CN113996711B - 一种高温钛合金蒙皮热拉深气胀复合成形方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种高温钛合金蒙皮热拉深气胀复合成形方法，属于高温钛合金热成形技术领域，解决了现有技术中航空航天领域高温钛合金复杂型面零件的成形质量差的问题。本发明在一次热成形过程中对高温钛合金坯料进行热拉深，初步实现高温钛合金坯料贴合模具，然后进行气胀成形实现高温钛合金坯料完全贴合模具。本发明采用热拉深与气胀相结合的复合成形工艺，使得蒙皮坯料在热拉深时与凸凹模具初步贴合，在气胀条件下与凸凹模具完全贴合，提高了零件型面精度和减少了力学性能的损失。

Description

一种高温钛合金蒙皮热拉深气胀复合成形方法

技术领域

本发明涉及高温钛合金热成形技术领域，尤其涉及一种高温钛合金蒙皮热拉深气胀复合成形方法。

背景技术

高温钛合金具有比强度高，耐高温等优异特性，在航空航天领域得到越来越多的广泛应用。钛合金一般采用热成形工艺进行成形，成形工艺流程为：根据零件切割板料毛坯，模具装入加热炉，加热到设定温度后把板料安放到模具上，等板料达到预定温度后加压，上下模具合模，板料变形并且贴模，保压一定时间后取出零件毛坯，去除零件余量。

但是现在热成形工艺多成形单曲面零件或双曲面等型面相对简单的零件。非大曲率过渡多个型面构成的零件采用普通热压成形很容易产生褶皱和裂纹，采用热拉深成形技术零件在型面过渡处不进行分型，在工艺补充面处施加压边力，控制材料流动，材料更好的贴合模具，能够实现整体成形，精度更高。热拉深成形工艺板料变形自由度更少，有效的控制材料流动，板材产生更大的变形量，能够保证零件外形尺寸和质量，对一些普通热压难以成形的复杂型面钛合金零件尤为适用。但高温钛合金变形难度更大，成形性能低，如Ti60其长时使用温度可达到600℃。但相对于目前航空航天领域常用的TC4(最大延伸率1300％)钛合金、TA15(最大延伸率1200％)钛合金，Ti60高温钛合金的高温成形温度更高(超塑成形温度在940℃～1000℃之间)，成形性能低(最大延伸率在450％～520％之间)，单纯采用常用热拉深工艺，很容易产生褶皱，影响蒙皮零件型面精度。

现阶段飞行器飞行速度更快，在翼舵进气道头锥等热端构件大量采用高温钛合金材料，此类构件气动型面更加复杂精度要求高，实现此类构件精密成形成为急迫解决的瓶颈技术难题。

发明内容

鉴于上述的分析，本发明实施例旨在提供一种高温钛合金蒙皮热拉深气胀复合成形方法，用以解决现有技术中航空航天领域高温钛合金复杂型面零件的成形质量差的问题。

本发明提供了一种高温钛合金蒙皮热拉深气胀复合成形方法，在一次热成形过程中对高温钛合金坯料进行热拉深，初步实现高温钛合金坯料贴合模具，然后进行气胀成形实现高温钛合金坯料完全贴合模具。

进一步地，具体步骤包括：

步骤S1：凸凹模具结构设计；

步骤S2：高温钛合金蒙皮预处理；

步骤S3：模具安装及试模；

步骤S4：高温钛合金蒙皮成形。

进一步地，所述步骤S1中，所述凸凹模具包括凹模、压边圈和凸模，所述压边圈设于凹模和凸模之间，所述凹模位于所述凸模的上方。

进一步地，所述步骤S1中，所述凸凹模具还包括工艺板，所述工艺板设于所述凸模与所述压边圈之间。

进一步地，所述步骤S1中，所述工艺板与蒙皮坯料的形状一致，且所述蒙皮坯料设于所述工艺板上。

进一步地，所述步骤S2中，具体步骤包括：

步骤S2.1：蒙皮坯料和所述工艺板下料；

步骤S2.2：对蒙皮坯料和所述工艺板喷涂高温润滑涂料，并进行封边形成密封袋；

步骤S2.3：对封装的密封袋进行气密性检测。

进一步地，所述步骤S3中，具体步骤包括：

步骤S3.1：对凸凹模具进行清理，并安装在热成形设备上；

步骤S3.2：利用厚度与工艺板(3)和蒙皮坯料(4)厚度之和相等的钢板进行试模，运行热成形设备调整合模吨位和压边力，记录工艺参数。

进一步地，所述步骤S4中，具体步骤包括：

步骤S4.1：热成形设备升温，达到设定的热拉深成形温度；

步骤S4.2：放入封边的蒙皮坯料和所述工艺板，预热10min～25min后，进行热拉深成形，使蒙皮坯料初步贴合凸凹模具；

步骤S4.3：合模保压10min，卸载热成形设备上平台合模吨位，热成形设备上平台抬起1mm；

步骤S4.4：在工艺板和蒙皮坯料之间加载氩气进行气胀；

步骤S4.5：合模状态下，保温和保压30min，开模取出蒙皮坯料，加工出蒙皮零件。

进一步地，所述步骤S4.4中，气压在20min～30min逐渐增大至2.0Mpa。

进一步地，所述高温钛合金为Ti55A、TC31和Ti60中的一种。

与现有技术相比，本发明至少可实现如下有益效果之一：

(1)本发明采用热拉深与气胀相结合的复合成形工艺，使得蒙皮坯料在热拉深时与凸凹模具初步贴合，在气胀条件下与凸凹模具完全贴合，提高了零件型面精度和减少了力学性能的损失。

(2)本发明增设工艺板，将工艺板和蒙皮坯料焊接在一起，实现凸凹模具合模后的气胀成形，避免了起皱和开裂的产生，提高了零件型面质量。

(3)本发明在工艺板和蒙皮坯料之间充入氩气，对高温钛合金实现了氩气保护，保证组织性能的低损耗。

本发明中，上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。

图1为具体实施例的凸凹模具结构示意图；

图2为具体实施例的蒙皮坯料结构示意图；

图3为具体实施例的工艺板结构示意图；

图4为具体实施例的蒙皮零件结构示意图。

附图标记：

1-凹模；2-压边圈；3-工艺板；4-蒙皮坯料；5-顶杆；6-凸模；7-气道；8-蒙皮零件。

具体实施方式

下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本发明一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理，并非用于限定本发明的范围。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接，可以是机械连接，也可以是电连接，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

全文中描述使用的术语“顶部”、“底部”、“在……上方”、“下”和“在……上”是相对于装置的部件的相对位置，例如装置内部的顶部和底部衬底的相对位置。可以理解的是装置是多功能的，与它们在空间中的方位无关。

本发明的一个具体实施例，公开了一种高温钛合金蒙皮热拉深气胀复合成形方法，在一次热成形过程中对高温钛合金坯料进行热拉深，初步实现高温钛合金坯料贴合模具，进行气胀成形实现坯料完全贴合模具，实现高温钛合金难变形材料零件的精确成形。

具体步骤包括：

步骤S1：凸凹模具结构设计。

热压成形工艺是利用高温下板材的塑性提高、变形抗力更低的特性，通过上下模具的耦合压紧板料，实现钣金构件成形。普通热压模具设计较为简单，只需要上下模具耦合就能成形零件。热拉深成形工艺板料变形量更大，材料的自由流动受到限制。成形工艺的难题大多靠模具设计来解决，模具设计难点众多，主要体现在以下几个方面：(1)模具需要设置合理的压边装置，并实现与机床的配合，能够在高温下配合上模具运动提供压边力，并实现成形后顶出零件；(2)需要设计合理的上下模具合模间隙，控制材料流动避免开裂和褶皱；(3)需要进行合理的模具缩放系数计算。

凸凹模具设计为带有压边圈2的凸凹模结构，具体地，凸凹模具包括凹模1、压边圈2、工艺板3和凸模6，压边圈2设于凹模1和凸模6之间，工艺板3设于凸模6与压边圈2之间，凹模1位于凸模6的上方。

凸凹模具材料为Ni7N，根据模具热拉深使用温度进行缩比计算，凸凹模具的缩比为0.995，凹模1和凸模6均设有管路避让槽，凹模1和凸模6之间的间隙在零件板厚的基础上增加工艺板3的厚度。

工艺板3与蒙皮坯料4的形状一致，蒙皮坯料4设于工艺板3上，当对蒙皮坯料4进行成形时，工艺板3和蒙皮坯料4一起设于凸模6之上，压边圈2设于凹模1和凸模6之间，压边圈2中间设有通孔，凸模6的凸起部分能够从压边圈2的通孔中穿过，也就是说，凹模1、凸模6的边缘与压边圈2接触，凹模1的工作面与压边圈2的上表面接触，凸模6的工作面与压边圈2的下表面接触。

步骤S2：高温钛合金蒙皮预处理。

步骤S2.1：蒙皮坯料4和工艺板3进行激光切割下料，工艺板3利用机加设备或手工铣刀加工气道7，用以气压加载过程中气体流通，防止凹模1和凸模6闭合影响气压对板材的大面积加载。

气道7的深度为0.5mm，宽度为1mm。气道7为网状分布，分布在工艺板3的前后两端和两侧等蒙皮后拉深难以贴合模具的位置。

优选地，位于工艺板3的端部和侧边区域平行设有至少两条气道7，在工艺板3的对称中心轴线设有一条气道7，设于工艺板3端部的气道7与设于工艺板3侧边、对称中心轴线的气道7交叉连通。

步骤S2.2：蒙皮坯料4和工艺板3喷涂高温润滑涂料，边缘预留至少3mm不喷涂便于焊接封边，手工氩弧焊对蒙皮坯料4与工艺板3周边进行封焊，形成密封袋，并在密封袋端部焊接通气管路，管路材料采用TA16，规格Φ6×1(即管路材料采用TA16合金，管路的直径为6mm，壁厚为1mm)。

步骤S2.3：将封装焊接好的密封袋进行气密检测，通入0.1Mpa气压利用气泡法进行检测，确定密封袋的气密性。

步骤S3：模具安装及试模。

步骤S3.1：对凸凹模具进行清理，喷涂高温润滑涂料，并将凸凹模具安装在带有下顶缸热成形压力机上。

凹模1安装在上平台，凸模6安装在下平台，压边圈2安装在热成形压力机的顶杆5上，空运行时，压边圈2与凸模6之间不产生干涉。

步骤S3.2：利用同等厚度钢板进行试模，运行热成形压力机调整合模吨位和压边力，记录能够成形出没有褶皱和裂纹蒙皮零件8工艺参数。

步骤S4：高温钛合金蒙皮成形。

步骤S4.1：热成形压力机升温，达到设定的高温钛合金零件热拉深成形温度。

优选地，Ti55A升温至800℃，TC31升温至850℃，Ti60升温至880℃。

步骤S4.2：放入封焊完成的钛合金板料，即蒙皮坯料4和工艺板3焊接在一起的板料，预热10min～25min，蒙皮坯料4达到合理温度，开始成形，热成形压力机上平台向下移动，在压边力的作用下实现蒙皮坯料4拉深成形，凸凹模具合模后，初步实现零件贴合模具。

步骤S4.3：合模保压10min，零件初步成形，记录平台位置，卸载上平台合模吨位，设定平台抬起1mm。凸凹模具之间能够产生微小间隙，便于气压成形，而且不至于因为间隙过大，焊袋(密封袋)破裂，影响气压加载。

步骤S4.4：运行气压加载程序，利用焊接好的管路在工艺板3和蒙皮坯料4之间加载氩气，20min～30min逐渐增大至气压2.0Mpa，在气压作用下，实现蒙皮坯料4与凸凹模具紧密贴合。在气压加载过程中根据气压大小和零件面积，随时调节加载吨位抵消气压反作用力。

步骤S4.5：气压加载下保持凹模1和凸模6闭合状态；进行保温和保压30min，开模取出蒙皮坯料4。进行切边，并将工艺板3与蒙皮坯料4分开，加工出蒙皮零件8。

本实施例中，实现上述高温钛合金复杂型面零件所使用的工装包括凸模6、压边圈2和凹模1，所设计的模具间隙为零件厚度加工艺板3厚度。凸凹模具通过型面装配，安装在热成形压力机上下平台上。压边圈2依靠顶杆5支撑，凹模1下行与压边圈2压紧板材，在向下移动过程中对板材起到拉深作用，凸凹模具合模后零件基本贴合模具，由于高温钛合金变形抗力高，单纯依靠凸凹模具加压，很难实现高精密成形，在热拉深保压过程中进行气压胀形，柔性加载能够实现板材全面积贴合模具。高温热拉深和气胀成形复合工艺，能够保证高温钛合金成形性能低损耗和型面精度。

实施例1

本发明的一个具体实施例，公开了一种高温钛合金蒙皮热拉深气胀复合成形方法，如图4所示，为所成形的高温钛合金蒙皮零件8，材料为Ti60，为飞行器进气道蒙皮，蒙皮零件8的外形为双曲面两端缩口，型面要求精度较高，成形难度大，常规进行蒙皮热成形两端很容易产生褶皱，通常将褶皱部位切除补焊补丁。

如图2-图3所示，为所成形零件坯料4和工艺板3，工艺板3上开有气道7。

具体步骤包括：

步骤S1：凸凹模具结构设计。

凸凹模具结构如图1所示。具体包括凹模1、压边圈2、工艺板3和凸模6，压边圈2设于凹模1和凸模6之间，工艺板3设于凸模6与压边圈2之间，凹模1位于凸模6的上方。凸凹模具材料为Ni7N，凸凹模具的缩比为0.995，凹模1和凸模6均设有管路避让槽，凹模1和凸模6之间的间隙在零件板厚的基础上增加工艺板3的厚度。利用凸凹模具到达设定温度后放入坯料，进行热拉深凸凹模具合模后再进行气压胀形，实现坯料与模具贴合并完成蒙皮成形。

步骤S2：高温钛合金蒙皮预处理。

如图2中所示，根据蒙皮零件8进行展开料计算，并增加宽度方向余量50mm，长度方向余量20mm。

蒙皮坯料4材料为Ti60，厚度为2.0mm，工艺板3优选为TA15材料，厚度为1.0mm，采用激光切割进行下料。

在工艺板3利用电动铣刀手工加工通气气道7，气道7主要分布在两端和两侧，位于高温钛合金热拉深成形容易产生褶皱部位。槽深为0.5mm，宽度为1mm。

将蒙皮坯料4和工艺板3进行酸洗，保证零件表面洁净，蒙皮坯料4和工艺板3正反面均喷涂高温润滑剂，周边留至少3mm不进行喷涂进行焊接，工艺板3和蒙皮坯料4进行周边封焊，在端部中间位置焊接通气管路，管路材料为TA16，规格为Φ6×1(即管路材料采用TA16合金，管路的直径为6mm，壁厚为1mm)。

步骤S3：模具安装及试模。

将凸凹模具表面用风刷进行清理，喷涂高温润滑剂，如图1所示，将凸凹模具安装在热拉深设备上，优选地，凸凹模具安装在热成形压力机上。凹模1安装在设备上平台，凸模6安装在下平台，使用压板和螺栓连接，压边圈2放置在设备顶杆5上。安装完成后进行升温。

步骤S4：高温钛合金蒙皮成形。

根据高温钛合金成形工艺参数要求，凸凹模具升温到达880℃后，打开热成形设备炉门，将封装焊接完成的工艺板3和蒙皮坯料4放置在压边圈2上，预热10min，蒙皮坯料4达到炉腔相同高温后，开始进行成形。

热成形设备上平台向下移动，热成形设备下顶缸施加吨位凹模1与压边圈2闭合，在凹面和凸面的耦合下完成零件型面第一道次成形。在拉深作用下蒙皮坯料4进行大的塑性变形。但由于两端为缩口形式仍可能产生褶皱，加大压边力中部可能变形量较大，壁厚减薄严重。所以单纯进行热拉深可能不能得到型面和壁厚合格蒙皮零件，就要辅助进行气胀成形。

运行气压加载程序，通过焊接好的通气管路在工艺板3和蒙皮坯料4之间加载氩气，氩气通过气道7全面加载到没有完全贴模的蒙皮坯料4上，30min压力增大到2Mpa，使蒙皮坯料4全面贴合在凹模1上。

气压会对凹模1施加作用力，影响合模，在气压加载过程中，要增加合模力，防止上平台抬起。达到最大气压后保压30min固化蒙皮型面。

保压完成后上平台抬起，开模取出蒙皮坯料4，冷却至室温，切割，加工出蒙皮零件8。

本发明能够实现高温钛合金复杂型面零件高精密成形，进行高温热拉深和气胀复合成形工艺，解决了高温钛合金等难变形材料异型曲面零件成形精度不高，在成形中容易产生起皱和开裂的难题。通过新颖、合理的模具结构设计，进行蒙皮热拉深，通过增加工艺板实现在凸凹模合模后进行气胀成形，并且对高温钛合金实现了氩气保护，保证组织性能的低损耗。

本发明的结构简单，操作使用方便，提高了零件型面精度和减少了力学性能的损失，解决了航空航天领域复杂型面高温钛合金零件精确成形难题。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种高温钛合金蒙皮热拉深气胀复合成形方法，其特征在于，在一次热成形过程中对高温钛合金坯料进行热拉深，初步实现高温钛合金坯料贴合模具，然后进行气胀成形实现高温钛合金坯料完全贴合模具；

具体步骤包括：

步骤S1：凸凹模具结构设计；所述步骤S1中，所述凸凹模具包括凹模(1)、压边圈(2)和凸模(6)，所述压边圈(2)设于凹模(1)和凸模(6)之间，所述凹模(1)位于所述凸模(6)的上方，所述凸凹模具还包括工艺板(3)，所述工艺板(3)设于所述凸模(6)与所述压边圈(2)之间，所述工艺板(3)与蒙皮坯料(4)的形状一致，且所述蒙皮坯料(4)设于所述工艺板(3)上；

步骤S2：高温钛合金蒙皮预处理；所述步骤S2中，具体步骤包括：

步骤S2.1：蒙皮坯料(4)和所述工艺板(3)下料；工艺板(3)上设有气道(7)，气道(7)在工艺板(3)上网状分布，位于蒙皮拉深后难以贴合模具的位置；

步骤S2.2：对蒙皮坯料(4)和所述工艺板(3)喷涂高温润滑涂料，并进行封边形成密封袋；

步骤S2.3：对封装的密封袋进行气密性检测；

步骤S3：模具安装及试模；

步骤S4：高温钛合金蒙皮成形；所述步骤S4中，具体步骤包括：

步骤S4.1：热成形设备升温，达到设定的热拉深成形温度；

步骤S4.2：放入封边的蒙皮坯料(4)和所述工艺板(3)，预热10min～25min后，在压边力的作用下，进行热拉深成形，使蒙皮坯料(4)初步贴合凸凹模具；

步骤S4.3：合模保压10min，卸载热成形设备上平台合模吨位，热成形设备上平台抬起1mm；

步骤S4.4：在工艺板(3)和蒙皮坯料(4)之间加载氩气进行气胀，所述步骤S4.4中，气压在20min～30min逐渐增大至2.0Mpa；

步骤S4.5：合模状态下，保温和保压30min，开模取出蒙皮坯料(4)，进行切边，并将工艺板(3)与蒙皮坯料(4)分开，加工出蒙皮零件(8)。

2.根据权利要求1所述的高温钛合金蒙皮热拉深气胀复合成形方法，其特征在于，所述步骤S3中，具体步骤包括：

步骤S3.1：对凸凹模具进行清理，并安装在热成形设备上；

步骤S3.2：利用厚度与工艺板(3)和蒙皮坯料(4)厚度之和相同的钢板进行试模，运行热成形设备调整合模吨位和压边力，记录工艺参数。

3.根据权利要求1所述的高温钛合金蒙皮热拉深气胀复合成形方法，其特征在于，所述高温钛合金为Ti55A、TC31和Ti60中的一种。