞載荷與質量之比)，因為在實際使用過程中環境條件變化極大，有可能遭遇極大載荷。在制造飛行器零部件中，廣泛使用高強度鈦合金TC4、BT14、BT20、BT23。這些合金具有高承壓、質量小、高耐蝕壽命的特點。但是，由于材料高強度和低塑性，在壓力加工條件下出現了問題。在解決這些問題未來方向是在一定速度 溫度條件下等溫壓力加工，這時變形材料顯示粘塑性和粘性流動，能夠在相對低的工藝力下材料產生更大變形程度而不破壞，以保證高的充形程度和零件的幾何尺寸參數的精度。用于承裝燃料球殼、隔板是典型零件，其傳統生產工藝是在壓力機上多工序拉伸，工序間還要加熱，或者在錘上模鍛。這些工藝存在問題是，由于存在殘余應力零件的精度水平低,殘余應力引起零件外形扭曲，為了后續工序，需要鉗工對零件大量修磨，以為后續氬弧焊或電子束焊接作準備。在許多情況下，殘余應力存在在原始毛坯和變形板材中，它導致零件各向異性的力學性能和變形不均勻性。經過對現有技術的檢索發現，中國專利文獻號CN181437
公開日2006 08 09，記載了一種鈦合金球殼超塑成形方法，該技術將鈦合金坯料放入下模中，電爐加熱升溫至成形的下限溫度時進行保溫，保溫完成后液壓機下壓成形同時繼續升溫，至達到成形的最高溫度時停止成形，一次循環結束；降溫至成形的下限溫度下50°C 80°C時開始升溫，至成形的下限溫度開始成形，達到成型最高溫度時再停止成型，二次循環結束，如此經多次循環至成型完成；所述成型方法中，成型的溫度范圍為800°C 900°C且僅在升溫過程中成型，溫度變化幅度為100°C,成型速度O. 6mm/min I. Omm/min?？捎糜趂800mm以下不同直徑，不同壁厚鈦合金球殼的成型，利用該工藝方法為深潛器提供所需耐壓球，成型的鈦合金球殼內表面無需加工，外表面和頂部加工余量很小。該成形方法稱為環境超塑性，但該現有技術需要在規定溫度范圍內反復升溫、降溫，無疑會給模具帶來溫度變化應力，降低模具壽命；又因多次升溫降溫，從而降低生產率，致使制造成本高居不下；同時該技術實施過程中易在坯料表面形成又硬又脆的α殼，不僅降低產品精度，更會造成產品性能下降。現有技術中也存在模鍛體積變形，但由于其均不涉及穩定化熱處理，致使工件中存在殘余應力，它將導致零件的各向異性的力學性能和變形不均勻性，同時現有技術中也沒有對加熱過程中坯料進行有效防氧化、防吸氫保護的操作，勢必會影響產品最終性能，且現有技術得到的產品精度上也遠遠無法滿足技術要求。

發明內容
本發明針對現有技術存在的上述不足，提出一種飛行器球殼等溫成形方法及其裝置，制備得到更高精度且具有滿足GJB2921 1997規范要求性能和變形參數的飛行器用球殼。本發明是通過以下技術方案實現的本發明涉及一種飛行器球殼等溫成形方法，將氬氣環境中預熱后的鈦合金板材毛坯置入液壓機模具中，然后向模具中通入O. 5 I. 5MPa的氬氣，經氣脹等溫壓力成形制成帽狀鈦合金半球后焊接成球體制成。所述的鈦合金板材是指厚度為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經切割、脫脂、酸洗、清水沖洗、干燥處理；所述的預熱的溫度為875 930°C，壓力范圍為100 200MPa，預熱時間為15 20分鐘。所述的氣脹等溫壓力成形時間為12 18分鐘，其中毛坯、模具和成形中半成品的溫度為900°C，應變速率約為10_2/s，成形過程中通入流變壓力O. 5 I. 5MPa的氬氣。所述的氣脹等溫壓力成形優選在成形完畢后在相同的氬氣環境下保壓。所述的保壓至溫度下降至300°C時結束。所述的氣脹等溫壓力成形進一步優選在保壓后將成形制品去除壓力后隨模冷卻。所述的隨模冷卻至溫度下降至70 100°C時結束；所述的帽狀鈦合金半球的球徑為<p300mm，最大気氣壓力O. 8MPa,出現在成形第四分鐘，最終成形壓力O. 5MPa。所述的氣脹等溫壓力成形過程中毛坯的最大變薄處位于帽狀鈦合金半球的半球圓頂且其厚度為板狀結構的毛坯厚度的40% ;該帽狀鈦合金半球從壁部到法蘭過度區域厚度為板狀結構的毛坯厚度的70%，該帽狀鈦合金半球除法蘭部分外的成形極限厚度不均勻性達到30%，以消除后續化學腐蝕操作。所述的氣脹等溫壓力成形過程中毛坯內部晶粒沒有長大且仍為5 10 μ m，以保證零件的持久強度、耐蝕性能和在使用條件下保持規定氣密性。所述的焊接為激光焊接，其焊接激光頭的連續輻射功率2. 5kvt，焊接時兩個帽狀鈦合金半球的同步旋轉速度為I. 2轉/分。所述的焊接優選先將帽狀鈦合金半球切邊后進行化學銑。本發明涉及一種飛行器球殼等溫成形裝置，該裝置結構為相對稱的上、下兩部分且分別包括模具、感應線圈、熱電偶和通水冷卻模座，其中感應線圈設置在模具的外圈，熱電偶設置在模具的內部，通水冷卻模座與模具相固定。所述的模具包括上、下兩部分，其中上部分模具中設有氬氣管路，下部分模具中設有半球形等溫成形區域。所述的氬氣管路的入口端位于模具的上部分外側感應線圈上方；氬氣管路的出口端位于模具的上部分正中且針對模具的下部分，該出口端包括出口孔以及與之相連的盤狀凹腔。
所述的通水冷卻模座內部設有冷卻進水管和冷卻排水管，其中若干根冷卻進水管以S形結構設置于通水冷卻模座的上部分，對應若干根冷卻排水管設置于通水冷卻模座的下部分，通過將冷卻進水管的入口端與水泵相連并與壓力機同步輸入冷卻水，實現模具的降溫。所述的模具采用鎳基合金IN 100鑄造，半球形等溫成形區域采用電火花機床放電加工制成；模具 的溫度用設置于半球形等溫成形區域表面的熱電偶監控，實現平均變形程度保持在25% -35%，優選為30%。本發明涉及上述方法制備得到的飛行器球殼，該球殼沿著變形零件半徑區域到球頂壁厚的變化對鈦合金材料為I. 15 O. 55mm。采用TC4鈦合金制備得到所述的飛行器球殼的抗拉強度為958-978 (MPa)，屈服強度為922-942 (MPa)，伸長率為21-23%，硬度HRC為31-33，滿足規范要求GJB2921 1997。本發明針對鈦合金在加熱過程中特點，通入保護性惰性氣體，不僅有利于不用凸模氣脹成形，同時保護了工件表面質量和力學性能。鈦合金在高溫下能與爐內氣體發生劇烈作用。危害最大的是氧，特別是氫。約在595°C以上溫度，鈦合金與氧和氮反應生成銹皮，在銹皮之下為富氧富氮層稱為α殼；毛坯表面各處的氧化皮厚度是不同的，在去除氧化皮后，鈦及鈦合金毛坯表面出現凹凸不平，影響了工件的表面質量。另一方面，在于使坯料表層增氧。在630°C以上，鈦及鈦合金的表面出現吸氧現象，即氧通過疏松的氧化皮，從毛坯的表皮向深處擴散，而且在β轉變溫度以上，氧的擴散大大加快。由于氧是穩定α相的元素，當氧進入鈦合金的量超過一定數值后，β相就不可能存在，從而在坯料表面形成α脆化層，根據加熱條件和合金品種的不同，α脆化層的厚度可達O. 65_。這一 α殼又硬又脆，容易使制件造成裂紋。氧僅僅在坯料表層發生作用，氫則深入到合金內部，使其塑性嚴重下降。受氫污染的鈦及其合金易發生“氫脆”。實踐及研究證明，鈦合金的吸氫量對力學性能有顯著影響，隨著吸氫量的增加，其塑性亦隨之降低，其中沖擊韌性的降低尤其顯著。本發明與傳統多工步模鍛成形而后機械加工比較，勞動修磨量減少到原來1/2 1/3，金屬消耗減少到原來1/3 1/5，零件幾何參數的精度增加了 4 6倍。


圖I為本發明工藝流程圖。圖2為實施例裝置結構示意圖；圖中1模具、2感應線圈、3熱電偶、4模座、5感應加熱裝置固定桿、6冷卻水管、7半球形等溫成形區域、8氬氣管路、9盤狀凹腔。圖3為模具溫度測試熱電偶分布示意圖。圖4為冷卻水管布置示意圖。圖5為本發明制備得到飛行器球殼示意圖。
具體實施例方式下面對本發明的實施例作詳細說明，本實施例在以本發明技術方案為前提下進行實施，給出了詳細的實施方式和具體的操作過程，但本發明的保護范圍不限于下述的實施例。
實施例I本實施例以材料鈦合金TC4為例，其工藝步驟包括I)如圖Ii所示，待制品的毛坯順序經過切割、脫脂、酸洗、清水沖洗、干燥程序；2)將模具安裝到TZP型6300kN單動薄板拉伸液壓機上，將上下模具合攏后，打開中頻感應加熱裝置按鈕，加熱模具到900°C ；3)如圖Iii所示，將厚I. 5mm、TC4鈦合金板材在真空爐氬氣中加熱，溫度范圍為875 930°C，板材流變應力范圍為100 200MPa ；4)如圖Iiii所示，開動壓機，打開模具，將預熱后的板材置入模膛中，向閉合模 具，通入氬氣并在壓力下成形，氬氣壓力范圍為I I. 5MPa，成形時間為12 18分鐘；最 大氬氣壓力L 5MPa，出現在成形第四分鐘，最終成形壓力IMPa，總的成形時間15分鐘；5)在氣體壓力下待制品隨模冷卻到3000C，冷卻時間200分鐘；6)去除壓力后，在流動的氬氣中冷卻模具，冷卻至70 100°C，冷卻時間200分鐘；7)如圖Iiv以及圖5所示，切邊及化學銑；成形后的坯料沿著法蘭切邊并進行化學銑到規定壁厚，坯料最大變薄處在半球圓頂，達到原始坯料40%厚度。從壁部到法蘭過度區域厚度為原始坯料厚度70%，切除法蘭部分后，球成形極限厚度不均勻性達到30%。上述不均勻性由化學銑消除；金相觀察表明，在成形實際過程中晶粒沒有長大，仍為原始坯料尺寸5 10 μ m。從而能夠保證零件的持久強度、耐蝕性能和在使用條件下保持規定氣密性。8)焊接兩個半球用焊接機焊接連接，同時把管道焊入。在裝配夾上，用帶有激光頭的連續輻射功率2. 5kvt、型號為TH LWY180180S/300S進行激光焊接，焊接時兩半球旋轉速度為I. 2轉/分。在敷設環上焊透。觀察了材料組織，沒有出現晶粒長大。用氣壓等溫成形與傳統多工步模鍛成形而后機械加工比較，勞動修磨量減少到原來1/2 1/3，金屬消耗減少到原來1/3 1/5，零件幾何參數的精度增加了 4 6倍。
實施例2如圖2所示，本實施例為飛行器球殼等溫成形裝置，該結構為相對稱的上、下兩部分且分別包括模具I、感應線圈2、熱電偶3、通水冷卻模座4、感應加熱器固定桿5和冷卻水管6。其中感應線圈2設置在模具I的外圈，熱電偶3設置在模具I的內部，通水冷卻模座4與模具I相固定。所述的熱電偶3根據熱傳導原則分別垂直設置于模具I的上、下部分的頂面且分布于模具I的正中心、模具I的邊緣(四個)以及模具I的徑向上盤狀凹腔9的外圍(四個)及其與模具I的邊緣的中點(四個)，如圖3所示。如圖4所示，所述的通水冷卻模座4內部設有冷卻進水管6a和冷卻排水管6b，其中若干根冷卻進水管6a以S形結構設置于通水冷卻模座4的上、下部分，對應若干根冷卻排水管6b與進水管相間設置于通水冷卻模座4的上、下部分，通過將冷卻進水管6a的入口端與水泵相連并與壓力機同步輸入冷卻水，實現模具的降溫。所述的模具I包括上、下兩部分，其中上部分模具中設有氬氣管路8，下部分模具中設有半球形等溫成形區域7。
所述的氬氣管路8的入口端位于模具I的上部分外側感應線圈2上方；氬氣管路8的出口端位于模具I的上部分正中且針對模具I的下部分，該出口端包括出口孔以及與之相連的盤狀凹腔9。所述的半球形等溫成形區域7的直徑與盤狀凹腔9的直徑相同，盤狀凹腔9到分模面的深度為150mm,直徑為300mm。所述飛行器球殼等溫成形裝置安裝于TZP型6300kN單動薄板拉伸液壓機上，該壓力機的滑塊速度通過程序控制以實現工藝全程保持恒定的應變速率，使得鈦合金的屈服應力保持在低水平上。所述的壓力機的壓力輸出以及滑塊的行程為數字化顯示，優選通過XY2記錄儀記
錄。 所述的模具I采用鎳基合金IN 100鑄造，半球形等溫成形區域7采用電火花機床放電加工制成；模具I的溫度用設置于半球形等溫成形區域7表面的熱電偶3監控，實現平均變形程度保持在25% -35%,優選為30%。等溫成形取決于壓力加工條件下氣體壓力隨時間增大的速度。速度的增加導致壓力的升高，并且變形板材厚度不均勻程度亦增加。降低速度將會過熱，金屬晶粒長大，積累內部缺陷。鑒此，必須保證變形過程的最佳時間長度對于TC4鈦合金時間為O. 2 O. 3h。成形后，在氣體壓力下保壓一段時間穩定化熱處理。通過上述裝置及工藝制備得到的TC4鈦合金飛行器球殼，該球殼沿著變形零件半徑區域到球頂壁厚的變化為I. 15 O. 55mm。本實施例等溫成形方法與常規方法進行比較，具體參數見表I和表2。表1TC4在不同成形工藝下的變形抗力，從成形力來說，最好采取超塑性成形，但成形前要做復雜超塑性處理，成本太高，生產率太低，因此，選用成本較低的產出率較高的等溫成形方法
成形工藝 I變形抗力(MPa)
普通成形 1200 接近等溫成形Τ等溫成形 Tio 超塑性成形~40表2TC4鈦合金常規成形與等溫鍛成形工藝參數的比較
參數名稱I常規成形I等溫成形
模具溫度(Γ )150900
毛坯溫度(°C )900900
工件溫度(°C )800900
應變速率(S、1)~ IO1- IO3I O 3
ICT2
流變應力(MPa) 500 1200 80 120 模具材料X38CrMoV51 IN100本實施例成形的半球直徑為0-H.K;rnm·鈦合金TC4板材厚I. 5mm,其測試參數如下
權利要求
1.一種飛行器球殼等溫成形方法，其特征在于，將氬氣環境中預熱后的鈦合金板材毛坯置入液壓機模具中，然后向模具中通入O. 5 I. 5MPa的氬氣，經氣脹等溫壓力成形制成帽狀鈦合金半球后焊接成球體制成； 所述的氣脹等溫壓力成形時間為12 18分鐘，其中毛坯、模具和成形中半成品的溫度為900°C，應變速率為10_2/s，成形過程中通入流變壓力O. 5 I. 5MPa的氬氣； 所述的帽狀鈦合金半球的球徑為< 300mra,最大氬氣壓力O. 8MPa，出現在成形第四分鐘，最終成形壓力O. 5MPa。
2.根據權利要求I所述的方法，其特征是，所述的鈦合金板材是指厚度為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經切割、脫脂、酸洗、清水沖洗、干燥處理。
3.根據權利要求I所述的方法，其特征是，所述的預熱的溫度為875 930°C，壓力范圍為100 200MPa，預熱時間為15 20分鐘。
4.根據權利要求I所述的方法，其特征是，所述的氣脹等溫壓力成形在成形完畢后在相同的氬氣環境下保壓，至溫度下降至300°C時結束。
5.根據權利要求4所述的方法，其特征是，所述的氣脹等溫壓力成形在保壓后將成形制品去除壓力后隨模冷卻，至溫度下降至70 100°C時結束。
6.一種飛行器球殼等溫成形裝置，其特征在于，該裝置結構為相對稱的上、下兩部分且分別包括模具、感應線圈、熱電偶和通水冷卻模座，其中感應線圈設置在模具的外圈，熱電偶設置在模具的內部，通水冷卻模座與模具相固定；所述的模具包括上、下兩部分，其中上部分模具中設有氬氣管路，下部分模具中設有半球形等溫成形區域。
7.根據權利要求6所述的裝置，其特征是，所述的熱電偶根據熱傳導原則分別垂直設置于模具的上、下部分的頂面且分布于模具的正中心、模具的邊緣以及模具的徑向上盤狀凹腔的外圍及其與模具的邊緣的中點。
8.根據權利要求6所述的裝置，其特征是，所述的氬氣管路的入口端位于模具的上部分外側感應線圈上方；氬氣管路的出口端位于模具的上部分正中且針對模具的下部分，該出口端包括出口孔以及與之相連的盤狀凹腔；該半球形等溫成形區域的直徑與盤狀凹腔的直徑相同。
9.根據權利要求6所述的裝置，其特征是，所述的通水冷卻模座內部設有冷卻進水管和冷卻排水管，其中若干根冷卻進水管以S形結構設置于通水冷卻模座的上、下部分，對應若干根冷卻排水管設置于通水冷卻模座的上、下部分。
10.一種飛行器球殼，其特征在于，根據權利要求1-5中任一所述的方法或權利要求6-9中任一所述的裝置制備得到。
全文摘要
一種鍛造領域的飛行器球殼等溫成形方法及其裝置，通過將氬氣環境中預熱后的鈦合金板材毛坯置入液壓機模具中，然后向模具中通入0.5～1.5MPa的氬氣，經氣脹等溫壓力成形制成帽狀鈦合金半球后焊接成球體制成；本發明與傳統多工步模鍛成形而后機械加工比較，勞動修磨量減少到原來1/2～1/3，金屬消耗減少到原來1/3～1/5，零件幾何參數的精度增加了4～6倍。
文檔編號B21D37/16GK102873166SQ20121040323
公開日2013年1月16日 申請日期2012年10月19日 優先權日2012年10月19日
發明者吳振清, 林健, 陳修琳, 吳小清, 朱黎明, 王以華 申請人:上海樺廈實業有限公司