CN116213927A - 一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法，涉及复合材料成型领域，包括前舱、中段、后舱、蒙皮、保护罩和加强框，方法包括：铸造、机械加工、滚转成型、激光焊接、热处理、塑性成型方法和铸件缺陷特种检测、三维扫描检测、激光焊接延伸率检测、气密检测方法。本申请克服了采用全部整体铸造无法实现的难题，同时克服了传统采用分多段整体铸造精密加工后进行焊接成型后的成本高、周期长、质量差等缺陷，通过融合精密铸造、精密加工、蒙皮滚卷焊接与涨型、蒙皮与舱体激光焊接、三维检测、特种检测与气密测试等多种工艺集成制造与综合检测的方法，实现了大型钛合金复杂舱体的高效率、高质量、低成本高效制造。

Description

一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法

技术领域

本申请涉及复合材料成型技术领域，尤其涉及一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法。

背景技术

现有技术中，大型复杂钛合金薄壁舱体的多种成型工艺方案，采用精密铸造、机械加工、激光焊接的多种工艺方式组合的实现方案，目前全部整体铸造无法实现，传统采用分多段整体铸造精密加工后进行焊接成型后具有成本高、周期长、质量差等缺点。

发明内容

本发明的目的在于提供一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法，具有克服了采用全部整体铸造无法实现的难题，同时克服了传统采用分多段整体铸造精密加工后进行焊接成型后的成本高、周期长、质量差等缺陷，实现了大型钛合金复杂舱体的高效率、高质量、低成本高效制造的有益效果，以解决上述背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法，包括：

前舱；

中段；

后舱，前舱、中段、后舱依次设置、连接；前舱、中段、后舱形成金属舱体，舱体外表面设有金属壳体；

蒙皮，蒙皮设于中段外侧；

保护罩，保护罩设于中段蒙皮外侧；

加强框，加强框设于中段内；

所述方法包括：铸造、机械加工、滚转成型、激光焊接、热处理、塑性成型方法和铸件缺陷特种检测、三维扫描检测、激光焊接延伸率检测、气密检测方法；

所述方法包括以下步骤：

一、通过2.5mm钛合金蒙皮滚卷后激光焊接，然后充分利用不锈钢-钛合金线膨胀系数差异及钛合金真空热处理特性，实现500-750°热涨型提高蒙皮筒体的成型精度；

二、通过对8-10mm厚钛板滚卷后分别进行机械粗加工，然后进行大功率激光焊接成型后精密加工实现加强框的制造；

三、前舱与后舱的精密铸造与机械加工及三维扫描检测；

四、钛合金3D打印增材制造成型；

五、铸造壳体、钛合金蒙皮与加强框组合焊接，包含控制变形的焊接顺序和对接焊与T型接头激光焊接参数、规避十字焊接；

六、钛合金薄板激光焊接焊缝延伸率的测试；

七、大型舱体激光焊接焊缝质量检测与气密检测测试的综合检测。

作为本发明再进一步的方案：所述方法包括四个阶段：

第一阶段：蒙皮切割滚转与激光焊接及涨形；

第二阶段：加强框滚弯及精密加工与焊接；

第三阶段：前后舱石墨形精密铸造与精密加工；

第四阶段：舱体、加强框、蒙皮组合装配后激光焊接；

其中激光焊接工艺参数如下：

1.壳体工艺蒙皮2.5mm厚的光纤激光切割工艺规范：

P＝2-3.5KW；V＝3-6m/min；ΔF＝-2.5～3.0mm；

2.壳体蒙皮与中段加强框及前后段光纤激光焊接工艺规范，且蒙皮采用双焊缝，厚度为2.5mm；

止口对接激光焊接参数：P＝2.5-2.7KW；V＝1.7-2.0m/min；ΔF＝+3～+4mm；

T型接头焊接参数：P＝2.7-2.9KW；V＝1.6-1.9m/min；ΔF＝+3～+4mm；

3.中间加强框对接焊接，采用激光焊加氩弧焊接盖面，且激光焊接坡口钝边尺寸为6mm；

P＝4.9-5.4KW；V＝1.8-2.1m/min；ΔF＝+3～+4mm；

4.内筒前段与后段组焊，采用止口对接焊接，有效焊接厚度为4.5mm；

P＝3.4-3.8KW；V＝1.7-1.9m/min；ΔF＝+3～+4mm。

作为本发明再进一步的方案：所述金属舱体的材料为钛合金，舱体总长3038mm，金属舱体段直径为φ664mm；前舱为薄壁加筋结构，薄壁部分壁厚δ1＝2.5mm，长度为330mm；中段为壁厚δ2＝2.5mm薄壁圆筒结构，长度为2220mm；后舱为薄壁加筋结构，薄壁部分壁厚δ3＝2.5mm，内部分布四处Φ72mm舵孔；金属舱体段内部装有内筒，材料为钛合金，长度为2240mm，大端主体外径为Φ397mm,小端主体外径为Φ240mm。

作为本发明再进一步的方案：所述方法包括两端前后舱两段分体铸造、机械加工、中间蒙皮三节滚卷热涨型、激光焊接，根据金属舱体结构，将燃油控制舱体拆分为前、中、后三个端框及上蒙皮，底部蒙皮共5个零件，分别成形后再焊接为整体；三种端框采用板料机械加工，蒙皮为圆锥面，厚度为2.5mm，可采用板料热成形；

各零部件工艺路线如下：

1、前段、后段：物铸造、跟厂验收-入厂复验-加工-检荧光-吹砂-；

2、三段蒙皮：物下料-成形-退火-校形-酸洗-焊接-X光检验-退火、胀形-X光、超声波检验-平端面；

3、中段加强框：物下料-热处理；

4、金属壳体：齐套-清洗-焊接-荧光检验-车端面-加工端面对接孔-气密-视情况补焊-吹砂-校形-终检。

作为本发明再进一步的方案：所述蒙皮包括上蒙皮、中蒙皮、底蒙皮；所述加强框包括中段加强框和两段加强框；金属壳体分为前、后段、中间蒙皮采用激光焊接成型，其中前、后段采用铸造、加工成型，原材料为ZTC4，前后端面留余量；中段蒙皮分为三段滚卷焊接成型；燃油内筒分为大、小段采用激光焊接成型，其中大、小段采用铸造、加工成型，原材料为ZTC4，前后端面留余量；

金属舱体制造方法流程如下：

前舱:物铸造加工-入厂复检-荧光检验；

中段蒙皮1:物下料-成形-退火-校形-酸洗-焊接-X光检验-退火、校形-X光检验、超声波-平端面、加工外形；

中段蒙皮2:物下料-成形-退火-校形-酸洗-焊接-X光检验-退火、校形-X光检验、超声波-平端面、加工外形；

中段加强框:物下料-校形-酸洗-焊接-X光检验-热处理-X光检验-检超声-机械加工；

后段:物铸造加工-入厂复检-荧光检验；

后段前罩:物下料-成形-退火-校形-荧光检验；

后段封板1:物下料；

后段封板2:物下料；

中段加强框1:物下料-校形-酸洗-焊接-X光检验-热处理-X光检验-超声检验-机械加工；

金属壳体：齐套-清洗-焊接-X光射线检验-焊接-荧光检验-视情况补焊-荧光检验-车端面-气密-视情况补焊-吹砂-终检。

作为本发明再进一步的方案：包括金属舱体焊接接口方法，金属舱体焊接接口方法包括以下步骤：

金属舱体的总体结构可将金属壳体分为前端框、中段蒙皮、后端框，前端框、后端框采用铸件机械加工，中段蒙皮采用2.5mm厚的钛板滚卷焊接热成形；金属舱体内部装有内筒，外表面有四个保护罩，位于蒙皮和端框上；将每个保护罩分成两部分：前保护罩和后保护罩，前保护罩采用板料热成形，后保护罩与后端框一起铸造成形，并构成封闭的舱段结构，使前保护罩与蒙皮之间没有严格的密封要求；前保护罩与蒙皮为角焊，前、后保护罩之间为带止口的激光焊；

蒙皮与端框之间采用止口对接，即在端框上加工出止口，宽10mm，深2.5mm，，蒙皮插在止口部位进行定位焊接，加工前应根据蒙皮的外圆柱度进行配加工；前保护罩与蒙皮采用角焊，前保护罩与后保护罩之间，采用止口对接的接头形式，在后保护罩上加工出宽3mm，深2.5mm的焊接坡口；焊接前，在前、后端框的端面各留1.5mm加工余量，在焊后需车加工前后端面，保证总长度和前、后端的平行度。

作为本发明再进一步的方案：包括前舱、后舱铸造工艺流程，所述前舱、后舱铸造工艺流程如下：

铸造工艺方案制定-石墨铸造工艺设计-石墨制作-石墨组型及检验-刷涂料石墨除气-组型-真空自耗凝壳炉准备或二次重熔钛或钛合金电极准备-真空自耗凝壳炉熔铸-铸件退火、清铲、去除浇冒口、喷砂-含专用工装热静压(HIP)-喷砂-X光、荧光检验-喷砂-尺寸检验-化学成分、力学性能检验-尺寸检验-称重-交付。

作为本发明再进一步的方案：所述前舱、后舱铸造工艺流程中，前舱、后舱铸件产品按GB/T15073-94《铸造钛及钛合金》进行化学成分检查；所述前舱、后舱铸造工艺流程中，前舱、后舱铸件产品按GJB2896A-2007《钛及钛合金熔模精密铸件规范》进行力学性能检查。

作为本发明再进一步的方案：包括前舱、后舱机械加工工艺方法，所述前舱机械加工工艺方法包括以下流程：

检验：入厂复验-划线：以前端内侧端面为轴向基准，协调总长尺寸-车：平端面，车外圆内孔-加工中心：加工外形、内侧凸台及孔、端面下陷及孔-钳工：攻螺纹、引象限线-检验：检尺寸-荧光：荧光检测-钳工：做标识-检验：终检；

所述后舱机械加工工艺方法包括以下流程：

检验：入厂复验-划线：以四处舵轴孔中心为轴向基准，协调轴向尺寸-加工中心：加工检测基准面-检验：三维扫描，协调加工基准-加工中心：加工基准-加工中心：加工外形-车：平端面，车内孔-加工中心：加工内侧凸台及孔-钳工：攻螺纹，打象限标记-检验：检尺寸-荧光：荧光检测-钳工：做标识-检验：终检。

作为本发明再进一步的方案：包括蒙皮成型及舱体焊接方法，其中，蒙皮成形工艺流程如下：

下料-滚卷-预成形-酸洗-焊接-热胀形-焊缝及性能检测-去余量；蒙皮与加强框在壳体组合时再焊接；中段使用钛合金蒙皮滚卷及焊接成型，蒙皮厚度2.5mm，长度1830mm，直径φ620mm；

舱体焊接方法如下：

蒙皮与端框之间采用止口对接，即在端框上加工出止口，宽3mm，深2.5mm，蒙皮插在止口部位进行定位焊接；蒙皮与加强框之间以及前保护罩与后保护罩之间，也采用止口对接的接头形式，分别在加强框、后保护罩上加工出宽3mm，深2.5mm的焊接坡口。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本申请提供的大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法，包含但不限于全部采用精密铸造、机械加工、激光焊接的多种工艺方式组合的实现方案，本申请克服了采用全部整体铸造无法实现的难题，同时克服了传统采用分多段整体铸造精密加工后进行焊接成型后的成本高、周期长、质量差等缺陷，通过融合精密铸造、精密加工、蒙皮滚卷焊接与涨型、蒙皮与舱体激光焊接、三维检测、特种检测与气密测试等多种工艺集成制造与综合检测的方法，实现了大型钛合金复杂舱体的高效率、高质量、低成本高效制造，为类似于该结构产品的大型复杂钛合金舱体制造提供了较好的工艺技术途径，具有非常好的创新性和现实的应用价值。本申请提出了测试钛合金激光焊接的延伸率测试方法，为其他金属合金的激光焊接延伸率测试方法提供了可实施的标准规范。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对本领域技术人员来说，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

为了更完整地理解本申请及其有益效果，下面将结合附图来进行说明。其中，在下面的描述中相同的附图标号表示相同部分。

图1为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的产品结构示意图。

图2为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的舱体内部结构示意图。

图3为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的前舱、后舱与中段蒙皮焊接结构示意图。

图4为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的前、后保护罩焊接结构示意图。

图5为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的前舱的结构示意图。

图6为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的后舱的结构示意图。

图7为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的前舱、后舱后舱钛合金产品铸造工艺流程图。

图8为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的前舱浇注系统的结构示意图。

图9为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的后舱浇注系统的结构示意图

图10为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的前舱防变形的结构示意图。

图11为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的后舱防变形的结构示意图。

图12为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的前舱结构示意图。

图13为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的后舱结构示意图。

图14为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的舱体铸造中真空除气炉的真空除气设计参数表。

图15为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的舱体铸造中真空铸钛炉熔炼浇注设计参数表。

图16为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的舱体铸造中热等静压设计参数表。

图17为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的舱体铸造中铸件退火参数表。

图18为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的舱体铸造中钛合金铸件化学成分检验结果表。

图19为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的舱体铸造中钛合金铸件力学性能测定结果。

图20为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的前舱体铸件三维检测示意图。

图21为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的后舱体铸件三维检测示意图。

图22为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的舱体铸件高温性能要求国标对比表。

图23为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的金属壳体的结构示意图。

图24为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的前舱的结构示意图。

图25为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的后舱的结构示意图。

图26为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的前舱机械加工工艺流程表。

图27为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的后舱机械加工工艺流程表。

图28为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的中段蒙皮分段结构示意图。

图29为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的中段蒙皮与加强框焊接结构示意图。

图30为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的中段蒙皮之间焊接结构及加强框形式示意图。

图31为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的前舱、后舱焊接坡口及焊接接头形式示意图。

图32为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的端框与蒙皮焊接结构示意图。

图33为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的蒙皮成型及焊接工艺装备明细表。

图34为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的三段蒙皮焊接成型的侧视图。

图35为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的三段蒙皮焊接成型的结构示意图。

图36为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的钛合金舱体激光焊接经验质量流程控制流程图。

图37为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的激光焊接拉伸试样的结构示意图。

图38为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的激光焊接拉伸试样的结构示意图。

图39为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的激光焊接拉伸试样的结构示意图。

图40为本申请实施例提供的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法的激光焊接拉伸试样的结构示意图。

图中标识：

1、前舱；2、中段；3、后舱；4、蒙皮；5、保护罩；6、加强框；7、前舱浇注系统；8、后舱浇注系统；9、金属壳体；10、端框；

11、前舱加强筋；

31、后舱加强筋；

51、前保护罩；52、后保护罩。

具体实施方式

下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

请参考附图1～40，本申请实施例提供一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法，包括：

前舱1；

中段2；

后舱3，前舱1、中段2、后舱3依次设置、连接；前舱1、中段2、后舱3形成金属舱体，舱体外表面设有金属壳体9；

蒙皮4，蒙皮4设于中段2外侧；

保护罩5，保护罩5设于中段蒙皮4外侧；

加强框6，加强框6设于中段2内；

方法包括：铸造、机械加工、滚转成型、激光焊接、热处理、塑性成型方法和铸件缺陷特种检测、三维扫描检测、激光焊接延伸率检测、气密检测方法；

方法包括以下步骤：

一、通过2.5mm钛合金蒙皮4滚卷后激光焊接，然后充分利用不锈钢-钛合金线膨胀系数差异及钛合金真空热处理特性，实现500-750°热涨型提高蒙皮4筒体的成型精度；

二、通过对8-10mm厚钛板滚卷后分别进行机械粗加工，然后进行大功率激光焊接成型后精密加工实现加强框6的制造；

三、前舱1与后舱3的精密铸造与机械加工及三维扫描检测；

四、钛合金3D打印增材制造成型；

五、铸造壳体、钛合金蒙皮4与加强框6组合焊接，包含控制变形的焊接顺序和对接焊与T型接头激光焊接参数、规避十字焊接；

六、钛合金薄板激光焊接焊缝延伸率的测试；

七、大型舱体激光焊接焊缝质量检测与气密检测测试的综合检测。

本申请提供的大型复杂钛合金薄壁舱体的多种成型工艺方案，包含但不限于全部采用精密铸造、机械加工、激光焊接的多种工艺方式组合的实现方案，本申请克服了采用全部整体铸造无法实现的难题，同时克服了传统采用分多段整体铸造精密加工后进行焊接成型后的成本高、周期长、质量差等缺陷，通过融合精密铸造、精密加工、蒙皮4滚卷焊接与涨型、蒙皮4与舱体激光焊接、三维检测、特种检测与气密测试等多种工艺集成制造与综合检测的方法，实现了大型钛合金复杂舱体的高效率、高质量、低成本高效制造，为类似于该结构产品的大型复杂钛合金舱体制造提供了较好的工艺技术途径，具有非常好的创新性和现实的应用价值。本申请提出了测试钛合金激光焊接的延伸率测试方法，为其他金属合金的激光焊接延伸率测试方法提供了可实施的标准规范。

本发明中一个较佳的实施例，方法包括四个阶段：

第一阶段：蒙皮4切割滚转与激光焊接及涨形；

第二阶段：加强框6滚弯及精密加工与焊接；

第三阶段：前后舱3石墨形精密铸造与精密加工；

第四阶段：舱体、加强框6、蒙皮4组合装配后激光焊接；

本申请总体工艺流程方案如下：

1)精密铸造及热等静压；

2)精密机械加工与三维扫描检测；

3)蒙皮4与加强框6滚卷、激光焊接及涨型；

4)双焊缝焊接、错位焊接；

5)气密检测与焊缝检测；

其中激光焊接工艺参数如下：

1.壳体工艺蒙皮42.5mm厚的光纤激光切割工艺规范：

P＝2-3.5KW；V＝3-6m/min；ΔF＝-2.5～3.0mm；

2.壳体蒙皮4与中段2加强框6及前后段光纤激光焊接工艺规范，且蒙皮4采用双焊缝，厚度为2.5mm；

止口对接激光焊接参数：P＝2.5-2.7KW；V＝1.7-2.0m/min；ΔF＝+3～+4mm；

T型接头焊接参数：P＝2.7-2.9KW；V＝1.6-1.9m/min；ΔF＝+3～+4mm；

3.中间加强框6对接焊接，采用激光焊加氩弧焊接盖面，且激光焊接坡口钝边尺寸为6mm；

P＝4.9-5.4KW；V＝1.8-2.1m/min；ΔF＝+3～+4mm；

4.内筒前段与后段组焊，采用止口对接焊接，有效焊接厚度为4.5mm；

P＝3.4-3.8KW；V＝1.7-1.9m/min；ΔF＝+3～+4mm。

本发明中一个较佳的实施例，请参考附图1，金属舱体的材料为钛合金，舱体总长3038mm，金属舱体段直径为φ664mm；前舱1为薄壁加筋结构，薄壁部分壁厚δ1＝2.5mm，长度为330mm；中段2为壁厚δ2＝2.5mm薄壁圆筒结构，长度为2220mm；后舱3为薄壁加筋结构，薄壁部分壁厚δ3＝2.5mm，内部分布四处Φ72mm舵孔；金属舱体段内部装有内筒，材料为钛合金，长度为2240mm，大端主体外径为Φ397mm,小端主体外径为Φ240mm。

本发明中一个较佳的实施例，请参考附图1和2，本申请产品成型包括分体铸造、机械加工、蒙皮4滚卷热涨型及激光焊接方案，方案包括两端前后舱3两段分体铸造、机械加工、中间蒙皮4三节滚卷热涨型、激光焊接，根据金属舱体结构，将燃油控制舱体拆分为前、中、后三个端框10及上蒙皮4，底部蒙皮4共5个零件，分别成形后再焊接为整体；三种端框10采用板料机械加工，蒙皮4为圆锥面，厚度为2.5mm，可采用板料热成形；

特点：采用5个零件组焊在一起，有3～4条环焊缝，2～4条纵焊缝，焊缝较多，在变形控制上的难度略大一些，但是蒙皮4通过涨型后成形精度高于方案一，制造的产品整体质量高于方案一；同时研制周期短，可并行开展工作，综合成本低，总体风险小；

各零部件工艺路线如下：

1、前段、后段：物铸造、跟厂验收-入厂复验-加工-检荧光-吹砂；

2、三段蒙皮4：物下料-成形-退火-校形-酸洗-焊接-X光检验-退火、胀形-X光、超声波检验-平端面；

3、中段2加强框6：物下料-热处理；

4、金属壳体9：齐套-清洗-焊接-荧光检验-车端面-加工端面对接孔-气密-视情况补焊-吹砂-校形-终检。

本发明中一个较佳的实施例，蒙皮4包括上蒙皮4、中蒙皮4、底蒙皮4；加强框6包括中段2加强框6和两段加强框6；金属壳体9分为前、后段、中间蒙皮4采用激光焊接成型，其中前、后段采用铸造、加工成型，原材料为ZTC4，前后端面留余量；中段蒙皮4分为三段滚卷焊接成型；燃油内筒分为大、小段采用激光焊接成型，其中大、小段采用铸造、加工成型，原材料为ZTC4，前后端面留余量；

金属舱体制造方法流程如下：

前舱1:物铸造加工-入厂复检-荧光检验；

中段蒙皮4:物下料-成形-退火-校形-酸洗-焊接-X光检验-退火、校形-X光检验、超声波-平端面、加工外形；

中段蒙皮4:物下料-成形-退火-校形-酸洗-焊接-X光检验-退火、校形-X光检验、超声波-平端面、加工外形；

中段加强框6:物下料-校形-酸洗-焊接-X光检验-热处理-X光检验-检超声-机械加工；

后段:物铸造加工-入厂复检-荧光检验；

后段前罩:物下料-成形-退火-校形-荧光检验；

后段封板1:物下料；

后段封板2:物下料；

中段加强框61:物下料-校形-酸洗-焊接-X光检验-热处理-X光检验-超声检验-机械加工；

金属壳体9：齐套-清洗-焊接-X光射线检验-焊接-荧光检验-视情况补焊-荧光检验-车端面-气密-视情况补焊-吹砂-终检。

本发明中一个较佳的实施例，包括金属舱体焊接接口方法，请参阅附图3和4，金属舱体焊接接口方法包括以下步骤：

金属舱体的总体结构可将金属壳体9分为前端框10、中段蒙皮4、后端框10，前端框10、后端框10采用铸件机械加工，中段蒙皮4采用2.5mm厚的钛板滚卷焊接热成形；金属舱体内部装有内筒，外表面有四个保护罩5，位于蒙皮4和端框10上；将每个保护罩5分成两部分：前保护罩51和后保护罩52，前保护罩51采用板料热成形，后保护罩52与后端框10一起铸造成形，并构成封闭的舱段结构，使前保护罩51与蒙皮4之间没有严格的密封要求；前保护罩51与蒙皮4为角焊，前、后保护罩52之间为带止口的激光焊；

蒙皮4与端框10之间采用止口对接，即在端框10上加工出止口，宽10mm，深2.5mm，，蒙皮4插在止口部位进行定位焊接，加工前应根据蒙皮4的外圆柱度进行配加工；前保护罩51与蒙皮4采用角焊，前保护罩51与后保护罩52之间，采用止口对接的接头形式，在后保护罩52上加工出宽3mm，深2.5mm的焊接坡口；焊接前，在前、后端框10的端面各留1.5mm加工余量，在焊后需车加工前后端面，保证总长度和前、后端的平行度。

本发明中一个较佳的实施例，请参阅附图5和6，前舱1、后舱3铸造工艺方案如下：

前舱1铸件φ674非整圆，长度340mm，壁厚7.5mm，属于圆筒形铸件，产品结构如图5所示；后舱3铸件外形尺寸788x788x530mm，最薄壁厚7.5mm，内部结构比较复杂，属复杂圆筒形铸件，产品结构如图6所示。前舱1、后舱3属于铸造难度一般的铸件；

前舱1、后舱3铸造技术指标要求如下：

1)本产品为GJB2896A-2007I类B级铸件2)铸件的供货状态为热等静压状态3)铸件尺寸公差不低于GB/T6414-1999中CT8级的规定4)铸件表面质量满足B级要求5)铸件内部质量满足B级要求6)舱段端框10对接部位40mm范围内、所有的支架、仪器设备安装凸台、蒙皮4与口框结合部位的肋条等不允许补焊；

包括前舱1、后舱3铸造工艺流程，前舱1及后舱3钛合金产品铸造工艺流程如图7所示，前舱1、后舱3铸造工艺流程如下：

铸造工艺方案制定-石墨铸造工艺设计-石墨制作-石墨组型及检验-刷涂料石墨除气-组型-真空自耗凝壳炉准备或二次重熔钛或钛合金电极准备-真空自耗凝壳炉熔铸-铸件退火、清铲、去除浇冒口、喷砂-含专用工装热静压(HIP)-喷砂-X光、荧光检验-喷砂-尺寸检验-化学成分、力学性能检验-尺寸检验-称重-交付；其中，若X光、荧光检验不合格，则执行以下流程：铸件补焊-喷砂-真空退火处理-喷砂-X光、荧光检验，直到X光、荧光检验合格执行下一步流程；若尺寸检验不合格，则执行以下流程：喷砂-矫形-X光、荧光检验-喷砂-尺寸检验，直到尺寸检验合格，执行下一步流程；

前舱1、后舱3铸造工艺方案：

a)铸型的选择：根据铸件结构特点、数量及研制工期，选择数控机加石墨型的铸造工艺方法；

b)工艺难点：内部为非加工面，最终产品壁厚2.5mm；

c)浇注系统的设计：根据铸件的结构特点和产品图纸及技术协议的要求，采用立式离心浇注工艺，每炉浇一件。为了使金属平稳进入型腔，在铸件的厚大部位上设计放射形横浇道，共两或三层。在铸件凝固前，浇道不应提前凝固，以使离心力发挥作用，补缩铸件。前舱浇注系统7及后舱浇注系统8示意图见图8和图9所示；

d)收缩率的确定：根据以往经验和产品特点，选择铸件的收缩率为1％；同时，为了保证铸件关键尺寸和形状，在铸件的非加工面的部分设置贴补量，在铸件交付前将该余量打磨方法去除；

舱体铸造难点及解决措施：

(1)变形性分析及解决措施

前舱1和后舱3产品均为筒形结构的零件，尺寸较大，铸造完成后，由于收缩等原因，产品的圆周方向容易发生凹陷或凸起变形，导致产品不合格；针对以上情况，采取以下措施来防止铸件变形：a)浇注前采用工装对铸型外形进行固定，浇注完毕后待铸件完全冷却后去除工装；b)在铸件上开设前舱加强筋11和后舱前舱加强筋31来防止铸件发生椭圆或局部凹陷或局部凸起；如图10和图11所示。

(2)内部质量分析及解决措施

前舱1零件与后舱3零件内部局部均存在厚大部位，如图12和图13所示，与主体壁厚相差较大，在浇注完成后极易形成内部缩孔缺陷。针对以上情况，采取以下措施保证铸件内部质量：a)开设浇口对铸件厚大部位进行补缩；b)通过热等静压弥补缺陷。

(3)表面质量分析及解决措施

铸件采用的是石墨型铸造工艺，铸型具有激冷能力，铸件在浇注过程中很容易在铸件的表面形成冷豆、流痕等缺陷。针对以上问题，采取以下措施保证铸件质量：a)在铸件内腔增加工艺补贴量，增加铸件壁厚，改善铸件表面质量。b)浇注前对铸型进行较高温度的预热。c)吹砂、打磨处理。

(4)尺寸分析及解决措施

零件外型面单面加工后壁厚仅为2.5mm，壁厚较薄，而尺寸较大，加之产品铸造过程中易发生变形，因此对加工后的零件壁厚影响较大，加工后存在壁厚变薄甚至加工穿透的风险，使得尺寸超差，影响使用。针对以上问题，采取以下措施保证零件尺寸：a)采取合适的收缩率及工艺补贴。b)采取防变形措施，减少铸件的变形。c)在铸件内部添加工艺补贴，后续通过打磨的方式去除保证零件尺寸。

产品铸造特殊过程、关键工序控制：

1产品特殊过程控制情况铸件的特殊过程设置为：熔炼、焊补、热等静压、热处理；

1)设备要求：可采用的设备的规格、性能指标已经得到准确识别；设备必须处于完好状态，必须建立相关的设备档案；

2)人员资格要求：公司从事本工种的操作人员必须经过岗前的业务培训，并经考核，考试合格，有总经理的上岗的授权(任命)；从事焊接的操作工人必须有政府劳动部门颁发的焊工(含特殊焊接工种)证书，并在有效期内；

3)使用特定的方法和程序的要求：本工序工艺规程必须得到识别和确定；必须有文件化的工艺操作规程或作业指导书；工艺参数已经得到确定。按文件化的工艺规范控制特殊过程的重要操作和参数；

4)记录要求：每一个特殊过程的确认记录；每一个特殊过程的生产记录或工艺参数记录或检测记录；记录的填写应符合“记录控制程序”的规定要求；

5)再确认要求：每年对特殊过程进行一次再确认；当设备或人员或使用的特定方法和程序发生变化时，应随时进行再确认，并履行相应的批准程序；

2产品关键工序控制情况

关键工序为石墨型尺寸检验和铸件尺寸检验。具体控制情况如下：

a)编制铸件工艺卡，明确关键工序，并签署完整后下发；

b)对铸件的生产过程进行关键工序标识，包括工艺文件及记录中加盖关键工序红色印章等；

c)关键工序实行“三定”管理：即定工序、定人、定设备；

d)质量管理技术员对关键工序实施情况进行监督指导。

1)产品铸造工艺设计：

①铸件工艺设计：根据零件结构分析结果，进行铸件结构设计，在加工部位放置余量，铸造加工工艺环等，铸件结构示意图如图10和图11所示，加工面采用余量5-8mm以便于后续调整中心基准。根据铸件结构特点、数量及研制工期，选择数控机加石墨型的铸造工艺方法。

②浇铸系统设计：

③工艺难点分析：外表面不加工，内部存在非加工面，最终产品壁厚2.5mm，圆筒长度较长，内部质量和表面质量要求高。

④收缩率的确定：根据以往经验和产品特点，选择铸件的收缩率为0.8％。同时，为了保证铸件关键尺寸和形状，在铸件的非加工面的部分设置贴补量，在铸件交付前将该余量去除。

2)石墨型铸造模具设计：根据浇铸系统方案及铸件结构特点，对石墨模型进行分型设计，主要有以下原则：①石墨型减少分块；②长石墨芯子采用螺杆串起来固定；③石墨型之间采用定位止口，防止组型偏差；④外形与芯子之间采用垫片保证铸件壁厚均匀；

3)铸型的除气：SFC内筒铸件的铸型除气，采用的设备为RT-1200真空除气炉，过程设计参数如附图14的表格所示。

4)熔炼浇注：内筒铸件使用的设备为300Kg凝壳炉，采用石墨型进行静止浇注，钛锭规格为Φ220，合金牌号为ZTC4，该批铸件的熔炼浇注设计参数见下附图15所示表格。

5)热等静压：铸件经过铸型清理、切割及表面修整后进行热等静压处理，SFC内筒铸件的热等静压设计参数见附图16所示的表格。

6)退火：为消除铸件的内部应力，稳定组织，铸件进行退火处理。SFC内筒铸件退火采用的设备为ZTR-1400真空退火炉，退火参数见下附图17所示的表格。

前舱1后舱3铸件产品质量情况：

4.1化学成分及力学性能

(1)一般要求：铸件产品基本达到一类B级要求，并都经过热等静压

(2)化学成分：前舱1、后舱3铸造工艺流程中，前舱1、后舱3铸件产品按GB/T15073-94《铸造钛及钛合金》进行化学成分检查，检验结果如附图18的表格所示，结果符合产品技术协议的规定；

力学性能：前舱1、后舱3铸造工艺流程中，前舱1、后舱3铸件产品按GJB2896A-2007《钛及钛合金熔模精密铸件规范》进行力学性能检查，检验结果如附图19所示的表格，其常温力学性能结果符合产品技术协议的规定，高温力学性能不合格；

前舱1、后舱3铸件三维检测；

前舱1、后舱3铸件的非加工表面检测结果如图20和21所示；

技术协议中规定的高温力学性能，通过实测值判断无法达到。其中GJB2896A-2007中高温力学性能见附图22所示的表格。

建议适当降低高温力学性能的指标。1)燃油控制舱壳体为首次铸造，采用石墨型工艺，根据以往类似产品的工艺经验设置工艺参数，产品实际尺寸存在些许偏差。2)由于采用石墨型铸造，非加工表面设置了0.5mm打磨量，由于工期紧任务急，存在局部打磨不到位情况。

铸造难点及工艺改进措施：

零件外形面单面加工后较薄处壁厚仅为3.0～3.5mm，而尺寸较大，且产品在铸造过程中易发生变形。因此零件在加工后存在壁厚变薄甚至穿透风险，影响使用。针对以上情况，采取以下措施保证铸件质量：1)采取合适的收缩率和工艺补贴；2)采取防变形措施，减少铸件变形；3)对铸造方案及铸造图进行审签。

根据铸件产品质量局部超差情况，完善后续产品加工技术协议及验收要求，制定铸件改进措施如下：1)协调铸件修改sfc壳体前舱1铸件的开口位置。2)协调铸件在sfc壳体后舱31.5°面增加3mm余量，内形上增加4处小圆凸台。3)协调铸件减少前舱1、后舱3外形上的余量。

本发明中一个较佳的实施例，前舱1及后舱3加工内容：

请参阅附图23-25，金属壳体9整体呈薄壁圆筒结构，总长3050mm，材料为TC4钛合金，整体分为前、中、后三段结构，前、后舱3为薄壁加筋结构，由铸造和机械加工成型。前、后舱3采用铸造后先进行机械加工，包含所有外型面及内部单机安装接口和焊接接口，然后进行激光焊接舱段组件。

焊接后先加工总长，再加工舵轴孔以及舵轴孔内型安装面、外形开口、两端面安装孔，其余尺寸全部在焊前加工到位。舵轴孔最小内径为φ80mm，舵轴孔内型安装面需加工范围为120mm×120mm，可以采用在卧镗上用反镗刀进行加工，外形开口为向心开口，也可直接在卧镗上进行加工，两端面的安装孔可以采用钻模进行加工。焊后加工需要一套用于卧镗加工的专用镗夹，以及加工端面孔所需要的一套钻模；

舱体机械加工工艺流程：

前舱1外形呈圆柱状，主要加工内容为外形、开口、端面下陷及孔、内侧凸台及孔。根据其加工特征，主要加工流程附图26所示的表格；

后舱3外形上有4处凸出的护罩，为非规则结构，主要加工内容为外形、舵轴孔、端面孔、内侧凸台及孔。根据其加工特征，主要加工流程附图27所示的表格；

本申请包括前舱1、后舱3机械加工工艺方法，前舱1机械加工工艺方法包括以下流程：

检验：入厂复验-划线：以前端内侧端面为轴向基准，协调总长尺寸-车：平端面，车外圆内孔-加工中心：加工外形、内侧凸台及孔、端面下陷及孔-钳工：攻螺纹、引象限线-检验：检尺寸-荧光：荧光检测-钳工：做标识-检验：终检；

后舱3机械加工工艺方法包括以下流程：

检验：入厂复验-划线：以四处舵轴孔中心为轴向基准，协调轴向尺寸-加工中心：加工检测基准面-检验：三维扫描，协调加工基准-加工中心：加工基准-加工中心：加工外形-车：平端面，车内孔-加工中心：加工内侧凸台及孔-钳工：攻螺纹，打象限标记-检验：检尺寸-荧光：荧光检测-钳工：做标识-检验：终检；

产品机械加工难点及解决方案：

(1)产品结构为异形且铸造件蒙皮4内形为非加工面，在装夹、找正协调基准不易。解决方案通过采用加工中心进行加工，通过预留基准工艺凸台综合协调产品中心、周向、上下面的基准。

(2)产品结构为薄壁结构，加工过程中刀具易产生振动导致零件变形，壁厚精度不易保证，存在壁厚超差的风险。解决方案如下：1)加工过程中增加内腔及外形辅助支撑或填充石膏，减少产品震颤；2)选用小直径刀具层切方式减少加工过程变形。

(3)产品加工改进措施：产品加工改进措施：优化加工流程，将30工序和40工序合并到一台机床上加工，减少加工周转时间；

由于钛合金强度、冲击韧性大，硬度稍低于Inconel 718，但其加工硬化非常严重，故在切削加工时出现温度高、刀具磨损严重的现象。日本学者T.Kitagawa等经过大量实验得出，用直径10mm的硬质合金K10两刃螺旋铣刀(螺旋角为30°)高速铣削钛合金，可达到满意的刀具寿命，切削速度可高达628m/min，每齿进给量可取0.06～0.12mm/z，连续高速车削钛合金的切削速度不宜超过200m/min。

钛合金的切削加工性比较差。主要原因为导热性差，致使切削温度很高，降低了刀具耐用度。600℃以上温度时，表面形成氧化硬层，对刀具有强烈的磨损作用。塑性低、硬度高，使剪切角增大，切屑与前刀面接触长度很小，前刀面上应力很大，刀刃易发生破损。弹性模量低，

弹性变形大，接近后刀面处工件表面回弹量大，所以已加工表面与后刀面的接触面积大，磨损严重。钛合金切削过程中的这些特点使其加工变得十分困难，导致加工效率低，刀具消耗大。

钛合金的加工性为45#钢的20-40％，硬度<HB300，会出现强烈的粘刀现象；HB>370又太硬使加工困难，最好加工的具有硬度HB300-370的钛合金。影响其可切削性的主要原因简述如下：①气体杂质(氧、氮和氢等)对钛合金的可切削性有很大影响，因为钛的化学活泼性高，很容易与气体杂质化合。当温度超过600度，钛被氧化，形成脆化层，即所谓“组织α化层”；与氢产生氢脆性；与氮在高温下形成硬而脆的TiN。②钛合金塑性小，明显影响其切削时的塑性变形。钛合金的变形系数仅为1甚至小于1，而普通碳钢的变形系数为3左右。切削时切屑与前刀面有极小的接触面，使接触区压力和局部温度高，刀具磨损快。③钛合金加工时会产生严重的加工硬化。④当C含量大于0.2％，钛合金会形成硬的碳化物，使刀具产生磨粒磨损，使切削性下降。

根据钛合金的性质和切削过程中的特点，加工时应考虑以下几个方面：

①尽可能使用硬质合金刀具，如钨钴类硬质合金与钛合金化学亲和力小、导热性好、强度也较高。低速下断续切削时可选用耐冲击的超细晶粒硬质合金，成形和复杂刀具可用高温性能好的高速钢。

②采用较小的前角和较大的后角以增大切屑与前刀面的接触长度，减小工件与后刀面的摩擦，刀尖采用圆弧过渡刃以提高强度，避免尖角烧损和崩刃。

③要保持刀刃锋利，以保证排屑流畅，避免粘屑崩刃。

④切削速度宜低，以免切削温度过高；进给量适中，过大易烧刀，过小则因刀刃在加工硬化层中工作而磨损过快；切削深度可较大，使刀尖在硬化层以下工作，有利于提高刀具耐用度。

⑤加工时须加冷却液充分冷却，不适合采用干切削。

⑥切削钛合金时吃刀抗力较大，故工艺系统需保证有足够的刚度。

由于钛合金易变形，所以切削夹紧力不能大，特别是在某些精加工工序时，必要时可使用一定的辅助支承。另外如螺纹加工尽可能采用机攻，避免手工攻丝进给不匀、中途停顿而造成的加工硬化。如图25为钛合金/不锈钢高速切削示意图；

钛合金很活泼，在高温下几乎与所有的C、N、O、Al、V等元素在高温下均可以发生反应。钛合金切削刀具的选型原则是采取以强制强(高强高硬)、以锋利制软粘(钛合金、不锈钢、塑料)、以磨制磨(复合材料)的策略。钛合金切削加工刀具应用技巧如下：

①刀具一定要有前角，一般5-10°前角即可；

②刀尖一定要磨成R1-R2(不大于R5)，切忌不能用尖刀；

③圆角形刀片R4(21R4、32R4、50R4)，加工平面用50R4，侧铣可用21R4；

④用球头刀采用高速的方式加工，线速度依据球头刀的直径和切削深度进行计算，在直刀的基础上转速可提高很多；

⑤采用上述刀具切削深度粗加工选择2mm最合适，切削宽度依据刀具直径按照75％Φ最合理；

⑥如采用插铣也需要选用带R的刀具(玉米铣刀、小飞刀、钻铣刀均可攻克它)，插铣深度不限制，插铣宽度要小于刀片的半径；

⑦其他切削参数可参照YEKL和瑞士纳米刀具的切削参数，推荐的这些参数是实践中的结果，相比德国YEKL的参数要保守很多；

⑧切削钛合金如单纯为节省刀具成本，采用高速刚刀具即可，大深度可采用高速刚刀具磨成带R1的牛鼻刀进行排钻加工PLUNGE MILLING，效果特好；

⑨切削速度和切削深度有相应的转换系数，对于不同的加工方式其原则不同，有的是深度越大越好，有的是宽度越大越好。

硬质合金刀具切削钛合金加工参数推荐：每齿进给量0.08·0.10mm/z，线速度为45m/min；如采用高速切削机床的电主轴铣削加工，不推荐直径Φ50mm以上的刀具切削加工。钛合金大进给/高速立铣加工时的结论如下：21R4效果优于菱形75度安装；大进给刀优于21R4牛鼻刀；球头铣刀高速切削也是一种非常实用的工程策略；如加工中心具备中心内冷功能时采用21R4、25R5、32R5、50R5、63R5的刀具进行切削粗精加工是效率最高的选择。而对于大余量的深腔加工，采用插铣的方法是效率最高的方案。工程中目前切削加工钛合金常用的选型是配备圆形刀片或八角型刀片的盘铣刀铣大平面，配备三角鼓型刀片实现钛合金的大进给铣削，配置菱形刀片进行深腔插铣，采用中心内冷的牛鼻刀进行宽行加工实现曲面的粗精加工。

本发明中一个较佳的实施例，包括蒙皮4成型及焊接工艺方案：

请参阅附图28，将金属壳体9分为前舱1、中段蒙皮4、中段2加强框6、后舱3，并明确了拆分位置和坡口状态。焊接过程中蒙皮4中段2分两段单独成型后再组焊，组焊时建议在两段之间增加环向加强筋，加强筋高度以不影响内筒及其它零件安装为宜。

中段蒙皮4方案：中段蒙皮4为2.5mm厚的钛筒，长度为2200mm(考虑到与端框10焊接每端插接10mm，总长度按2220mm)，因为长度太长，不便于成形，需要分为3段，为提高两段之间对合的精度，便于焊接，两段之间各增加1件加强框6进行连接，见图29和30所示。蒙皮4与加强框6之间采用止口对接的接头形式，在加强框6上加工出宽15mm，深2.5mm的焊接坡口，见图31和32所示；

中段蒙皮4成形难点：圆度和直线度的控制。解决措施：1)采用热胀形方法，并在胀形前提高蒙皮4预成形的精度，从而提高蒙皮4零件的成形精度。2)采用焊接夹具进行组合，加强组合状态直线度的检查和校正，提高组合的精度，从而提高产品组焊后的圆度和直线度精度。

蒙皮4成形工艺流程：下料-滚卷-预成形-酸洗-焊接-热胀形-焊缝及性能检测-去余量。蒙皮4与加强框6在壳体组合时再焊接。中段2使用钛合金蒙皮4滚卷+焊接成型，蒙皮4厚度2.5mm，长度1830mm，直径φ620mm，在精度要求较高的情况下成型困难。

解决方案：1)通过焊接试验确定2.5mm钛合金板材焊接横向收缩量范围，确定并控制蒙皮4展开料下料尺寸，通过控制蒙皮4焊接后的周长偏差来保证直径精度；2)壳体焊接过程中采用焊接工装定位，焊接工装由内支撑与外固定两部分组成，内支撑主要起到防止筒体收缩变形的作用，可以在两段对焊时保留在中段2内；外固定工装将工件固定在工作台上，防止窜动；

两段分别滚卷焊接后单独粗校形，再通过专用校形胎精确校形，采用热应力松弛校形技术进行焊后校形，该精确校形方法是基于材料高温应力松弛原理进行的，即在外力的作用下使工件的形状和尺寸保持不变，利用材料的高温软化和应力松弛原理来降低工件内部残余应力，减小回弹，提高壳体尺寸和形状精度；

蒙皮涨型方案：通过涨形工艺措施对内筒前段与后段对接部位进行热处理涨形措施，具体原理是利用钛合金线膨胀系数及弹性模量小，在加热涨形过程中的热应力小，能够在完全真空退火温度之前达到塑性变形的目的。工装采用20Cr马氏体不锈钢或者45#钢或者0Cr18Ni9Ti(316)奥氏体不锈钢进行涨型，考虑到工装自身高温强度及耐温性及涨形过程中对钛合金表面光洁度等影响，常用0Cr18Ni9Ti(316)奥氏体不锈钢或者是20Cr马氏体不锈钢作为工装，本专利方法采用两种不锈钢作为涨形工装进行涨形，以提高异形截面焊接前的对接装配轮廓精度，单边涨形余量通过500℃-750℃不完全退火温度计算分析获取。对接处壳体内型面直径为￠304mm/外型面直径为￠309mm,按照550℃温度环境进行不完全退火进行涨形，由于TC4钛合金在550℃以上面临性能急剧下降的风险，因此不完全等温退火采用不高于550℃的条件执行。

舱体焊接方法如下：

(1)焊接接头形式：

蒙皮4与端框10之间采用止口对接，即在端框10上加工出止口，宽3mm，深2.5mm，蒙皮4插在止口部位进行定位焊接；蒙皮4与加强框6之间以及前保护罩51与后保护罩52之间，也采用止口对接的接头形式，分别在加强框6、后保护罩52上加工出宽3mm，深2.5mm的焊接坡口；

(2)焊接工艺留量：

焊接前，在前、后端框10的端面(即壳体前后端面)各留1.5mm加工余量，在焊后需车加工前后端面，保证总长度和前、后端的平行度。因激光焊接每道焊缝收缩约0.1mm，各零件在长度上可留0～0.1mm的焊接收缩余量。

(3)焊接质量控制：

控制措施：对各部件的尺寸公差进行内控，以控制对合的间隙和错位量。用焊接夹具保证组合的精度和同轴度。采用成熟的工艺参数进行焊接，产品焊后进行荧光或X光检测，焊接试板进行性能检测。

(4)舱体精度内控指标：

前、中、后舱3成型后需采用激光焊连接，且成型后内外圆均不加工，因此对前、中、后舱3成型精度要求较高。建议中段2圆度不大于0.2mm、直径公差不大于0.15m，壳体圆度不大于0.3mm、直线度不大于0.3mm、直径公差不大于0.2mm；焊接后前、后舱3外圆同轴度不大于φ0.1mm、直线度不大于0.3mm、圆度不大于0.3mm。

(5)特种成型工装明细：

蒙皮4成型及舱体焊接所需工艺装备明细详见附图33所示表格。

舱体激光焊接工艺措施

(1)焊缝接头允许的最大贴合间隙、对缝间隙对比研究。

在极小的间隙条件下(对合间隙及圆弧面贴合间隙均小于0.1mm)，有助于获得较好的焊缝接头。但是为了适合工程应用，需要研究在大于0.1mm贴合间隙和对缝间隙条件下，焊缝接头的质量情况，并研究允许的最大贴合间隙和对缝间隙，这样能提高对间隙与焊缝质量关系的认识，有利于确定出合理的间隙条件。

(2)双焊道焊缝的焊接顺序和焊缝成型的相互影响关系。

因为小尺寸范围内两道焊缝可能相互影响，需要研究焊接顺序，以确定合理的有利的顺序，以减小影响，提高焊缝质量。蒙皮4双焊缝产品实物示意图如附图34和35所示。

(3)确定最优焊接工艺参数，主要焊接参数包括激光功率、焊接速度、离焦量。

焊接参数决定了热量输入，并影响焊缝连接的质量。需要进行对比试验，以确定合理的焊接工艺参数，以保证焊缝质量，并控制变形。采取的具体措施如下：1)保证两种焊接接头达到设计要求的Q4NT9RJ00M0-0JT1006《钛合金舱段激光焊接技术条件》I级焊缝要求；无裂纹、未焊透、未熔合等缺陷。2)保证T形接头分界面焊缝熔宽≥0.7mm；3)止口对接接头焊缝熔宽＞2.5mm，4)满足气密性要求(0.35MPa，60min)。

(4)sfc金属壳体9气密方案

燃油sfc金属壳体9焊接后气密检测方案，和燃油控制舱气密试验方案类似，工装采用两端加强框6密封方式，在两端加强框6位置使用两端夹板结构，然后使用长螺栓将两端夹板连接紧固，外端夹板与端框10之间增加密封绳进行密封。在一端夹板上设置进气接头，进行气密时，将压力试验管路与进气接头连接，从进气口加压0.35MPa，保压20min，压降小于0.005MPa满足气密要求。经过两次试验，舱体一次性分别通过内压0.1MPa气密检测和外压0.35MPa失稳考核。

(5)内筒与舱体之间的气密方案：

舱体与内筒气密结构采用双密封结构，即端框的端面密封和径向密封均设置密封槽，所述密封槽和密封圈的配对设计按照密封圈的压缩量设计较国标要求增加20％的压缩量原则进行，通过端面密封圈保证轴向密封和径向密封圈保证周向密封，从而通过双密封结构及较大的非标压缩量实现仓体的密封可靠性要求。

舱体铸造加工及焊接经验：

前舱1、后舱3铸造过程中内型面所留余量扩大，导致内型面加工周期过长。蒙皮4加强框6焊接后变形较小，轴向收缩在0.2-0.5mm之间，端框10平行度较好在0.2mm左右。后续进一步优化焊接前舱1体加工工艺及蒙皮4滚卷精度与焊接工装对接精度的提高，提高前后舱3加工精度的情况下将焊接坡口等全部加工到位，将蒙皮4焊接后的端面及坡口与密封槽的加工合并到焊接前完成，减少工序和加工周期，同时摆脱对大型数控卧车外协加工的依赖。后舱3四个耳片采用热成型后采用加工中心等提高耳片的焊接配合精度，规避人工打磨效率低下精度不高的缺陷。焊接完的舱体如图27所示。

蒙皮4滚卷精度通过采取了热涨型及线膨胀误差补偿等措施，蒙皮4滚卷及涨型后的圆度控制在小于0.5mm以内，取得的进步较大。其次在舱体焊接变形收缩与蒙皮4长度控制方面取得的进步较大。第一发金属壳体9焊接后，轴向长度存在一定的收缩；因舱体较长，需要核算因冬季和夏季温差较大导致的温度线膨胀导致的膨胀和收缩。后续金属壳体9需协调蒙皮4总长确保收缩的余量补偿、焊接后不再加工。同时对前期金属壳体9焊接对接装配工装存在多次返修，需考虑快速装配定位焊接的效率。

总结出的钛合金激光焊接经验质量流程控制如图28所示。钛及钛合金的焊接性能，具有许多显著特点，这些焊接特点是由于钛及钛合金的物理化学性能决定的。钛合金经验小结如下：

气体及杂质污染对焊接性能的影响：

在常温下，钛及钛合金是比较稳定的。但试验表明，在焊接过程中，液态熔滴和熔池金属具有强烈吸收氢、氧、氮的作用，而且在固态下，这些气体已与其发生作用。随着温度的升高，钛及钛合金吸收氢、氧、氮的能力也随之明显上升，大约在250℃左右开始吸收氢，从400℃开始吸收氧，从600℃开始吸收氮，这些气体被吸收后，将会直接引起焊接接头脆化，是影响焊接质量的极为重要的因素。

(1)氢的影响。氢是气体杂质中对钛的机械性能影响最严重的因素。焊缝含氢量变化对焊缝冲击性能影响最为显著，其主要原因是随缝含氢量增加，焊缝中析出的片状或针状TiH2增多。TiH2强度很低，故片状或针状TiH2的作用导致合金冲击性能显著降低；焊缝含氢量变化对强度的提高及塑性的降低的作用不明显。

(2)氧的影响。氧在钛的α相和β相中都有很高的熔解度，并形成间隙固深相，从而提高钛和钛合金的硬度和强度，使塑性显著降低。为了保证焊接接应的性能，除了焊接过程中严防焊缝及焊按热影响区发生氧化外，同时还应限制基本金属及焊丝中的含氧量。

(3)氮的影响。在700℃以上的高温下，氮和钛发生剧烈作用，形成脆硬的氮化钛(riN)，而且氮与钛形成间隙固溶体时所引起的晶格歪挪程度，比足量的氧引起后的后果更为严重，因此，氮对提高工业纯钛焊缝的抗拉强度、硬度，降低焊缝的塑性性能比氧更为显著。

(4)碳的影响。碳也是钛及钛合金中常见的杂质，实验表明，当碳含量为0.13％时，碳渗透在α钛中，焊缝强度极限有些提高，塑性有些下降，但不及氧氮的作用强烈。但是当进一步提高焊缝含碳量时，焊缝却出现网状TiC，其数量随碳含量增高而增大，使焊缝塑性急剧下降，在焊接应力作用处易出现裂纹。因此，钛及钛合金母材的含碳量不超过母材含碳量。

焊接接头裂纹问题：

钛及钛合金焊接时，焊接接头产生热裂纹的可能性很小，这是因为钛及钛合金中S、P、C等杂质含量很少，由S、P形成的低熔点共晶不易出现在晶界上，加之有效结晶温度区间窄小，钛及钛合金凝固时收缩量小，焊缝金属不会产生热裂纹。钛及钛合金焊接时，热影响区可出现冷裂纹，其特征是裂纹产生在焊后数小时甚至更长时间称为延迟裂纹。经研究表明这种裂纹与焊接过程中氢的扩散有关。焊接过程中氢由高温深池向较低温的热影响区扩散，氢含量的提高使该区析出TiH2量增加，导致热影响区脆性，另外由于氢化物析出使体积膨胀引起较大的组织应力，再加上氢原子向该区的高应力部位扩散及聚集，以致形成裂纹。防止这种延迟裂纹产生的办法，主要是减少焊接接头氢的来源。

焊缝中的气孔问题：

钛及钛合金焊接时，气孔是经常碰到的问题。形成气孔的根本原因是由于氢影响的结果。焊缝金属形成气孔主要影响到接头的疲劳强度。防止产生气孔的工艺措施主要有：

(1)保护氖气要纯，纯度应不低于99.99％。

(2)彻底清除焊件表面、焊丝表面上的氧化皮油污等有机物。

(3)对熔池施以良好的气体保护，控制好氩气的流量及流速，防止产生紊流现象，影响保护效果。

(4)正确选择焊接工艺参数，增加熔池深度停留时间有利于气泡溢出，可有效地减少气孔。

钛合金舱体激光焊接经验质量流程控制流程如附图36所示，舱体前期加工方案存在一定程度上的冒进，后续需调整加工端面和外圆的粗精加工余量，确保前舱1与后舱3精加工后两段焊接对接时的止口配合同轴度及两端面的平行度要求。在防隔热复合完成之后不再进行焊接坡口的二次加工；充分利用钛合金舱体整体结构强度、刚性较铝合金高很多，加工变形相对小很多同时对于热变形的反应也小很多等结构上的优势。

前后舱3钛合金整体刚性很强，但刀具磨损严重、加工效率相对低、加工费用高，尽量减少多次加工和反复周转，降低总体成本。通过牛鼻刀宽行加工及总体工艺优化与切削加工工艺等方面采取措施，后续钛合金舱体的加工效率和质量将得到显著的改进和提高。图29为带蒙皮4分体两段铸造后焊接的产品实物图，成型过程中出现大变形和校型，蒙皮4厚度不均匀，加工周期长，铸造质量差，铸造成本高等缺点；不适合作为批量生产的工艺方案。

金属壳体9窗口及安装支耳加工状态传递存在不及时的问题。前舱1、后舱3后续加工状态需提高舱体焊接前的对接形位精度，工艺内控指标要提高前后舱3分体状态下的平行度、平面度、圆度及同轴度精度要求，按照焊接后不再进行内端面、密封槽、焊接坡口、舵轴孔的加工，在焊接前全部加工到位。

结论：

通过集成精密铸造、机械加工、蒙皮4滚卷涨型、激光焊接等多种工艺手段，较好的完成了大型复杂钛合金舱体精密铸造加工与激光焊接技术应用并研制出高质量的产品。该方案突破了传统采用分段铸造或者整体铸造成本高、周期长、质量差等缺点，为类似于该结构产品的大型钛合金舱体提供了较好的工艺技术径。在后续批量生产过程中，包含四处支耳等可进一步优化随后段整体铸造出来，同时将蒙皮4分为两段，可大幅度提高效率和降低生产成本；不仅大幅度降低了产品的综合成本，极大地提高了产品的整体结构性能，为国内相关行业同类产品的精密铸造成型提供了较好的实现模式。

本申请技术特点总结如下：

一、蒙皮4成型涨型与舱体激光焊接技术创新点分析总结：

1)钛合金蒙皮4采用薄板滚转后进行激光焊接；

2)对半蒙皮4激光焊接后，利用钢与钛的线膨胀系数差异并基于钛合金的热处理工艺特性，在500-750°之间进行真空加热模具，通过热涨型成型提高圆筒形的圆度精度，然后进行筒体精密加工端面保证配合尺寸；

3)加强框6采用厚板钛合金板料滚转后，首先进行精密机械加工保证加强框6的圆度和端面的对接的平面度和平行度，然后进行激光焊接保证加强框6的整体轮廓度及尺寸精度和形位精度；

4)中间蒙皮4舱身采用纵向与横向搭建支撑框同时提高结构刚性，并改善结构的工艺性；

5)蒙皮4与框体焊接采用错位的方式进行轴向焊接，规避十字焊接区；同时采用双道环缝保证焊接的气密性；提高焊接连接可靠性；

6)焊接前先进行点焊定位焊，然后进行环缝连续焊接，焊接止口采用对接焊和T型焊接两种方式，保证连接强度和气密性；

7)环缝焊接时采取先中间后两边或者先两边后中间方式，先对接焊接后T型焊接方式；两种不同的模式交叉组合有四种组合，根据焊接缝隙及钛合金激光焊接收缩性及质量风险，选取最合理的最后方式原则为：先进行对接焊、然后进行T接焊；先进行中间的环缝焊接，后进行两侧的环缝焊接。

具体焊接顺序流程如下：

①先对最中间蒙皮4左右两侧进行对接焊的点焊，然后进行中间蒙皮4的对接焊后，完成T接焊；

②进行前段蒙皮4与加强框6I的定位焊接后进行T接焊，

③进行后段蒙皮4与加强框6II的定位焊接后进行T接焊，

④进行前段蒙皮4与前舱1体I的定位焊接后进行T接焊，

⑤进行后段蒙皮4与后舱3体II的定位焊接后进行T接焊，

⑥焊接荧光与气密检测。

8)焊缝的总长度为纵向6条对接焊缝，总长为2200X2为4.4米，环向共8条焊缝包含4条对接焊缝和4条T型搭接焊缝，单条环缝焊接长度为2086mm,八条焊缝总长为2086X8＝16688mm＝16.68米，长焊缝总长为21.08米；另外四个3D打印的钛合金盒子，其焊缝总长超过1米，总体焊缝长度超过22米。部分区域采用手持式激光填丝焊、21.08米全部采用激光焊，加强框6之间的对接焊采用激光焊，加强框6与纵梁之间采用手工填丝焊接。

二、钛合金激光焊接延伸率的测试方法：

请参阅附图37-40，本申请公开了钛合金激光焊接焊缝延伸率的测试方法，目前尚未有公开的钛合金薄板激光焊接延伸率的测试方法，设计如图所示的非标激光焊接试样进行激光焊接焊缝的断裂延伸率测试方法；具体实施是通过非标试样进行拉伸，分别制备出无激光焊接的母材试样进行拉伸、只进行纵缝激光焊接的非标试样拉伸、进行纵缝加横缝的激光焊接非标试样进行拉伸；通过三种拉伸试样得到的延伸率进行对比，可以测试出钛合金激光焊接的延伸率。通过测试得出，钛合金激光焊接本体力学性能可以达到母材的90％以上，焊接延伸率基本在5-8％之间，与母材的延伸率8％左右略微偏低20-30％。本专利创造性的提出了测试钛合金激光焊接的延伸率测试方法，为其他金属合金的激光焊接延伸率测试方法提供了可实施的标准规范。

三、前舱1及后舱3铸造后机械加工的技术创新点：

1)前段与后段均采用石墨型精密铸造后，进行精密机械加工，所有特征全部精密加工到位，焊接后不再进行加工；

2)加工过程中对铸件分阶段进行三维扫描，有效获取铸件变形控制收缩率并采取合理的措施；对石墨型铸件模具也进行三维扫描控制，确保装配满足工艺要求；

3)依据三维扫描内型轮廓为基准，找到最大的拟合圆柱作为加工中心基准，进行外项目和端面的粗精加工工序；

4)依据三维扫描结果，结合内型面基准，采用基于点元的加工方法，进行分区光滑处理加工，基于Hyper Mill点云的加工轨迹编程控制策略，保证壁厚的均匀性和重量不超标准。

在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。

在本申请的描述中，术语“第一”、“第二”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”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个特征。

本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想；同时，对于本领域的技术人员，依据本申请的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上，本说明书内容不应理解为对本申请的限制。

Claims (10)

1.一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法，其特征在于，包括：

前舱；

中段；

后舱，前舱、中段、后舱依次设置、连接；前舱、中段、后舱形成金属舱体，舱体外表面设有金属壳体；

蒙皮，蒙皮设于中段外侧；

保护罩，保护罩设于中段蒙皮外侧；

加强框，加强框设于中段内；

所述方法包括：铸造、机械加工、滚转成型、激光焊接、热处理、塑性成型方法和铸件缺陷特种检测、三维扫描检测、激光焊接延伸率检测、气密检测方法；

所述方法包括以下步骤：

一、通过2.5mm钛合金蒙皮滚卷后激光焊接，然后充分利用不锈钢-钛合金线膨胀系数差异及钛合金真空热处理特性，实现500-750°热涨型提高蒙皮筒体的成型精度；

二、通过对8-10mm厚钛板滚卷后分别进行机械粗加工，然后进行大功率激光焊接成型后精密加工实现加强框的制造；

三、前舱与后舱的精密铸造与机械加工及三维扫描检测；

四、钛合金3D打印增材制造成型；

五、铸造壳体、钛合金蒙皮与加强框组合焊接，包含控制变形的焊接顺序和对接焊与T型接头激光焊接参数、规避十字焊接；

六、钛合金薄板激光焊接焊缝延伸率的测试；

七、大型舱体激光焊接焊缝质量检测与气密检测测试的综合检测。

2.根据权利要求1所述的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法，其特征在于，所述方法包括四个阶段：

第一阶段：蒙皮切割滚转与激光焊接及涨形；

第二阶段：加强框滚弯及精密加工与焊接；

第三阶段：前后舱石墨形精密铸造与精密加工；

第四阶段：舱体、加强框、蒙皮组合装配后激光焊接；

其中激光焊接工艺参数如下：

1.壳体工艺蒙皮2.5mm厚的光纤激光切割工艺规范：

P＝2-3.5KW；V＝3-6m/min；ΔF＝-2.5～3.0mm；

2.壳体蒙皮与中段加强框及前后段光纤激光焊接工艺规范，且蒙皮采用双焊缝，厚度为2.5mm；

止口对接激光焊接参数：P＝2.5-2.7KW；V＝1.7-2.0m/min；ΔF＝+3～+4mm；

T型接头焊接参数：P＝2.7-2.9KW；V＝1.6-1.9m/min；ΔF＝+3～+4mm；

3.中间加强框对接焊接，采用激光焊加氩弧焊接盖面，且激光焊接坡口钝边尺寸为6mm；

P＝4.9-5.4KW；V＝1.8-2.1m/min；ΔF＝+3～+4mm；

4.内筒前段与后段组焊，采用止口对接焊接，有效焊接厚度为4.5mm；

P＝3.4-3.8KW；V＝1.7-1.9m/min；ΔF＝+3～+4mm。

3.根据权利要求1所述的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法，其特征在于，所述金属舱体的材料为钛合金，舱体总长3038mm，金属舱体段直径为φ664mm；前舱为薄壁加筋结构，薄壁部分壁厚δ1＝2.5mm，长度为330mm；中段为壁厚δ2＝2.5mm薄壁圆筒结构，长度为2220mm；后舱为薄壁加筋结构，薄壁部分壁厚δ3＝2.5mm，内部分布四处Φ72mm舵孔；金属舱体段内部装有内筒，材料为钛合金，长度为2240mm，大端主体外径为Φ397mm,小端主体外径为Φ240mm。

4.根据权利要求1所述的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法，其特征在于，所述方法包括两端前后舱两段分体铸造、机械加工、中间蒙皮三节滚卷热涨型、激光焊接，根据金属舱体结构，将燃油控制舱体拆分为前、中、后三个端框及上蒙皮，底部蒙皮共5个零件，分别成形后再焊接为整体；三种端框采用板料机械加工，蒙皮为圆锥面，厚度为2.5mm，可采用板料热成形；

各零部件工艺路线如下：

1、前段、后段：物铸造、跟厂验收-入厂复验-加工-检荧光-吹砂-；

2、三段蒙皮：物下料-成形-退火-校形-酸洗-焊接-X光检验-退火、胀形-X光、超声波检验-平端面；

3、中段加强框：物下料-热处理；

4、金属壳体：齐套-清洗-焊接-荧光检验-车端面-加工端面对接孔-气密-视情况补焊-吹砂-校形-终检。

5.根据权利要求1所述的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法，其特征在于，所述蒙皮包括上蒙皮、中蒙皮、底蒙皮；所述加强框包括中段加强框和两段加强框；金属壳体分为前、后段、中间蒙皮采用激光焊接成型，其中前、后段采用铸造、加工成型，原材料为ZTC4，前后端面留余量；中段蒙皮分为三段滚卷焊接成型；燃油内筒分为大、小段采用激光焊接成型，其中大、小段采用铸造、加工成型，原材料为ZTC4，前后端面留余量；

金属舱体制造方法流程如下：

前舱:物铸造加工-入厂复检-荧光检验；

中段蒙皮1:物下料-成形-退火-校形-酸洗-焊接-X光检验-退火、校形-X光检验、超声波-平端面、加工外形；

中段蒙皮2:物下料-成形-退火-校形-酸洗-焊接-X光检验-退火、校形-X光检验、超声波-平端面、加工外形；

中段加强框:物下料-校形-酸洗-焊接-X光检验-热处理-X光检验-检超声-机械加工；

后段:物铸造加工-入厂复检-荧光检验；

后段前罩:物下料-成形-退火-校形-荧光检验；

后段封板1:物下料；

后段封板2:物下料；

中段加强框1:物下料-校形-酸洗-焊接-X光检验-热处理-X光检验-超声检验-机械加工；

金属壳体：齐套-清洗-焊接-X光射线检验-焊接-荧光检验-视情况补焊-荧光检验-车端面-气密-视情况补焊-吹砂-终检。

6.根据权利要求1所述的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法，其特征在于，包括金属舱体焊接接口方法，金属舱体焊接接口方法包括以下步骤：

金属舱体的总体结构可将金属壳体分为前端框、中段蒙皮、后端框，前端框、后端框采用铸件机械加工，中段蒙皮采用2.5mm厚的钛板滚卷焊接热成形；金属舱体内部装有内筒，外表面有四个保护罩，位于蒙皮和端框上；将每个保护罩分成两部分：前保护罩和后保护罩，前保护罩采用板料热成形，后保护罩与后端框一起铸造成形，并构成封闭的舱段结构，使前保护罩与蒙皮之间没有严格的密封要求；前保护罩与蒙皮为角焊，前、后保护罩之间为带止口的激光焊；

蒙皮与端框之间采用止口对接，即在端框上加工出止口，宽10mm，深2.5mm，，蒙皮插在止口部位进行定位焊接，加工前应根据蒙皮的外圆柱度进行配加工；前保护罩与蒙皮采用角焊，前保护罩与后保护罩之间，采用止口对接的接头形式，在后保护罩上加工出宽3mm，深2.5mm的焊接坡口；焊接前，在前、后端框的端面各留1.5mm加工余量，在焊后需车加工前后端面，保证总长度和前、后端的平行度。

7.根据权利要求1所述的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法，其特征在于，包括前舱、后舱铸造工艺流程，所述前舱、后舱铸造工艺流程如下：

铸造工艺方案制定-石墨铸造工艺设计-石墨制作-石墨组型及检验-刷涂料石墨除气-组型-真空自耗凝壳炉准备或二次重熔钛或钛合金电极准备-真空自耗凝壳炉熔铸-铸件退火、清铲、去除浇冒口、喷砂-含专用工装热静压(HIP)-喷砂-X光、荧光检验-喷砂-尺寸检验-化学成分、力学性能检验-尺寸检验-称重-交付。

8.根据权利要求1所述的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法，其特征在于，所述前舱、后舱铸造工艺流程中，前舱、后舱铸件产品按GB/T15073-94《铸造钛及钛合金》进行化学成分检查；所述前舱、后舱铸造工艺流程中，前舱、后舱铸件产品按GJB2896A-2007《钛及钛合金熔模精密铸件规范》进行力学性能检查。

9.根据权利要求1所述的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法，其特征在于，包括前舱、后舱机械加工工艺方法，所述前舱机械加工工艺方法包括以下流程：

检验：入厂复验-划线：以前端内侧端面为轴向基准，协调总长尺寸-车：平端面，车外圆内孔-加工中心：加工外形、内侧凸台及孔、端面下陷及孔-钳工：攻螺纹、引象限线-检验：检尺寸-荧光：荧光检测-钳工：做标识-检验：终检；

所述后舱机械加工工艺方法包括以下流程：

检验：入厂复验-划线：以四处舵轴孔中心为轴向基准，协调轴向尺寸-加工中心：加工检测基准面-检验：三维扫描，协调加工基准-加工中心：加工基准-加工中心：加工外形-车：平端面，车内孔-加工中心：加工内侧凸台及孔-钳工：攻螺纹，打象限标记-检验：检尺寸-荧光：荧光检测-钳工：做标识-检验：终检。

10.根据权利要求1所述的一种大型钛合金舱体精密成型多工艺集成制造成型方法，其特征在于，包括蒙皮成型及舱体焊接方法，其中，蒙皮成形工艺流程如下：

下料-滚卷-预成形-酸洗-焊接-热胀形-焊缝及性能检测-去余量；蒙皮与加强框在壳体组合时再焊接；中段使用钛合金蒙皮滚卷及焊接成型，蒙皮厚度2.5mm，长度1830mm，直径φ620mm；

舱体焊接方法如下：

蒙皮与端框之间采用止口对接，即在端框上加工出止口，宽3mm，深2.5mm，蒙皮插在止口部位进行定位焊接；蒙皮与加强框之间以及前保护罩与后保护罩之间，也采用止口对接的接头形式，分别在加强框、后保护罩上加工出宽3mm，深2.5mm的焊接坡口。

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