大曲率复杂型面钛合金零件的超塑成形/扩散连接成形方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及到一种大曲率复杂型面钛合金零件的超塑成形/扩散连接成形方法，适用于航空航天用钛合金等金属材料精密成形，属于钣金及热加工领域。
【背景技术】
[0002]超塑成形/扩散连接是二十世纪70年代发展起来的以一种整体结构成形的工艺技术，即SPF/DB技术，它是利用具有特定显微组织钛合金，在适当的温度及压力下，具有较大的材料延伸率和良好的扩散性能的特点，成形整体空心结构。可避开钛合金机械加工的缺点，缩短生产周期，降低制造成本，减重效果明显；提高结构完整性，增大结构设计自由度。在过去，航空航天产品零部件多采用铝合金机加结构或钛合金骨架蒙皮焊接结构，具有加工周期长、材料利用率低、制造成本高、产品平均密度大等特点。当前，航空航天产品零部件正向轻量化、复杂化及整体化方向发展，由于SPF/DB组合工艺技术具有优良的成形工艺特性，以美国为代表的国家正在大力推行该项技术在航空军事领域的应用，取得了显著的应用效果。
[0003]相比较于传统的蒙皮骨架焊接或铆接的制造方式，钛合金超塑成形/扩散连接(SPF/DB)工艺使飞行器结构具有重量轻、比强度和比刚度高、成形性好、构件尺寸精度高，可设计性高，有利于减重增航、大幅提升武器性能等特点，是解决导弹性能要求高、重量要求严的有效途径。钛合金超塑成形/扩散连接(SPF/DB)最常见的应用是用于平板外形以及小曲率的曲面外形夹层零件。
[0004]对于大曲率复杂型面的成形，普通热冲压方法成形时，对成形设备和模具要求增加顶出压紧装置，从而提高了生产难度、增加了生产成本。
[0005]本发明所称“大曲率”其含义是指:曲率半径不大于400mm ;曲线上某处的曲率反映的是曲线的弯曲程度，曲率和曲率半径成反比；曲率越大曲率半径越小，说明曲线弯曲的程度越高，钣金成形时零件起皱破裂的风险越大，成形越困难。本发明最适用于曲率半径10mm?400mm的钣金零件成形。
【发明内容】
[0006]本发明公开一种大曲率复杂型面钛合金零件的超塑成形/扩散连接成形方法，通过一套模具来完成。针对普通热冲压方法成形的缺点，旨在提出一种加工出的零件质量可控性和稳定性好，通用性强，加工合格率高的方法，有效地保证航空航天用大曲率复杂型面钛合金零件的超塑成形/扩散连接成形。
[0007]本发明采用如下技术方案:
[0008](I)坯料钣金预成形
[0009]根据最终成形零件的外形尺寸计算零件的展开尺寸，在零件易起皱区域对板材坯料进行预先切除多余料处理，使无压边成形后能得到表面无褶皱的板材坯料，并预留后续焊接工序合理间隙，两端预留定位面；将模具放入热成形机升温，将内、外层板材坯料分别放入模具成形，成形后对内、外层板材坯料分别焊接，再同时放入模具热校形；
[0010](2)毛坯件装配及焊接
[0011]将步骤(I)所得内、外层板坯料进行表面处理，然后按照双层结构要求，对内层板材坯料的外表面进行止焊剂图形涂敷，合装外层板材坯料得双层结构毛坯件，由两端预留定位面定位固定，对双层结构毛坯件的端面进行封焊，在预留好的进气道口位置处焊接进气管；
[0012](3)超塑成形/扩散连接
[0013]将模具放入热成形机升温，将封焊完成后的双层结构毛坯件放入模具，由模具两端定位销及定位槽定位，在模具合模压力及气压共同作用下进行扩散连接/超塑成形；成形完毕后进行表面处理并切割到要求尺寸。
[0014]在上述方案的基础上，
[0015]步骤(I)中，将模具放入热成形机升温到800?820°C时，放入坯料完成零件的热成形；
[0016]步骤(2)中，毛坯件装配定位由两端预留定位面保证；
[0017]步骤(3)中，将模具放入热成形机升温到920?950°C时，放入毛坯进行超塑成形/扩散连接；
[0018]在无任何压边力的作用下，通过同一套工装完成了大曲率钛合金板材的预成形及超塑成形/扩散连接，在多次成形过程中，在步骤(3)中，使用模具下模一端的槽口及另一端的定位销定位，保证了型面的定位精度。
[0019]本发明为降低工艺难度和复杂性，通过合理计算零件展开尺寸，改进钣金成形方法，创新性地在没有压边力的帮助下，完成了大曲率复杂型面零件的一次热成形，克服了零件的起皱失稳现象，降低了工装的结构复杂性。在分别完成了两层板材的预成型后，对内层板材进行止焊剂涂覆，然后合装内外板材并对端面进行封焊，在预留好的进气道口位置处焊接进气管。将其放入模具，完成零件的超塑成形/扩散连接成形。
[0020]本发明的大曲率复杂型面钛合金零件的超塑成形/扩散连接成形方法，可以实现大曲率双层结构零件的制备。相比较传统制造工艺，采用该工艺方法制造的零件具有结构重量更轻，比强度和比刚度高、成形性好、构件尺寸精度高，可设计性高等优点。
[0021]本发明板材的预成型及超塑成形/扩散连接成形通过同一套工装来完成，由于精确计算了零件的展开尺寸，在零件起皱区域进行了预先切除多余料处理，并预留了定位面，在预成形完成后再整体焊接并进行热校形。并利用同一套工装进行超塑成形/扩散连接成形。通过改进成形工艺方法，降低了工装的设计制造难度，缩短了生产周期，降低了生产成本。
【附图说明】
[0022]图1、大曲率复杂钛合金零件典型零件外形示意图；
[0023]图2、零件展开尺寸示意图；
[0024]图3、预成形及超塑成形/扩散连接成形工装总体结构示意图
[0025]图中标记表示:I上模，2定位销，3下模
【具体实施方式】
[0026]下面，结合附图和具体实施例，对发明作进一步的说明。
[0027]该钛合金零件为一种典型结构大曲率双层结构零件，其形状尺寸如下图1所示，外层为2mm厚钛板，内层为Imm厚钛板。
[0028](I)钣金预成形
[0029]根据最终成形零件的外形尺寸计算下料尺寸，在易起摺部位合理去除板材多余料，如下图2所示，使无压边成形后能得到表面无褶皱的坯料，并预留后续焊接工序合理间隙，预留两端定位面；将模具如下图3放入热成形机升温到800?820°C，将内、外层板材分别放入模具成形，使用下模(3) —端的槽口及另一端的定位销(2)定位，保证了型面的定位精度。如图3所示，成形后内、外板材分别焊接成一体，再同时放入模具热校形。
[0030](2)超塑成形/扩散连接用毛坯件装配及焊接
[0031]将内、外层板进行表面处理，然后按照双层结构要求对内层板材的外表面进行止焊剂图形涂敷，合装外层板材坯料得双层结构毛坯件，由两端面预留定位面定位固定，对双层结构毛坯件的端面进行封焊，在预留好的进气道口位置处焊接进气管；
[0032]3.超塑成形/扩散连接
[0033]将模具放入热成形机升温到920?950°C后，将封焊完成后的双层结构毛坯放入模具，由模具两端定位销及定位槽定位，在模具合模压力及气压共同作用下进行扩散连接/超塑成形。
[0034]成形完毕后进行表面处理并切割到要求尺寸。
[0035]以上所述仅为本发明的较佳可行实施例，并非因此局限本发明的专利范围，故凡是运用本发明说明书及附图内容所作的等效变化，均包含于本发明的保护范围。
【主权项】
1.一种大曲率复杂型面钛合金零件的超塑成形/扩散连接成形方法，包括如下步骤: (1)坯料钣金预成形 根据最终成形零件的外形尺寸计算零件的展开尺寸，在零件易起皱区域对板材坯料进行预先切除多余料处理，并预留后续焊接工序合理间隙，两端预留定位面；将模具放入热成形机升温，将内、外层板材坯料分别放入模具成形，成形后对内、外层板材坯料分别焊接，再同时放入模具热校形； (2)毛坯件装配及焊接 将步骤(I)热校形所得内、外层板坯料进行表面处理，然后按照双层结构要求，对内层板材坯料的外表面进行止焊剂图形涂敷，合装外层板材坯料得双层结构毛坯件，由两端预留定位面定位固定，对双层结构毛坯件的端面进行封焊； (3)超塑成形/扩散连接 将模具放入热成形机升温，将封焊完成后的双层结构毛坯件放入模具，由模具两端定位销及定位槽定位，在模具合模压力及气压共同作用下进行扩散连接/超塑成形；成形完毕后进行表面处理并切割到要求尺寸。
2.如权利要求1所述大曲率复杂型面钛合金零件的超塑成形/扩散连接成形方法，其特征在于:步骤(2)中，还包括在预留好的进气道口位置处焊接进气管。
3.如权利要求1所述大曲率复杂型面钛合金零件的超塑成形/扩散连接成形方法，其特征在于:步骤(I)中，将模具放入热成形机升温到800?820°C。
4.如权利要求1所述大曲率复杂型面钛合金零件的超塑成形/扩散连接成形方法，其特征在于:步骤(3)中，将模具放入热成形机升温到920?950°C。
【专利摘要】本发明涉及一种大曲率复杂型面钛合金零件的超塑成形/扩散连接成形方法。通过合理计算零件展开尺寸，精确计算了零件的展开尺寸，在零件起皱区域进行了预先切除多余料处理，在预成形完成后再整体焊接并进行热校形，将预成型并焊接完成后的零件放入同一套工装进行超塑成形/扩散连接成形。本发明在没有压边力的帮助下，预成型及超塑成形/扩散连接成形通过同一套工装来完成，完成了大曲率复杂型面零件的一次热成形，克服了零件的起皱失稳现象，降低了工艺难度和工装结构复杂性。本发明的优点，属于钣金及热加工领域。
【IPC分类】B23P15-00, B23K20-02, B21D37-16, B21D22-02
【公开号】CN104588982
【申请号】CN201410693454
【发明人】李妍华, 李保永, 王猛团, 秦中环
【申请人】北京航星机器制造有限公司
【公开日】2015年5月6日
【申请日】2014年11月26日