一种钛合金盒形零件热拉深方法与流程

本发明涉及钛合金热成形技术领域，具体涉及一种钛合金盒形零件热拉深方法。

背景技术：

钛合金零件在航空航天领域得到越来越多的广泛应用，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。

在弹体结构中大量使用一种钛合金复杂型面并带有盒形下限的零件，成形过程中很容易圆角成形不到位，或由于变形量过大，在盒形立壁和或圆角处产生开裂。

技术实现要素：

(一)要解决的技术问题

本发明要解决的技术问题是：如何解决钛合金复杂型面带有盒形下陷零件热拉深成形的问题，消除现有热拉深工艺方法在皱纹、开裂等缺陷，达到钛合金等难变形板材零件的精确成形。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种钛合金盒形零件热拉深方法，所述零件具有双曲面型面，且双曲面型面带有盒形下陷，该方法利用一套模具实现，所述一套模具包括上模具1、中模具2和下模具3；所述上模具1具有凸模面和凸模面，中模具2具有凸模面，下模具3具有凸模面；所述上模具1、中模具2和下模具3通过定位对正型面，上模具1和下模具3分别安装在双动热成形压力机的上、下平台上；所述中模具2安装在顶杆4上，所述顶杆4与双动热成形压力机的下顶缸连接，所述顶杆4穿过下模具3将下顶缸的力施加到中模具2上；

所述上模具凸模面7能够与中模具凹模面5配合，上模具凹模具面8能够与下模具凸模面6配合，在一次成形过程中两道次成形零件上的不同型面；所述中模具2在第一道次成形过程中作为凹模使用，在顶杆4作用下中模具凹模面5与上模具凸模面7配合成形零件的曲面，在第二道次成形过程中用于实现压边圈功能，压边力可通过改变所述下顶缸的吨位实现调整；

所述上模具凹型面8和下模具凸型面6用于成形所述零件的盒形下陷，所述上模具凹型面8与下模具凸型面6耦合之后具有间隙；所述中模具凹型面5及上模具凸型面7耦合之后具有间隙。

所述方法包括以下步骤：

(1)将上模具1、下模具3分别安装在双动热成形压力机的上、下平台上，中模具2安装在顶杆4上，顶杆4与双动热成形压力机的下顶缸连接；

(2)根据钛合金成形工艺参数要求，在双动热成形压力机升温达到设定的钛合金零件成形温度后放入板料开始成形所述零件；

(3)双动热成形压力机的上平台向下移动，顶杆4在下顶缸的作用下对中模具2施加吨位，上模具1与中模具2闭合，在中模具凹模面5和上模具凸模面7的耦合下完成零件型面第一道次成形，成形零件整体双曲面外形，保压一定时间；

(4)上平台继续向下移动，中模具2在下顶杆4的作用下作为压边圈使用跟随上模具1继续向下运动，当与下模具3接触后减慢运行速度；

(5)成形行程达到上模具1与下模具3模闭合状态，上模具凹模具面8与下模具凸模面6耦合，完成零件型面上的盒形下陷的成形，在成形过程中调整下顶缸压边力以控制材料流动；

(6)上模具1、中模具2和下模具3合模后保压一定时间，零件成形完成，上模具1上移，开模取出零件，冷却至室温。

优选地，所述上模具凹型面8与下模具凸型面6耦合之后的间隙值为(1.5-2)倍零件最大位置壁厚。

优选地，所述中模具凹型面5及上模具凸型面7耦合之后的间隙为零件最大位置壁厚。

优选地，所述零件为飞行器舱体。

优选地，所述零件为TA15材料。

优选地，第2步中，在双动热成形压力机升温达到钛合金零件成形温度730℃后放入板料开始成形所述零件。

优选地，第3步中，双动热成形压力机的上平台以运行速度10mm/s向中模具2运动。

优选地，第3步中，成形零件整体双曲面外形后保压5min。

优选地，第4步中，当与下模具3接触后减慢运行速度为2mm/s，随着零件盒形下陷继续成形，零件变形越来越剧烈上模具1运行速度最终减慢为0.5mm/s。

优选地，第6步中，上模具1、中模具2和下模具3合模后保压30min。

(三)有益效果

本发明能够实现钛合金等难变形材料异型曲面带有盒形下陷零件热拉深压成形，解决了此类零件成形精度不高，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，采用两道道次拉深方案在一次成形过程中成形零件不同型面。发明工装结构简单，操作使用方便，降低批产成本，提高生产效率。解决了航空航天领域复杂型面钛合金零件精确成形难题。

附图说明

图1为采用本发明应用的钛合金复杂型面带有盒形下陷零件示意图；

图2为本发明提供的为实现钛合金复杂型面带下陷热拉深方法所采用装置的结构示意图；

图3为下模结构示意图；

图4为上模结构构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。

如图1所示，为所成形TA15钛合金零件，零件外形为双曲面贴合飞行器舱体，要求精度较高，在双曲面型面带有大面积较深下陷。零件成形难度大，模具设计不合理或工艺不当容易在表面形成起皱，盒形件立壁和圆角容易开裂。

如图2至图4所示，本发明提供的一种实现上述钛合金复杂型面钛合金零件TA15成形所使用的装置包括上模具1、中模具2和下模具3，上模具1、中模具2和下模具3通过定位对正型面，上模具1和下模具3分别安装在上、下平台上。中模具2安装在顶杆4上，顶杆4与下顶缸连接，顶杆4穿过下模具3将下顶缸的力施加到中模具2上。上模具凸模面7与中模具凹模具面5配合，上模具凹模具面8与下模具凸模面6配合，在一次成形过程中两道次成形零件上的不同型面。

中模具2在第一道次成形过程中作为凹模使用，在顶杆4作用下凹模面5与上模具凸模面7配合成形零件曲面。在第二道次成形过程中实现压边圈功能，可以通过改变下顶缸吨位控制压边力。在试验过程中控制材料流动，防止零件皱纹和开裂。

所述上模具凹型面8和下模具凸型面6成形零件上的盒形下陷，需要设计上模具凹型面8与下模具凸型面6耦合之后的配合间隙，间隙值为(1.5-2)倍零件最大位置壁厚。

所述上模具1及下模具3从接触到闭合过程中需要调整压边力，并且上模具1采用较低速度一直减速向下运行速度。

通过缩比计算得到所述中模具凹型面5及上模具凸型面7耦合之后的间隙为零件最大位置壁厚。

利用本发明提供的装置实现的钛合金复杂型面盒形零件热拉深方法，包括以下6个步骤：

(1)将一套模具安装在双动热成形压力机上，上模具1、下模具3分别安装在上、下平台上。中模具2安装在顶杆4上，顶杆4与下顶缸连接。

(2)根据钛合金成形工艺参数要求，在双动热成形压力机升温达到设定的钛合金零件成形温度730℃后放入板料开始成形零件。

(3)在双动热成形压力机的上平台向下移动，即以较大运行速度10mm/s向中模具2运动，顶杆4在下顶缸的作用下对中模具2施加吨位，上模具1与中模具2闭合，在中模具凹模面5和上模具凸模面7的耦合下完成零件型面第一道次成形，成形零件整体双曲面外形，保压5min。

(4)上平台继续向下移动，中模具2在下顶杆4的作用下作为压边圈使用跟随上模具1继续向下运动，当与下模具3接触减慢运行速度为2mm/s，随着零件盒形腔继续成形零件变形越来越剧烈上模具运行速度最终减慢为0.5mm/s。

(5)成形行程达到上模具1与下模具3模闭合状态，上模具凹模具面8与下模具凸模面6耦合，完成零件型面上的盒形下陷的成形。在成形过程中调整下顶缸压边力控制材料流动。

(6)上模具1、中模具2和下模具3合模后保压30min，零件成形完成，上模具1上移，开模取出零件，冷却至室温，切割，加工出零件，然后进行下一件零件成形。

可以看出，本发明根据零件型面特点利用一套模具在一次成形中分步实现不同型面热拉深成形。能够很好的解决复杂型面钛合金零件成形的一系列问题。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。