[發明專利]一種大型復雜薄壁鈦合金蒙皮件短時應力松弛校形方法

在審

• 申請號: 201910171094.1
• 申請日: 2019-03-07
• 公開（公告）號: CN110000246A
• 公開（公告）日: 2019-07-12
• 發明（設計）人: 武永;吳迪鵬;陳明和;謝蘭生
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: B21D1/00
• 分類號: B21D1/00;G06F17/50
• 代理公司: 江蘇圣典律師事務所 32237
• 代理人: 賀翔;王慧穎

本發明公開了一種大型復雜薄壁鈦合金蒙皮件短時應力松弛校形方法，屬于金屬板材熱校形工藝領域，該方法通過建立應力松弛方程的同時，通過應力松弛方程推導出蠕變本構方程函數，再對毛坯熱成形進行仿真模擬，根據鈦合金板材熱成形后的變形量初步確定成形溫度、初始應力條件及應力松弛時間，根據應力松弛平緩階段的松弛應力值，在模具設計中加入少量的彈性階段補償量，后進行鈦合金鈑金零件熱成形工藝，最終成形出精度高的零件；利用本發明的方法可以有效地以最大的程度減小成形過程中的回彈，降低成形后零件的內應力，以最短的時間得到更為精確的鈦合金鈑金零件，提高產品的生產效率，降低生產成本。

技術領域

本發明屬于金屬板或管、棒或型材的基本無切削加工或處理領域，涉及一種金屬板材熱校形工藝，尤其涉及一種大型復雜薄壁鈦合金蒙皮件短時應力松弛校形方法。

背景技術

隨著航空工業的發展飛行器結構剛度等性能指標不斷提高，對航空材料的服役要求日趨苛刻。為了盡可能提高飛機的飛行性能，必須不斷提高飛行器零件材料的比強度和比剛度。鈦合金擁有輕質高強的特性，是理想的先進飛行器用材之一。特別是對于先進高超音速的飛行器而言，材料除了要保證比強度和比剛度以外，還必須考慮材料耐高溫，耐腐蝕等特性。為此，國內外的研究者們通過不斷努力研發了一些高溫鈦合金材料，并且已經成功應用至航空航天工業之上。由于鈦合金的常溫下難以加工，因此航空工業中鈦合金鈑金零件多采用熱成形的方法進行制造。

基于應力松弛的校形方法是在常溫下通過夾具裝夾將零件固定，并使零件變形達到設計要求，然后將零件及夾具一同加熱至應力松弛溫度，利用材料在升溫條件下內部應力隨時間增長而減小，將彈性變形轉變為塑性變形的特性得到尺寸精度高的零件。在應力松弛的初期，板料變形剛剛完成，內部存在殘余應力，而隨著松弛的發生，應力水平不斷下降趨于平緩直至達到松弛極限。目前，已有許多國內外學者對高溫鈦合金應力松弛行為進行了研究，但應用于熱成形時依然存在成形效率較低，尺寸精度難以保證的問題。

現有技術中，CN103990664A中提出了一種鈦合金鈑金零件成形加工方法，采用鈦合金材料在應力松弛和進入蠕變狀態的溫度下時,經過保溫保壓一定時間進行成形加工,成功實現對鈦合金鈑金零件進行高質量和高穩定性的成形加工，但是并沒有研究初始應變以及初始載荷對鈦合金熱成形的影響。

CN103886125A中提供了一種鈦合金熱復合成形數值模擬方法，通過對材料進行單向拉伸以及應力松弛實驗，建立本構方程用于熱拉伸變形仿真模擬，通過對回彈的數值計算及分析優化松弛時間，回彈大大減小，達到精確成形，但是由于有限元模擬的精度問題，與實際成形有所差異。

發明內容

本發明針對現有技術中存在的問題公開了一種大型復雜薄壁鈦合金蒙皮件短時應力松弛校形方法，該方法通過建立應力松弛方程的同時，通過應力松弛方程推導出蠕變本構方程函數，以最大的程度減小成形過程中的回彈，降低成形后零件的內應力，在實際生產過程中提高產品的生產效率，降低生產成本，解決了現有技術中存在的問題。

本發明是這樣實現的：

一種大型復雜薄壁鈦合金蒙皮件短時應力松弛校形方法，其特征在于，步驟如下：

步驟一：對鈦合金板材進行短時高溫應力松弛試驗，獲得某鈦合金在不同溫度及不同初始條件下的應力松弛曲線；

步驟二：通過origin軟件繪制鈦合金本構曲線，擬合得到不同參數下的應力松弛方程；

步驟三：通過應力松弛方程推導出蠕變本構方程函數；通過應力松弛方程推導出蠕變本構方程函數，以便后續導入ABAQUS等仿真軟件中；

步驟四：將毛坯及模具模型導入仿真軟件中，并添加材料密度、彈性模量、泊松比、塑性階段應力應變曲線以及蠕變方程，對毛坯熱成形進行仿真模擬；對毛坯熱成形進行仿真模擬，為實際生產工藝參數的選擇作參考依據；