CN117415241A - 一种航空航天用筒体加工方法及热定形工装 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种航空航天用筒体加工方法及热定形工装，包括如下步骤：S1、对坯料进行预处理，得到第一半成品；S2、依据第一半成品确定胀形模具结构，且胀形模具的膨胀系数小于坯料的膨胀系数；S3、对第一半成品进行防护处理，得到第二半成品；S4、将第二半成品装配至胀形模具后加热胀型，得到筒体。本航空航天用筒体加工方法及热定形工装，利用胀形模具与待加工元件之间的热膨胀系数的差异对坯料进行精密成形加工，既能够解决常规模具对坯料加工时多次装配造成模胎磨损的问题，有采用了加热更稳定均匀的热膨胀方式对元件进行成型加工，提高元件的精密程度、减少加工时间，且无需对元件进行后处理加工，简化操作同时降低生产成本。
Description
技术领域
本发明涉及元件加工技术领域，具体指一种航空航天用筒体加工方法及热定形工装。
背景技术
随着工业产业的快速发展，实际生产过程中对于元件的加工精度以及加工方法均随之不断更新，尤其是对于航空航天领域来说，其装配时所需的筒体元件需要兼具质量稳定、厚度均匀、尺寸精准、无明显加工疵点等要求。
现阶段对于此类元件大多采用常规液压机进行冲压制备，一方面，冲压加工对于模具的依赖性极高，在使用时如果不能保证冲压机与模具的精密配合则很难使加工元件兼具上述特点，另一方面，冲压加工的生产成本较高，并且在使用时还存在噪音、振动等公害。因此，现阶段研发一种能够代替冲压加工且兼具灵活使用、成本低廉、加工质量高等优势的加工方法是十分必要的。
发明内容
为此，本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术中冲压加工与模具的配合有误差、成本高、存在污染等问题，提供一种航空航天用筒体加工方法及热定形工装。
为解决上述技术问题，本发明提供了一种航空航天用筒体加工方法，包括如下步骤：S1、对坯料进行预处理，得到第一半成品；S2、依据所述第一半成品确定胀形模具结构，且所述胀形模具的膨胀系数小于所述坯料的膨胀系数；S3、对所述第一半成品进行防护处理，得到第二半成品；S4、将所述第二半成品装配至所述胀形模具后加热胀型，得到所述筒体。
在本发明的一个实施例中，步骤S1具体如下：S11、根据筒体数模建立坯料；S12、对所述坯料进行切割下料，之后进行卷圆加工，得到初加工坯料；S13、焊接所述初加工坯料并切割两端耳片，得到所述第一半成品。
在本发明的一个实施例中，步骤S13中采用自熔钨极氩弧焊进行焊接。
在本发明的一个实施例中，所述防护处理具体为：在所述第一半成品内外表面分别涂覆水基石墨。
在本发明的一个实施例中，步骤S2中依据所述坯料的膨胀系数及所述第一半成品的尺寸确定所述胀形模具结构。
在本发明的一个实施例中，步骤S4中所述加热胀型具体为真空加热胀型。
在本发明的一个实施例中，所述真空加热胀型温度为650～680℃，加热时间为2.0～2.5小时。
在本发明的一个实施例中，其还包括S5、对所述筒体进行质量检验并判断，当质量合格时，进行后续入库操作；当质量不合格时，修改毛坯尺寸后重复步骤S1-S5或更改加热温度后重复步骤S4-S5。
为解决上述技术问题，本发明还提供了一种热定形工装，利用上述航空航天用筒体加工方法制作筒体，其包括：模胎；至少一个吊环，所述吊环设置于所述模胎一端；工艺凸台，所述工艺凸台设置于所述模胎另一端。
在本发明的一个实施例中，待加工坯料基材为钛合金，所述模胎基材为不锈钢。
本发明的上述技术方案相比现有技术具有以下优点：
本发明所述的航空航天用筒体加工方法及热定形工装，利用胀形模具与待加工元件之间的热膨胀系数的差异对坯料进行精密成形加工，一方面，本发明能够解决常规模具对坯料加工时需要多次装配，进而会造成模胎磨损的问题，另一方面，本发明采用加热更稳定均匀的热膨胀方式对元件进行成型加工，大大提高了元件的精密程度，同时减少了加工时间，此外，本发明无需对元件进行后处理加工，简化操作过程的同时大大降低了生产成本。
附图说明
为了使本发明的内容更容易被清楚的理解，下面根据本发明的具体实施例并结合附图，对本发明作进一步详细的说明。
图1是本发明一实施例中优选实施例中航空航天用筒体加工方法的流程示意图；
图2是本发明另一优选实施例中热定形工装的立体示意图。
说明书附图标记说明：01、模胎；02、吊环；03、工艺凸台。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，以使本领域的技术人员可以更好地理解本发明并能予以实施，但所举实施例不作为对本发明的限定。
本发明提供一种航空航天用筒体加工方法，其主要包括如下步骤：
S1、对坯料进行预处理，得到第一半成品；
S2、通过第一半成品确定胀形模具结构，且胀形模具的膨胀系数小于坯料的膨胀系数；
S3、对第一半成品进行防护处理，得到第二半成品；
S4、将第二半成品装配至胀形模具后加热胀型，得到筒体。
本发明的航空航天用筒体加工方法及热定形工装，利用胀形模具与待加工元件之间的热膨胀系数差异对坯料进行精密成形加工，一方面，本发明能够解决常规模具对坯料加工时需要多次装配，进而会造成模胎磨损的问题，另一方面，本发明采用加热更稳定均匀的热膨胀方式对元件进行成型加工，大大提高了元件的精密程度，同时减少了加工时间，此外，本发明无需对元件进行后处理加工，简化操作过程的同时大大降低了生产成本。
实施例一
参见图1所示，本实施例提供一种航空航天用筒体加工方法，具体步骤如下：
S1、对坯料进行预处理，得到第一半成品，进一步地，步骤S1具体如下：
S11、根据筒体数模建立坯料，本实施例中，坯料基材为钛合金，其两端带有引弧耳片，引弧耳片解决了焊接起弧与收弧时对零件的影响，提高了材料利用率，其最终产品所需尺寸直径为D1＝126mm，公差为±0.3mm，
S12、对坯料进行切割下料，之后进行卷圆加工，得到初加工坯料，本实施例中采用平面激光切割进行下料后通过卷圆机对其进行卷圆；
S13、焊接初加工坯料并切割两端耳片，得到第一半成品，具体地，首先采用钨极氩弧焊对其进行定位焊，随后采用自熔钨极氩弧焊进行后续焊接，带焊接完成后切割焊缝两端耳片，得到第一半成品。
S2、确定胀形模具结构，且胀形模具的膨胀系数小于坯料的膨胀系数。本实施例中，坯料基材为钛合金，胀形模具基材为不锈钢，进一步地，其优选为1Cr18Ni9Ti无缝管材，其壁厚≥10mm，且内部为空心结构，此种内部空心的结构设置可减少胀形模具材料费用，也可在定形加热时使胀形模具和内部加工元件受热更均匀，有效减少了加热时间、冷却时间，提高了设备利用效率。本实施例中，依据坯料的膨胀系数及第一半成品的尺寸确定胀形模具结构，具体地，钛合金坯料的热膨胀系数为α1＝9.7×10-6/℃，热膨胀模具的热膨胀系数为α2＝18.6×10-6/℃，加热温度由25℃升高至650℃，依据公式ΔA＝D1α1ΔT-D2α2ΔT(ΔA温度变化时二者尺寸变化量之差)可得所需热膨胀模具的内直径尺寸直径为D2＝125.65mm，考虑到零件公差要求，因此将膨胀模具的内直径尺寸设计为127.7±0.1mm。
S3、对第一半成品进行防护处理，得到第二半成品。本实施例中，防护处理具体为在第一半成品内外表面分别涂覆水基石墨，次操作能够实现防止第二半成品氧化的同时减少其与胀形模具之间的摩擦力，从而便于组装以及降低二者之间的摩擦损伤。
S4、将第二半成品装配至胀形模具后加热胀型，得到筒体。进一步地，加热胀型具体为真空加热胀型，真空加热胀型温度为650℃，加热时间为2.0小时，待其冷却至室温后取出，获得满足尺寸要求的薄壁筒体。本实施例具体采用压机进行加压装配至第二半成品完全进入胀形模具。
S5、对筒体进行质量检验并判断，本实施例中，质检后产品质量合格，不合格，修改毛坯尺寸后重复步骤S1-S5进行再次加工，直至产品符合生产家共要求，至此完成一次对钛合金筒体的加工。在其他实施例中，操作如人愿也可以依据产品质量缺陷的严重程度以及形成原因选择更改加热温度后重复步骤S4-S5，以小幅度调整产品瑕疵。
综上，本航空航天用筒体加工方法及热定形工装，利用胀形模具与待加工元件之间的热膨胀系数的差异对坯料进行精密成形加工，一方面，本发明能够解决常规模具对坯料加工时需要多次装配，进而会造成模胎磨损的问题，另一方面，本发明采用加热更稳定均匀的热膨胀方式对元件进行成型加工，大大提高了元件的精密程度，同时减少了加工时间，此外，本发明无需对元件进行后处理加工，简化操作过程的同时大大降低了生产成本。
实施例二
本实施例提供一种航空航天用筒体加工方法，具体步骤如下：
S1、对坯料进行预处理，得到第一半成品，进一步地，步骤S1具体如下：
S11、根据筒体数模建立坯料，本实施例中，坯料基材为钛合金，其两端带有引弧耳片，其最终产品所需尺寸直径为D1＝125mm，公差为±0.2mm，；
S12、对坯料进行切割下料，之后进行卷圆加工，得到初加工坯料，本实施例中采用平面激光切割进行下料后通过卷圆机对其进行卷圆；
S13、焊接初加工坯料并切割两端耳片，得到第一半成品，具体地，首先采用钨极氩弧焊对其进行定位焊，随后采用自熔钨极氩弧焊进行后续焊接，带焊接完成后切割焊缝两端耳片，得到第一半成品。
S2、确定胀形模具结构，且胀形模具的膨胀系数小于坯料的膨胀系数。本实施例中，坯料基材为钛合金，胀形模具基材为不锈钢，进一步地，其优选为1Cr18Ni9Ti无缝管材，其壁厚≥10mm，且内部为空心结构，此种内部空心的结构设置可减少胀形模具材料费用，也可在定形加热时使胀形模具和内部加工元件受热更均匀，有效减少了加热时间、冷却时间，提高了设备利用效率。本实施例中，依据坯料的膨胀系数及第一半成品的尺寸确定胀形模具结构，具体地，钛合金坯料的热膨胀系数为α1＝9.7×10-6/℃，热膨胀模具的热膨胀系数为α2＝18.6×10-6/℃，加热温度由20℃升高至645℃，依据公式ΔA＝D1α1ΔT-D2α2ΔT(ΔA温度变化时二者尺寸变化量之差)可得所需热膨胀模具的内直径尺寸直径为D2＝125.65mm，考虑到零件公差要求，因此将膨胀模具的内直径尺寸设计为127.7±0.1mm。
S3、对第一半成品进行防护处理，得到第二半成品。本实施例中，防护处理具体为在第一半成品内外表面分别涂覆水基石墨，次操作能够实现防止第二半成品氧化的同时减少其与胀形模具之间的摩擦力，从而便于组装以及降低二者之间的摩擦损伤。
S4、将第二半成品装配至胀形模具后加热胀型，得到筒体。进一步地，加热胀型具体为真空加热胀型，真空加热胀型温度为645℃，加热时间为2.2小时，待其冷却至室温后取出，获得满足尺寸要求的薄壁筒体。本实施例具体采用压机进行加压装配至第二半成品完全进入胀形模具。
S5、对筒体进行质量检验并判断，本实施例中，质检后产品质量合格，可以直接进入下一装配过程。
实施例三
本实施例提供一种热定形工装，利用实施例一中的航空航天用筒体加工方法制作筒体，因此本实施例中待加工坯料基材为钛合金，模胎01基材为不锈钢，本热定形工装包括：模胎01；至少一个吊环02，吊环02设置于模胎01一端；工艺凸台03，工艺凸台03设置于模胎01另一端。参见图2所示，模胎01为一圆柱形中空筒状元件，在其一端的上表面围绕其轴向均匀间隔设有三个吊环02以在热定形装炉时便于吊装，在其他实施例中也可以依据实际使用情况相应设置其他数量的吊环02，相应地，多个吊环02也可以连接于其他位置，本发明对此不作具体限制，在模胎01的另一端部设有围绕其主体设置的工艺凸台03，工艺凸台03的设置能够解决钛合金筒体安装于加工车床时产生的相对摩擦损伤，以实现保护模胎01，使其避免磕碰、尺寸稳定的目的。进一步地，本实施例中，工艺凸台03与筒体之间固定连接，实为一体设置，以确保二者之间的连接稳定性。
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引申出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。
Claims (10)
1.一种航空航天用筒体加工方法，其特征在于：包括如下步骤：
S1、对坯料进行预处理，得到第一半成品；
S2、依据所述第一半成品确定胀形模具结构，且所述胀形模具的膨胀系数小于所述坯料的膨胀系数；
S3、对所述第一半成品进行防护处理，得到第二半成品；
S4、将所述第二半成品装配至所述胀形模具后加热胀型，得到所述筒体。
2.根据权利要求1所述的航空航天用筒体加工方法，其特征在于：步骤S1具体如下：
S11、根据筒体数模建立坯料；
S12、对所述坯料进行切割下料，之后进行卷圆加工，得到初加工坯料；
S13、焊接所述初加工坯料并切割两端耳片，得到所述第一半成品。
3.根据权利要求2所述的航空航天用筒体加工方法，其特征在于：步骤S13中采用自熔钨极氩弧焊进行焊接。
4.根据权利要求1所述的航空航天用筒体加工方法，其特征在于：所述防护处理具体为：在所述第一半成品内外表面分别涂覆水基石墨。
5.根据权利要求1所述的航空航天用筒体加工方法，其特征在于：步骤S2中依据所述坯料的膨胀系数及所述第一半成品的尺寸确定所述胀形模具结构。
6.根据权利要求1所述的航空航天用筒体加工方法，其特征在于：步骤S4中所述加热胀型具体为真空加热胀型。
7.根据权利要求6所述的航空航天用筒体加工方法，其特征在于：所述真空加热胀型温度为650～680℃，加热时间为2.0～2.5小时。
8.根据权利要求1所述的航空航天用筒体加工方法，其特征在于：其还包括S5、对所述筒体进行质量检验并判断，
当质量合格时，进行后续入库操作；
当质量不合格时，修改毛坯尺寸后重复步骤S1-S5或更改加热温度后重复步骤S4-S5。
9.一种热定形工装，其特征在于：利用权利要求1-8中任意一项所述的航空航天用筒体加工方法制作筒体，其包括：
模胎；
至少一个吊环，所述吊环设置于所述模胎一端；
工艺凸台，所述工艺凸台设置于所述模胎另一端。
10.根据权利要求9所述的热定形工装，其特征在于：待加工坯料基材为钛合金，所述模胎基材为不锈钢。
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