CN108296402B - 一种拼焊蒙皮整体等温热成形模具的成形方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于塑性成形加工技术领域，提供一种拼焊蒙皮整体等温热成形模具的成形方法。首先，将拼焊蒙皮零件型面合并形成一个大型的型面，对设计的模具型面进行等温热成形工艺仿真，预判板料成形质量；其次，参照优化的型面设计整体等温热成形模具，等温热成形模具包括上模A和下模B；再次，根据选择的模具材料的热膨胀系数，确定常温下即缩放后的最终等温热成形模具的型面尺寸；最后，采用等温热成形模具制造零件。本发明方法简单，采用本发明制备飞机钛合金零件，能够降低成本、缩短周期、提高质量。
Description
技术领域
本发明属于塑性成形加工技术领域，涉及一种拼焊蒙皮整体等温热成形模具的成形方法。
背景技术
航空、航天等工业部门现已广泛应用具有优异综合性能的钛合金板材。钛合金薄壁件由于冷加工难成形，而多采用等温热成形法。等温热成形是将金属材料加热至再结晶温度以下，利用金属材料在高温下塑性提高、变形抗力降低的特点制造零件的一种压力加工技术。
后机身的大型TC2钛合金蒙皮组合件尺寸长达2450mm，如图1所示，由4个等温热成形零件即零件a1、零件b2、零件c3和零件d4焊接成形。小型零件的成形降低了对于设备规模的要求和技术难度，但是带来了成本高、周期长和质量差等问题。每个等温热成形零件分别要进行下料、打磨、清洗、成形、制外形、铣切孔、酸洗的制造流程。该过程中需要4套等温热成形模、4套检验模。成形后，还需要再经过三道焊接工序，通过焊缝a、b、c将四块蒙皮拼焊成形。该过程中需要使用1套大型装配检验夹具进行焊前装配定位，需要使用3套焊接调整夹具进行曲面焊接，存在焊接合格率的问题，降低整体强度和刚度。焊接后，要进行X光检验焊缝质量。最后需要热处理去除焊接应力，该工序需要使用1套大型热处理工装。
现阶段生产过程主要存在的缺点如下：
(1)成本高：需要4套等温热成形工装，4套敲检模，1套装配检验夹具，3套焊接调整夹具，1套热处理工装，共计13套工装，仅工装成本约为100万，并且材料利用率低，能源浪费多，生产成本高昂。
(2)周期长：由于工装数量多，设计制造周期长；零件制造工序多，等温热成形工艺流程就需要4次，焊接3次，每条焊缝需要X光检验，并且进行热处理，传递环节多，效率低，整个生产周期成倍增长。
(3)质量差：零件数量多，制造过程精准度不易控制，累积误差大，曲面焊接工序多，工艺难度要求高，焊缝多，产生缺陷概率大，零件质量难以控制。
发明内容
针对现有技术存在的问题及不足，本发明提供一种拼焊蒙皮整体等温热成形模具的成形方法，把原来的拼焊组合件作为一个大型零件直接进行一次等温热成形，替代原有的4次等温热成形和3次焊接流程，省略热处理去除焊接应力工序，克服原有生产过程中存在的问题。
为了达到上述目的，本发明的技术方案为：
一种拼焊蒙皮整体等温热成形模具的成形方法，包括以下步骤：
第一步，根据拼焊蒙皮结构特点，采用三维造型软件将拼焊蒙皮零件型面合并，形成一个大型的型面，该型面保证圆孔周围的下陷靠近型面的低点。
第二步，采用模拟软件对设计的模具型面进行等温热成形工艺仿真，预判板料成形质量：若板料成形仿真结果符合检验要求，则进行详细模具设计；若成形效果不佳，则优化模具型面，直到型面合理。仿真结果同时提供优化的成形压力。
第三步，参照优化的型面设计整体等温热成形模具，等温热成形模具包括上模A和下模B；所述的上模A通过安装在侧面的导向板实现与下模B的精确合模加压，下模B安装圆柱销用于板料的初始定位；所述的上模A、下模B的左右两侧均设置压板槽用于与设备连接，同时侧面设有吊装棒和测温孔。
第四步，根据选择的模具材料的热膨胀系数，确定常温下即缩放后的最终等温热成形模具的型面尺寸。计算公式如下：
Lcm＝Lcj(1+αj△t)/(1+αm△t)
式中，Lcm为常温下的型面尺寸，Lcj为常温下的零件要求尺寸，△t为成形温度与常温的差值，αj为零件材料的高温热膨胀系数，αm为模具材料的高温热膨胀系数。
等温热成形模具的材料选用铸造性能良好的XZ19-4N合金钢。
第五步，采用等温热成形模具制造飞机钛合金零件
1)检验材料牌号、料厚、表面状态后下料，打磨板料边缘去除毛刺，表面粗糙度为Ra6.3。
2)将板料在有机溶剂中除去标记和油污，并清洗等温热成形模具，在板料和等温热成形模具的型面上均匀涂抹润滑剂石墨。
3)将等温热成形模具加热并稳定在成形温度，把板料放入模具中预热到成形温度，合模成形零件。成形温度：650℃，预热时间：10～15分钟，合模加压：500KN，保压时间：15～20分钟；零件起模，置于石棉垫上冷却。
4)飞机钛合金零件成形后进行制外形、铣切孔、酸洗等后续工序。
本发明方法简单，其有益效果：
(1)成本降低：工装数量减少60％，粗略估计工装成本节省至少30万，后机身有2件，仅工装成本节省60万；材料和能源利用率提高，人力物力随之减少，按一件大型蒙皮节省10万算，即一架份节省20万。由此推算，该种大型整体蒙皮大批量生产后企业将节省巨额成本。
(2)周期缩短：由于工装数量减少，设计制造周期随之减少；原有四道等温热成形工序简化为一次整体等温热成形，成形后的制取外形、表面处理等工序也减少2/3；原有的三道曲面零件装配焊接工序取消，工艺难度降低；整个生产周期至少缩短50％，提高生产效率。
(3)质量提高：零件整体化后，制造精准度提高，协调环节简化，焊缝减少，降低质量风险，提高机体使用寿命和可靠性，使飞机钛合金零件大型化、整体化精准制造技术提升一个高度。
附图说明
图1为钛合金拼焊蒙皮组合件结构示意图。
图2为钛合金拼焊蒙皮整体成形模具结构示意图。
图中：1零件a；2零件b；3零件c；4零件d；5导向板；6圆柱销；7压板槽；8吊装棒；9测温孔；10焊缝a、11焊缝a；12焊缝c；A上模；B下模。
具体实施方式
以下结合具体实施例对本发明做进一步说明。
一种拼焊蒙皮整体等温热成形模具的成形方法，包括以下步骤：
第一步，根据拼焊蒙皮结构特点，采用三维造型软件将拼焊蒙皮零件型面合并，形成一个大型的型面，该型面保证圆孔周围的下陷靠近型面的低点。
第二步，采用模拟软件对设计的模具型面进行等温热成形工艺仿真，预判板料成形质量：若板料成形仿真结果符合检验要求，则进行详细模具设计；若成形效果不佳，则优化模具型面，直到型面合理。仿真结果同时提供优化的成形压力。
第三步，参照优化的型面进行整体成形模具的详细设计，整体成形模具即为等温热成形模具，包括上模A和下模B；所述的上模A通过安装在侧面的导向板5实现与下模B的精确合模加压，下模B安装圆柱销6用于板料的初始定位；所述的上模A、下模B的左右两侧均设置压板槽7用于与设备连接，同时侧面设有吊装棒8和测温孔9。
第四步，根据选择的模具材料的热膨胀系数，确定常温下即缩放后的最终模具型面尺寸。计算公式如下：
Lcm＝Lcj(1+αj△t)/(1+αm△t)
式中，Lcm为常温下的模具型面尺寸，Lcj为常温下的零件要求尺寸，△t为成形温度与常温的差值，αj为零件材料的高温热膨胀系数，αm为模具材料的高温热膨胀系数。
等温热成形模具的材料选用铸造性能良好的XZ19-4N合金钢铸造及加工。
第五步，制造飞机钛合金零件
1)检验材料牌号、料厚、表面状态后下料，打磨板料边缘去除毛刺，表面粗糙度为Ra6.3。
2)将板料在有机溶剂中除去标记和油污，并清洗等温热成形模具，在板料和模具型面上均匀涂抹润滑剂石墨。
3)将等温热成形模具加热并稳定在成形温度，把板料放入模具中预热到成形温度，合模成形零件。成形温度：650℃，预热时间：13分钟，合模加压：500KN，保压时间：18分钟；零件起模，置于石棉垫上冷却。
4)飞机钛合金零件成形后进行制外形、铣切孔、酸洗等后续工序。
Claims (1)
1.一种拼焊蒙皮整体等温热成形模具的成形方法，其特征在于以下步骤：
第一步，根据拼焊蒙皮结构特点，采用三维造型软件将拼焊蒙皮零件型面合并，形成一个大型的型面，该型面保证圆孔周围的下陷靠近型面的低点；
第二步，对设计的模具型面进行等温热成形工艺仿真，预判板料成形质量：若板料成形仿真结果符合检验要求，则进行详细模具设计；若成形效果不佳，则优化模具型面，直到型面合理；仿真结果同时提供优化的成形压力；
第三步，参照优化的型面设计整体等温热成形模具，等温热成形模具包括上模(A)和下模(B)；所述的上模(A)通过安装在侧面的导向板实现与下模(B)的精确合模加压，下模(B)安装圆柱销用于板料的初始定位；所述的上模(A)、下模(B)的左右两侧均设置压板槽用于与设备连接，同时侧面设有吊装棒和测温孔；
第四步，根据选择的模具材料的热膨胀系数，确定常温下即缩放后的最终等温热成形模具的型面尺寸；计算公式如下：
Lcm＝Lcj(1+αj△t)/(1+αm△t)
式中，Lcm为常温下的型面尺寸，Lcj为常温下的零件要求尺寸，△t为成形温度与常温的差值，αj为零件材料的高温热膨胀系数，αm为模具材料的高温热膨胀系数；
第五步，采用等温热成形模具制造飞机钛合金零件
1)检验材料牌号、料厚、表面状态后下料，打磨板料边缘去除毛刺，表面粗糙度为Ra6.3；
2)将板料在有机溶剂中除去标记和油污，并清洗等温热成形模具，在板料和等温热成形模具的型面上均匀涂抹润滑剂石墨；
3)将等温热成形模具加热并稳定在成形温度，把板料放入模具中预热到成形温度，合模成形零件；成形温度：650℃，预热时间：10～15分钟，合模加压：500KN，保压时间：15～20分钟；零件起模，置于石棉垫上冷却；
4)飞机钛合金零件成形后进行制外形、铣切孔、酸洗后续工序。
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