[發明專利]飛行器球殼等溫成形方法及其裝置

在審

• 申請號: 201210403231.8
• 申請日: 2012-10-19
• 公開（公告）號: CN102873166A
• 公開（公告）日: 2013-01-16
• 發明（設計）人: 吳振清;林健;陳修琳;吳小清;朱黎明;王以華
• 申請（專利權）人: 上海樺廈實業有限公司
• 主分類號: B21D26/021
• 分類號: B21D26/021;B21D26/027;B21D37/16
• 代理公司: 上海交達專利事務所 31201
• 代理人: 王毓理;王錫麟

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裝置。

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CN1814371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℃～80℃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℃～900℃且僅在升溫過程中成型，溫度變化幅度為100℃，成型速度0.6mm/min～1.0mm/min。可用于以下不同直徑，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。

所述的鈦合金板材是指：厚度為1.5mm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℃，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℃，應變速率約為10^-2/s，成形過程中通入流變壓力0.5～1.5MPa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℃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℃時結束；

所述的帽狀鈦合金半球的球徑為最大氬氣壓力0.8MPa，出現在成形第四分鐘，最終成形壓力0.5MPa。