CN114107846A - 一种航天用铝合金曲面件柔性模具淬火控形方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种航天用铝合金曲面件柔性模具淬火控形方法，包括以下步骤：S1、根据产品结构获得零件板坯；S2、预拉深出零件；S3、设置热处理参数值；S4、对预成形试件进行固溶加热和保温；S5、固溶加热及保温完毕后快速转移至淬火模具，并定位预成形试件，快速合模，完成成形；S6、合模保压，冷却(淬火)得到试件；S7、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柔性模具淬火控形方法，通过设计铝合金曲面件柔性淬火模具，在成形中快速将板坯从炉内取出直至成形前的总时间不超过15秒，解决了深度较大(27mm)、曲率较大的航天铝合金曲面件热变形—淬火复合成形开裂问题，从而实现了产品合格率100％。
Description
技术领域
本发明属于航天设备技术领域，尤其是涉及一种航天用铝合金曲面件柔性模具淬火控形方法。
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，现有技术中大多为典型的深度较大(27mm)、曲率较大的结构曲面件。该类产品材料为2A12，受材料和结构限制，成形时存在以下问题：采用T4态或T6态直接成形时易开裂；采用O态成形后，热处理畸变严重，合格率较低；采用铝合金热变形-淬火复合成形技术适用于小深度、大曲率结构曲面件，而针对此类大深度、大曲率结构件，虽能确保形状尺寸精度，但板坯固溶加热后软化严重，拉深过程不易流动补料，集中变形而开裂，不适合深度较大构件成形。
因此，针对大深度、大曲率结构曲面件，通过设计专用的柔性淬火模具，以控制其成形精度。
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柔性模具淬火控形方法，以根据深度较大(27mm)、曲率较大结构件，设计合理的专用柔性淬火模具，结合热变形-淬火复合成形技术控制其形变。
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柔性模具淬火控形方法，包括以下步骤：
S1、根据产品结构获得零件板坯；
S2、将板坯放进模具内，在常温下预拉深出零件，得到预成形试件；
S3、根据产品材料信息在双腔箱式加热设备上设置预成形试件固溶加热温度和保温时间参数值；
S4、对预成形试件进行固溶加热和保温；
S5、将固溶加热充分的预成形试件快速转移至淬火模具，并定位预成形试件，快速合模，完成成形；
S6、合模保压，模内淬火得到成形试件；
S7、取出成形试件，自然时效或人工时效。
进一步的，在步骤S5中的所述预成形试件从加热炉内取出直至成形前的时间不大于15秒。
进一步的，在步骤S6中的模具温度不大于200℃。
进一步的，在步骤S5中的淬火模具包括下模单元和上模单元，所述下模单元与上模单元配合使用，所述下模单元包括下模座、2个导向柱和凸台结构，下模座上方中部根据产品结构特点设有凸台结构，下模座顶部对角分别设有一个导向柱。
进一步的，所述凸台结构包括凸台本体、2个定位销和4个弹簧销，凸台本体底部设置于下模座上方，且凸台本体与下模座为螺栓连接，凸台本体顶部中心设有4个弹簧销，且4个弹簧销与凸台本体可拆卸连接，4个弹簧销之间的连线组成正方形结构，正方形结构两侧分别对称设置一个定位销，所述定位销用于固定预成形试件，弹簧销用于支撑预成形试件。
进一步的，所述凸台本体的各个转角处均为倒角结构。
进一步的，所述上模单元包括上模座，上模座顶部对角分别安装导套，导套与导向柱配合使用，上模座顶部中心处根据产品结构特点设有上模凹台，上模凹台与凸台结构配合使用。
进一步的，所述凸台本体、下模座、上模座的材质均为45号钢。
相对于现有技术，本发明所述的一种航天用铝合金曲面件柔性模具淬火控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柔性模具淬火控形方法，通过设计铝合金曲面件柔性淬火模具，在成形中快速将板坯从炉内取出直至成形前的总时间不超过15秒，解决了深度较大(27mm)、曲率较大的航天铝合金曲面件热变形—淬火复合成形开裂问题，从而实现了产品合格率100％。
(2)本发明所述的一种航天用铝合金曲面件柔性模具淬火控形方法，其淬火模具结构简单，设计合理，其下模单元内部设有4个弹簧销，从而将待控型的试件与凸台结构隔离开，以便于在模具内更好进行淬火处理，提高了模具成形的成功率，而且经济实用，便于操作，易于推广。
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柔性模具淬火控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柔性模具淬火控形方法下模单元示意图；
图3为本发明实施例所述的一种航天用铝合金曲面件柔性模具淬火控形方法成形工艺示意图。
附图标记说明：
1、淬火模具；11、下模单元；111、下模座；112、导向柱；113、凸台结构；1131、凸台本体；1132、定位销；1133、弹簧销；12、上模单元；121、上模座。
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3所示，一种航天用铝合金曲面件柔性模具淬火控形方法，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、将板坯放进模具内，在常温下预拉深出零件，得到预成形试件；在本实施例中，工作人员可以将板坯放进淬火模具1内，在常温下预拉深出零件，从而使预成形的板坯达到完全成形的板坯的95％往上，继而便于板坯后续成形。
S3、根据产品材料信息在双腔箱式加热设备上设置预成形试件固溶加热温度和保温时间参数值；在本实施例中，加热炉即加热炉，为现有技术，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。
S4、对预成形试件进行固溶加热和保温；在本实施例中，工作人员可以将预成形试件在加热炉中加热并保温，具体时间可以实际情况而定。
S5、将固溶加热充分的预成形试件快速转移至淬火模具1，并定位预成形试件，快速合模，完成成形；在步骤S5中的所述预成形试件从加热炉内取出直至成形前的时间不大于15秒。将固溶加热充分的预成形试件快速转移至淬火模具1内的弹簧顶料销上，并同时用定位销定位。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。
S6、合模保压，模内淬火得到成形试件；在本实施例中，合模并保压进行热交换，冷却试件，其在步骤S6中的所述模内淬火的淬火温度范围为10℃-12℃，现有技术中的温度一般在200℃以下，本申请在经过大量试验后，将淬火温度范围为10℃-12℃，在该温度范围区间内，得到试件的成形度最优。在步骤S6中的模具温度不大于200℃。
S7、取出成形试件，自然时效或人工时效(以2A12铝合金材料为例，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柔性模具淬火控形方法具有以下优势：通过设计铝合金曲面件柔性淬火模具，解决了深度较大(27mm)、曲率较大的航天铝合金曲面件热变形—淬火复合成形开裂问题，实现了产品合格率100％。
在步骤S5中的所述淬火模具1包括下模单元11和上模单元12，所述下模单元11与上模单元12配合使用，所述下模单元11包括下模座111、2个导向柱112和凸台结构113，下模座111上方中部根据产品结构特点设有凸台结构113，下模座111顶部对角分别设有一个导向柱112。在本实施例中，导向柱112用于定位下模单元11和上模单元12，从而在合模是使下模单元11和上模单元12紧密贴合在一起，且所述导向柱112的数量可以为多个，但不少于2个。
所述凸台结构113包括凸台本体1131、2个定位销1132和4个弹簧销1133，凸台本体1131底部设置于下模座111上方，且凸台本体1131与下模座111为螺栓连接，凸台本体1131顶部中心设有4个弹簧销1133，且4个弹簧销1133与凸台本体1131可拆卸连接，4个弹簧销1133之间的连线组成正方形结构，正方形结构两侧分别对称设置一个定位销1132，所述定位销1132用于固定预成形试件，弹簧销1133用于支撑预成形试件。在本实施例中，凸台本体1131用于匹配成形零件的形状，定位销1132用于固定试件，弹簧销1133用于支撑试件，其中，试件在淬火模具1内预成形环节和模内淬火环节的结构区别在于：在预成形环节，试件不需要与凸台本体1131隔离出空间，淬火模具1内不安装弹簧销1133，模内淬火环节内需安装弹簧销1133，试件需要与凸台本体1131隔离出空间。
所述凸台本体1131的各个转角处均为倒角结构。这样的益处是生产出的零件可以匹配于航天设备，大大提高本结构的实用性。
所述上模单元12包括上模座121，上模座121顶部对角分别安装导套，导套与导向柱112配合使用，上模座121顶部中心处根据产品结构特点设有上模凹台，上模凹台与凸台结构113配合使用。所述凸台本体1131、下模座111、上模座121的材质均为45号钢。在本实施例中，在需要合模时，当试件放到下单元11后，再将导向柱112插进导套内，凸台结构113对应放置于上模凹台内，即可完成合模操作。
实施例1
根据航天用铝合金大深度、大曲率结构曲面件的结构特点，设计专用的专用柔性淬火模具，如图1所示。
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3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)常温下预拉深出零件；
3)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常温下拉深出零件；
4)将零件在加热炉中加热并保温相应时间；
5)将固溶加热充分的预成形试件快速转移至模具内的弹簧顶料销上，并同时用定位销定位。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；
6)合模并保压20秒以上进行热交换，冷却试件；
7)抬起上模，取出试件室温放置96h以上进行自然时效。
在图3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，之后在淬火模具1内经过常温预成形得到预成形试件，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1内，在淬火模具1内进行淬火，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。
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 (8)
1.一种航天用铝合金曲面件柔性模具淬火控形方法，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、将板坯放进模具(1)内，在常温下预拉深出零件，得到预成形试件；
S3、根据产品材料信息在双腔箱式加热设备上设置预成形试件固溶加热温度和保温时间参数值；
S4、对预成形试件进行固溶加热和保温；
S5、将固溶加热充分的预成形试件快速转移至淬火模具(1)，并定位预成形试件，快速合模，完成成形；
S6、合模保压，模内淬火得到成形试件；
S7、取出成形试件，自然时效或人工时效。
2.根据权利要求1所述的一种航天用铝合金曲面件柔性模具淬火控形方法，其特征在于：在步骤S5中的所述预成形试件从加热炉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柔性模具淬火控形方法，其特征在于：在步骤S6中的模具温度不大于200℃。
4.根据权利要求1所述的一种航天用铝合金曲面件柔性模具淬火控形方法，其特征在于：在步骤S5中的淬火模具(1)包括下模单元(11)和上模单元(12)，所述下模单元(11)与上模单元(12)配合使用，所述下模单元(11)包括下模座(111)、2个导向柱(112)和凸台结构(113)，下模座(111)上方中部根据产品结构特点设有凸台结构(113)，下模座(111)顶部对角分别设有一个导向柱(112)。
5.根据权利要求4所述的一种航天用铝合金曲面件柔性模具淬火控形方法，其特征在于：所述凸台结构(113)包括凸台本体(1131)、2个定位销(1132)和4个弹簧销(1133)，凸台本体(1131)底部设置于下模座(111)上方，且凸台本体(1131)与下模座(111)为螺栓连接，凸台本体(1131)顶部中心设有4个弹簧销(1133)，且4个弹簧销(1133)与凸台本体(1131)可拆卸连接，4个弹簧销(1133)之间的连线组成正方形结构，正方形结构两侧分别对称设置一个定位销(1132)，所述定位销(1132)用于固定预成形试件，弹簧销(1133)用于支撑预成形试件。
6.根据权利要求1所述的一种航天用铝合金曲面件柔性模具淬火控形方法，其特征在于：所述凸台本体(1131)的各个转角处均为倒角结构。
7.根据权利要求5所述的一种航天用铝合金曲面件柔性模具淬火控形方法，其特征在于：所述上模单元(12)包括上模座(121)，上模座(121)顶部对角分别安装导套，导套与导向柱(112)配合使用，上模座(121)顶部中心处根据产品结构特点设有上模凹台，上模凹台与凸台结构(113)配合使用。
8.根据权利要求7所述的一种航天用铝合金曲面件柔性模具淬火控形方法，其特征在于：所述凸台本体(1131)、下模座(111)、上模座(121)的材质均为45号钢。
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| CN115178982A (zh) * | 2022-08-16 | 2022-10-14 | 中船黄埔文冲船舶有限公司 | 一种船舶及其曲型板的加工方法 |
| CN115178982B (zh) * | 2022-08-16 | 2023-07-25 | 中船黄埔文冲船舶有限公司 | 一种船舶及其曲型板的加工方法 |
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