CN114045450A - 一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法 - Google Patents

一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114045450A
CN114045450A CN202111429357.8A CN202111429357A CN114045450A CN 114045450 A CN114045450 A CN 114045450A CN 202111429357 A CN202111429357 A CN 202111429357A CN 114045450 A CN114045450 A CN 114045450A
Authority
CN
China
Prior art keywords
furnace
aluminum alloy
heating
control system
forming method
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202111429357.8A
Other languages
English (en)
Inventor
谷春杰
张杰刚
李继光
王贺
冯叶素
张艳丰
杨程
凡晓波
王妍琴
王振
张世谦
李斌
李玉辰
李波
刘妍
张涵翔
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Tianjin Aerospace Changzheng Rocket Manufacturing Co ltd
Original Assignee
Tianjin Aerospace Changzheng Rocket Manufacturing Co ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Tianjin Aerospace Changzheng Rocket Manufacturing Co ltd filed Critical Tianjin Aerospace Changzheng Rocket Manufacturing Co ltd
Priority to CN202111429357.8A priority Critical patent/CN114045450A/zh
Publication of CN114045450A publication Critical patent/CN114045450A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22F—CHANGING THE PHYSICAL STRUCTURE OF NON-FERROUS METALS AND NON-FERROUS ALLOYS
    • C22F1/00—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working
    • C22F1/04—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of aluminium or alloys based thereon
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21D—WORKING OR PROCESSING OF SHEET METAL OR METAL TUBES, RODS OR PROFILES WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21D22/00—Shaping without cutting, by stamping, spinning, or deep-drawing
    • B21D22/20—Deep-drawing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21D—WORKING OR PROCESSING OF SHEET METAL OR METAL TUBES, RODS OR PROFILES WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21D37/00—Tools as parts of machines covered by this subclass
    • B21D37/10—Die sets; Pillar guides
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21D—WORKING OR PROCESSING OF SHEET METAL OR METAL TUBES, RODS OR PROFILES WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21D37/00—Tools as parts of machines covered by this subclass
    • B21D37/16—Heating or cooling
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C21—METALLURGY OF IRON
    • C21D—MODIFYING THE PHYSICAL STRUCTURE OF FERROUS METALS; GENERAL DEVICES FOR HEAT TREATMENT OF FERROUS OR NON-FERROUS METALS OR ALLOYS; MAKING METAL MALLEABLE, e.g. BY DECARBURISATION OR TEMPERING
    • C21D1/00—General methods or devices for heat treatment, e.g. annealing, hardening, quenching or tempering
    • C21D1/62—Quenching devices
    • C21D1/673—Quenching devices for die quenching
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C21—METALLURGY OF IRON
    • C21D—MODIFYING THE PHYSICAL STRUCTURE OF FERROUS METALS; GENERAL DEVICES FOR HEAT TREATMENT OF FERROUS OR NON-FERROUS METALS OR ALLOYS; MAKING METAL MALLEABLE, e.g. BY DECARBURISATION OR TEMPERING
    • C21D9/00—Heat treatment, e.g. annealing, hardening, quenching or tempering, adapted for particular articles; Furnaces therefor
    • C21D9/0068—Heat treatment, e.g. annealing, hardening, quenching or tempering, adapted for particular articles; Furnaces therefor for particular articles not mentioned below
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22F—CHANGING THE PHYSICAL STRUCTURE OF NON-FERROUS METALS AND NON-FERROUS ALLOYS
    • C22F1/00—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working
    • C22F1/002—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working by rapid cooling or quenching; cooling agents used therefor

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Crystallography & Structural Chemistry (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Heat Treatments In General, Especially Conveying And Cooling (AREA)

Abstract

本发明提供了一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法，包括以下步骤：S1、根据产品结构获得零件板坯；S2、设置板坯热处理参数值；S3、对坯料进行固溶加热和保温；S4、将固溶加热及保温完毕后的坯料快速转移至模具中，定位合模，完成成形；S5、合模后保压、冷却(淬火)得到试件；S6、取出试件，自然时效或人工时效。本发明所述的一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法通过设计专用的双腔箱式加热设备，配合模具冷却成形，实现了航天用铝合金小深度、大曲率结构曲面件形状精度和组织性能协同控制，提高了零件形状尺寸精度、大量减少了人工修整、降低了制造成本，满足了运载火箭的生产要求，具有良好的经济效益和社会效益。

Description

一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法
技术领域
本发明属于航天结构件设计领域，尤其是涉及一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法。
背景技术
运载火箭箭体结构钣金件产品种类多且结构尺寸复杂，图4为现有典型的深度较小、曲率较大的结构曲面件。该类产品材料为2A12或7A09铝合金，受材料和结构限制，成形时存在以下问题：采用T4态或T6态直接成形时回弹大，产品形状尺寸精度难以得到保证；采用O态成形后，热处理畸变严重，为了满足最终性能和形状尺寸精度的使用要求，淬火后需要大量的人工修整和校形，导致产品成形质量一致性差，合格率较低；若采用铝合金热冲压成形，对于大曲率带框(封闭)曲面件不能达到各区良好接触，容易造成零件模具淬火不均而造成零件形状畸变，并且模具需通过水冷且使用连续加热炉，适合大批量生产，造成成本超高。
因此，针对小深度、大曲率结构曲面件，需要采用新的成形工艺以控制其成形精度差以及热处理畸变严重需要大量人工敲修难题。
发明内容
有鉴于此，本发明旨在提出一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法，以解决以下问题：现有口框为封闭型结构，采用退火态冷拉深成形+热处理时效强化的成形工艺，一方面，受产品结构限制，冷拉深成形工艺回弹较大，形状精度难以得到保证；另一方面，零件成形后进行固溶处理，采用先高温加热后再放入冷却介质进行淬火，在淬火过程中由于冷却速率不均导致形状尺寸变化，引起严重的畸变，为了满足最终性能和形状尺寸精度的使用要求，淬火后需要大量的人工修整和校形，而且传统修整完全依赖操作工人的技能水平，合格率低。
为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：
一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法，S1、根据产品结构获得零件板坯；
S2、根据产品材料信息在双腔箱式加热设备上设置板坯固溶加热温度和保温时间参数值；
S3、对坯料进行加热和保温；S4、将加热及保温完毕后的坯料快速转移至模具，采用定位销定位、合模，完成成形；
S5、合模后保压、冷却得到试件；
S6、取出试件，并室温放置不小于96小时。
进一步的，在步骤S4中的板坯从双腔箱式加热设备内取出直至成形前的时间不大于15秒。
进一步的，在步骤S2中的双腔箱式加热设备包括炉箱体、2个炉门结构、2个加热系统、2个风循环系统、2个料盘平移装置和控制系统，所述炉箱体为中空腔体结构，炉箱体两侧分别安装一个加热系统，炉箱体后侧分别安装2个风循环系统，炉箱体前部以及上下部分分别安装一个炉门结构，炉箱体内部设有2个料盘平移装置，且料盘平移装置的滑动单元穿出炉箱体内壁，并固定至炉箱体后壁，炉箱体顶部一侧设有控制系统，所述炉门结构、加热系统、风循环系统、料盘平移装置信号均连接至控制系统。
进一步的，所述炉门结构包括炉门本体和2个电动牵引钢丝绳，所述炉门本体两侧分别固定连接一个电动牵引钢丝绳，每个电动牵引钢丝绳的底部分别固定至炉门本体外壁上表面，且炉门本体通过电动牵引钢丝绳与炉箱体滑动设置，所述电动牵引钢丝绳信号连接至控制系统。
进一步的，所述加热系统包括防护罩及其内部的若干加热棒，防护罩为盒型结构，与炉箱体外壁悬挂连接，防护罩内部固定安装若干加热棒，所述加热棒信号连接至控制系统。
进一步的，所述风循环系统包括风机和电机，所述电机外罩固定至炉箱体后侧外壁表面，风机的中心轴固定连接至电机的输出轴，电机通过驱动器信号连接至控制系统。
进一步的，所述料盘平移装置还包括料盘本体和平移伸缩杆，料盘本体底部固定安装平移伸缩杆，平移伸缩杆放置于滚轮上，滚轮固定安装于箱体内部两侧壁附近，平移伸缩杆贯穿过箱体后壁后连接至滑动单元，所述平移伸缩杆信号连接至控制系统。
进一步的，所述滑动单元包括连接架、2个固定座和2个滑动杆，所述连接架中部固定连接至平移伸缩杆的伸缩杆，连接架两端分别固定连接一个滑动杆，每个滑动杆的另一端均穿过固定座，且固定至炉箱体内的料盘本体的底部，固定座固定至炉箱体外壁表面。
进一步的，所述控制系统为PLC，控制系统外部设有电源装置，电源装置用于给控制系统进行供电，所述电机为驱动电机，所述电动伸缩杆、平移伸缩杆结构相同。
相对于现有技术，本发明所述的一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法具有以下优势：
(1)本发明所述的一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法，通过设计专用的双腔箱式加热设备，配合柔性模具冷却成形技术，实现了航天用铝合金小深度、大曲率结构曲面件形状精度和组织性能协同控制，提高了零件形状尺寸精度、大量减少了人工修整、降低了制造成本，满足了运载火箭的生产要求，具有良好的经济效益和社会效益。
(2)本发明所述的一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法，根据航天用铝合金小深度、大曲率结构曲面件材料及结构特点，采用基于双腔加热和柔性模具冷却的适应航天中小批量、多种类的大曲率封闭特征曲面件的热变形-淬火复合成形技术，解决铝合金口框产品淬火时效变形严重难题，最终达到改善成形质量及成形后质量一致性、提高口框产品合格率、降低生产成本的目的。
附图说明
构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为本发明实施例所述的一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法整体结构示意图；
图2为本发明实施例所述的一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法整体结构后视图；
图3为本发明实施例所述的一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法热变形-淬火复合成形工艺流程示意图；
图4为本发明实施例所述的一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法典型口框类产品示意图。
附图标记说明：
1、双腔箱式加热设备；11、炉箱体；12、炉门结构；121、炉门本体；122、电动牵引钢丝绳；13、加热系统；131、防护罩；14、风循环系统；15、料盘平移装置；151、料盘本体；152、滑动单元；1521、滑动杆；1522、连接架；1523、固定座；153、平移伸缩杆；16、控制系统。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”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，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
如图1至图4所示，一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法，包括以下步骤：
S1、根据产品结构获得零件板坯；在本实施例中，工作人员可以根据产品结构特点，技术坯料尺寸大小，获得板坯下料图。
S2、根据产品材料信息在双腔箱式加热设备1上设置板坯固溶加热温度和保温时间参数值；在本实施例中，工作人员可以根据零件使用材料的热处理规范以及炉子加热速度，制定板坯固溶加热温度和保温时间。当加热炉温控系统示数稳定并保温一段时间后放置坯料。
S3、启动双腔箱式加热设备1对坯料进行加热和保温；在本实施例中，工作人员可以将坯料在加热炉中加热并保温，具体时间可以实际情况而定。
S4、将加热及保温完毕后的坯料转移至模具，采用定位销定位、合模，完成成形，得到试件，在本实施例中，工作人员可以将固溶加热充分的板坯快速转移至模具上，采用定位销定位，快速合模，完成成形。在步骤S4中的板坯从双腔箱式加热设备1内取出直至成形前的时间不大于15秒。
S5、合模后保压，冷却得到试件；在本实施例中，合模并保压进行热交换，冷却试件。
S6、取出试件，并室温放置不小于96小时。在本实施例中，工作人员取出试件室温放置96h以上进行自然时效。本发明的一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法具有以下优势：根据航天用铝合金小深度、大曲率结构曲面件材料及结构特点，采用基于双腔加热和柔性模具冷却的适应航天中小批量、多种类的大曲率封闭特征曲面件的热变形-淬火复合成形技术，解决铝合金口框产品淬火时效变形严重难题，最终达到改善成形质量及成形后质量一致性、提高口框产品合格率、降低生产成本的目的。
在步骤S2中的双腔箱式加热设备1包括炉箱体11、2个炉门结构12、2个加热系统13、2个风循环系统14、2个料盘平移装置15和控制系统16，所述炉箱体11为中空腔体结构，炉箱体11两侧分别安装一个加热系统13，炉箱体11后侧分别安装2个风循环系统14，炉箱体11前部以及上下部分分别安装一个炉门结构12，炉箱体11内部设有2个料盘平移装置15，且料盘平移装置15的滑动单元152穿出炉箱体11内壁，并固定至炉箱体11后壁，炉箱体11顶部一侧设有控制系统16，所述炉门结构12、加热系统13、风循环系统14、料盘平移装置15信号均连接至控制系统16。本发明通过设计专用的双腔箱式加热设备，配合柔性模具冷却成形技术，实现了航天用铝合金小深度、大曲率结构曲面件形状精度和组织性能协同控制，提高了零件形状尺寸精度、大量减少了人工修整、降低了制造成本，满足了运载火箭的生产要求，具有良好的经济效益和社会效益。
所述炉门结构12包括炉门本体121和2个电动牵引钢丝绳122，所述炉门本体121两侧分别固定连接一个电动牵引钢丝绳122，每个电动牵引钢丝绳122的底部分别固定至炉门本体121外壁上表面，且炉门本体121通过电动牵引钢丝绳122与炉箱体11滑动设置，所述电动牵引钢丝绳122信号连接至控制系统16。在本实施例中，炉门本体121有2个，可以分别安装至炉箱体11前侧上下两端，在需要关闭炉门时，电动牵引钢丝绳122的伸缩杆伸长，从而带动两个炉门本体121向中间靠拢，当需要打开炉门时，电动牵引钢丝绳122的伸缩杆缩短，从而带动两个炉门本体121向远离方向移动，从而将炉门打开。
所述加热系统13包括防护罩131及其内部的若干加热棒，防护罩131为盒型结构，与炉箱体11外壁悬挂连接，防护罩131内部固定安装若干加热棒，所述加热棒信号连接至控制系统16。在本实施例中，加热棒为现有技术，加热系统13可以分别安装至炉箱体11左右两侧，在需要加热时，控制系统16控制加热棒开始加热，从而对炉箱体11内的坯料进行加热，在不需要加热时，控制系统16控制加热棒停止工作，加热棒停止加热。
所述风循环系统14包括风机和电机，所述电机外罩固定至炉箱体后侧外壁表面，风机的中心轴固定连接至电机的输出轴，电机通过驱动器信号连接至控制系统16。在本实施例中，在需要散热时，控制系统16控制电机开始工作，电机转动带动风机开始转动，从而对炉箱体11内的坯料进行散热，在不需要散热时，控制系统16控制电机停止工作，风机停止转动。
所述料盘平移装置15还包括料盘本体151和平移伸缩杆153，料盘本体151底部固定安装平移伸缩杆153，平移伸缩杆153放置于滚轮上，滚轮固定安装于箱体11内部两侧壁附近，平移伸缩杆153贯穿过箱体11后壁后连接至滑动单元152，所述平移伸缩杆153信号连接至控制系统16。在本实施例中，在需要向炉箱体11内平移料盘本体151时，控制系统16控制平移伸缩杆153开始工作，平移伸缩杆153伸缩带动转动带动料盘本体151开始向炉箱体11内平移，从而将坯料放进炉箱体11内，在需要从炉箱体11内拿出料盘本体151时，控制系统16控制平移伸缩杆153开始工作，平移伸缩杆153伸长带动转动带动料盘本体151开始向炉箱体11远离平移，从而将坯料从炉箱体11内取出。
所述滑动单元152包括连接架1522、2个固定座1523和2个滑动杆1521，所述连接架1522中部固定连接至平移伸缩杆153的伸缩杆，连接架1522两端分别固定连接一个滑动杆1521，每个滑动杆1521的另一端均穿过固定座1523，且固定至炉箱体11内的料盘本体151的底部，固定座1523固定至炉箱体11外壁表面。这样在本实施例中，料盘本体151就可以随着其的底部两侧的滑动杆1521在向炉箱体11内进行平移操作，连接架1522的作用是便于通过平移伸缩杆153同时带动两个滑动杆1521平移。
所述控制系统16为PLC，控制系统16外部设有电源装置，电源装置用于给控制系统16进行供电，所述电机为驱动电机，电机的型号为YRF60，所述电动牵引钢丝绳122、平移伸缩杆153结构相同，二者均为现有技术。在实际使用时，控制器外部设有触摸屏，触摸屏的型号为ZB00000003，工作人员可以通过有触摸屏控制控制系统16进行操作。
在图4中，工作人员将零件图转换为工艺图的目的在于零件图的转角处均为倒角，虽然便于匹配于航天设备，但不便于试件生产成形，故工作人员将零件图转换为工艺图，再从工艺图转换为坯料图，之后将预成形试件放进加热炉进行固溶处理，然后加热保温特定时间后，快速将试件再次转移至淬火模具内，在淬火模具内进行热变形-淬火复合成形，最后对淬火后的成形试件进行时效处理即可得到完全成形的试件。
实施例1
在本发明中，针对航天用铝合金小深度、大曲率结构曲面件种类多、单件数量少的特点，设计了专用的双腔箱式加热设备1，图1和图2分别为铝合金双室加热设备三维图和实物图。该设备为双炉膛箱式加热系统结构，各炉膛独立加热，自主控温。设备主要包括炉箱体11，炉门结构12，加热系统13，风循环系统14，料盘平移装置15，控制系统16等。
根据热变形-淬火复合成形变形特性，制定了采用平板直接热变形-淬火复合成形工艺，即平板板坯固溶加热后，直接转移到冷模内进行成形并保持模内淬火，然后通过时效提高强度。成形工艺流程如图2所示。
1)根据产品结构特点，技术坯料尺寸大小，获得板坯下料图；
2)根据零件使用材料的热处理规范以及炉子加热速度，制定板坯固溶加热温度和保温时间。将加热炉加热到材料对应的固溶温度，当加热炉温控系统示数稳定并保温一段时间后放置坯料；
3)将坯料在加热炉中加热并保温相应时间；
4)将固溶加热充分的板坯快速转移至模具上，采用定位销定位。快速合模，完成成形，板坯从炉内取出直至成形前的总时间不应超过15秒；
5)合模并保压20秒以上进行热交换，冷却试件；
6)抬起上模，取出试件室温放置96h以上进行自然时效(或人工时效)。
实施例2
以2A12铝合金材料为例，
一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法，包括以下步骤：
S1、根据产品结构获得零件板坯；其中材料为2A12，厚度2mm，拉深深度5.4mm，坯料规格340×370mm；
S2、根据产品材料信息在双腔箱式加热设备1上设置板坯固溶加热温度和保温时间参数值；
S3、对坯料进行加热和保温；其中加热温度500℃，保温时间35分钟。
S4、将加热及保温完毕后的坯料快速转移至模具，采用定位销定位、合模，完成成形；其中转移时间9秒。
S5、合模后保压、冷却(淬火)得到试件；其中合模保压30秒。
S6、取出试件，并室温放置不小于96小时。其中2A12铝合金材料为自然时效，室温大于96小时。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1、根据产品结构获得零件板坯；
S2、根据产品材料信息在双腔箱式加热设备(1)上设置板坯固溶加热温度和保温时间参数值；
S3、对坯料进行加热和保温；S4、将加热及保温完毕后的坯料快速转移至模具，采用定位销定位、合模，完成成形；
S5、合模后保压、冷却得到试件；
S6、取出试件，并室温放置不小于96小时。
2.根据权利要求1所述的一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法，其特征在于：在步骤S4中的板坯从双腔箱式加热设备(1)内取出直至成形前的时间不大于15秒。
3.根据权利要求1所述的一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法，其特征在于：在步骤S2中的双腔箱式加热设备(1)包括炉箱体(11)、2个炉门结构(12)、2个加热系统(13)、2个风循环系统(14)、2个料盘平移装置(15)和控制系统(16)，所述炉箱体(11)为中空腔体结构，炉箱体(11)两侧分别安装一个加热系统(13)，炉箱体(11)后侧分别安装2个风循环系统(14)，炉箱体(11)前部以及上下部分分别安装一个炉门结构(12)，炉箱体(11)内部设有2个料盘平移装置(15)，且料盘平移装置(15)的滑动单元(152)穿出炉箱体(11)内壁，并固定至炉箱体(11)后壁，炉箱体(11)顶部一侧设有控制系统(16)，所述炉门结构(12)、加热系统(13)、风循环系统(14)、料盘平移装置(15)信号均连接至控制系统(16)。
4.根据权利要求3所述的一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法，其特征在于：所述炉门结构(12)包括炉门本体(121)和2个电动牵引钢丝绳(122)，所述炉门本体(121)两侧分别固定连接一个电动牵引钢丝绳(122)，每个电动牵引钢丝绳(122)的底部分别固定至炉门本体(121)外壁上表面，且炉门本体(121)通过电动牵引钢丝绳(122)与炉箱体(11)滑动设置，所述电动牵引钢丝绳(122)信号连接至控制系统(16)。
5.根据权利要求3所述的一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法，其特征在于：所述加热系统(13)包括防护罩(131)及其内部的若干加热棒，防护罩(131)为盒型结构，与炉箱体(11)外壁悬挂连接，防护罩(131)内部固定安装若干加热棒，所述加热棒信号连接至控制系统(16)。
6.根据权利要求4所述的一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法，其特征在于：所述风循环系统(14)包括风机和电机，所述电机外罩固定至炉箱体(11)后侧外壁表面，风机的中心轴固定连接至电机的输出轴，电机通过驱动器信号连接至控制系统(16)。
7.根据权利要求6所述的一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法，其特征在于：所述料盘平移装置(15)还包括料盘本体(151)和平移伸缩杆(153)，料盘本体(151)底部固定安装平移伸缩杆(153)，平移伸缩杆(153)放置于滚轮上，滚轮固定安装于箱体(11)内部两侧壁附近，平移伸缩杆(153)贯穿过箱体(11)后壁后连接至滑动单元(152)，所述平移伸缩杆(153)信号连接至控制系统(16)。
8.根据权利要求7所述的一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法，其特征在于：所述滑动单元(152)包括连接架(1522)、2个固定座(1523)和2个滑动杆(1521)，所述连接架(1522)中部固定连接至平移伸缩杆(153)的伸缩杆，连接架(1522)两端分别固定连接一个滑动杆(1521)，每个滑动杆(1521)的另一端均穿过固定座(1523)，且固定至炉箱体(11)内的料盘本体(151)的底部，固定座(1523)固定至炉箱体(11)外壁表面。
9.根据权利要求7所述的一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法，其特征在于：所述控制系统(16)为PLC，控制系统(16)外部设有电源装置，电源装置用于给控制系统(16)进行供电，所述电机为驱动电机，所述电动伸缩杆(122)、平移伸缩杆(153)结构相同。
CN202111429357.8A 2021-11-29 2021-11-29 一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法 Pending CN114045450A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111429357.8A CN114045450A (zh) 2021-11-29 2021-11-29 一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111429357.8A CN114045450A (zh) 2021-11-29 2021-11-29 一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN114045450A true CN114045450A (zh) 2022-02-15

Family

ID=80211453

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111429357.8A Pending CN114045450A (zh) 2021-11-29 2021-11-29 一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114045450A (zh)

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1967123A (zh) * 2005-06-16 2007-05-23 东北大学 双腔体电加热炉
CN101020996A (zh) * 2007-04-02 2007-08-22 西南铝业（集团）有限责任公司 多功能加热炉
CN200996029Y (zh) * 2006-09-11 2007-12-26 祁标 全自动低、中、高温箱式电阻炉
CN102534128A (zh) * 2012-02-24 2012-07-04 南京金陵节能电炉有限公司 箱式保护气氛退火炉
WO2014068493A1 (en) * 2012-10-31 2014-05-08 Aisin Takaoka Co., Ltd. Die-quenching method and apparatus of an aluminum alloy material
CN107297407A (zh) * 2017-04-28 2017-10-27 上海大学 铝合金板材模压淬火复合成型方法及其一体化装置
CN207738809U (zh) * 2017-12-21 2018-08-17 山东慧达汽车部件有限公司 一种用于汽车部件的热处理装置
CN208577763U (zh) * 2018-08-01 2019-03-05 大冶市佳恒模具科技有限公司 一种退火炉
CN210801990U (zh) * 2019-11-18 2020-06-19 泗阳敏于行精密机械有限公司 一种节能高效的铝合金轮毂双层加热炉
CN210974784U (zh) * 2019-08-14 2020-07-10 江苏邦泰炉业有限公司 一种节能型箱式淬火炉
CN112746228A (zh) * 2019-10-31 2021-05-04 中铝瑞闽股份有限公司 一种汽车用6系铝合金热冲压成形的方法

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1967123A (zh) * 2005-06-16 2007-05-23 东北大学 双腔体电加热炉
CN200996029Y (zh) * 2006-09-11 2007-12-26 祁标 全自动低、中、高温箱式电阻炉
CN101020996A (zh) * 2007-04-02 2007-08-22 西南铝业（集团）有限责任公司 多功能加热炉
CN102534128A (zh) * 2012-02-24 2012-07-04 南京金陵节能电炉有限公司 箱式保护气氛退火炉
WO2014068493A1 (en) * 2012-10-31 2014-05-08 Aisin Takaoka Co., Ltd. Die-quenching method and apparatus of an aluminum alloy material
CN107297407A (zh) * 2017-04-28 2017-10-27 上海大学 铝合金板材模压淬火复合成型方法及其一体化装置
CN207738809U (zh) * 2017-12-21 2018-08-17 山东慧达汽车部件有限公司 一种用于汽车部件的热处理装置
CN208577763U (zh) * 2018-08-01 2019-03-05 大冶市佳恒模具科技有限公司 一种退火炉
CN210974784U (zh) * 2019-08-14 2020-07-10 江苏邦泰炉业有限公司 一种节能型箱式淬火炉
CN112746228A (zh) * 2019-10-31 2021-05-04 中铝瑞闽股份有限公司 一种汽车用6系铝合金热冲压成形的方法
CN210801990U (zh) * 2019-11-18 2020-06-19 泗阳敏于行精密机械有限公司 一种节能高效的铝合金轮毂双层加热炉

Similar Documents

Publication Publication Date Title
TW201348670A (zh) 連續式強化設備及方法
KR101095587B1 (ko) 열유동 균일화 및 냉각 가속 모듈 부착형 고품위 소결열처리로
CN113560381B (zh) 一种大截面钛合金型材高温蠕变成形工装及其使用方法
CN114045450A (zh) 一种航天用铝合金曲面件热变形淬火复合成形方法
CN113149412A (zh) 一种热处理玻璃出炉保温装置
CN218596266U (zh) 一种玻璃退火窖
CN217052346U (zh) 一种铝合金材料回归时效热处理用组合式时效炉
CN207115216U (zh) 连续式微晶玻璃精密热弯炉
CN101011690A (zh) 金属管道内外壁热滚塑工艺及设备
CN204111810U (zh) 大装载量回火炉
CN215799698U (zh) 一种超硬度合金的热化处理装置
CN111893286B (zh) 一种床垫弹簧去应力退火设备
CN207227482U (zh) 一种热循环台车炉
CN213811707U (zh) 一种电熔锆刚玉生产用退火保温装置
CN203048981U (zh) 一种立式回火炉
CN217579034U (zh) 一种铝型材加工热风循环时效炉
CN217324167U (zh) 一种合金化高性能热封用铝合金箔退火装置
CN105274570B (zh) 一种先进的阴极炭块与钢棒预热装置
CN210394147U (zh) 一种搪玻璃生产用退火炉
CN220335272U (zh) 一种铝合金锁紧件热处理工装
CN214142466U (zh) 一种用于模具金属制品处理的低回炉
CN110421161A (zh) 一种用于钐钴永磁体制备的多室真空连续炉
CN209759509U (zh) 一种节能时效炉
CN218786010U (zh) 一种基于铝合金锭具有保温功能的转运装置
CN218329297U (zh) 一种用于铝型材加工的模具加热炉

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20220215