[实用新型]飞行器球壳等温成形装置

说明书

技术领域

本实用新型涉及的是一种锻造领域的装置，具体是一种飞行器球壳等温成形装置。 

背景技术

在航天航空飞行器零部件生产中，在掌控最佳批量生产时间条件下，保证零件设计的战术工艺性能是基本任务。 

在飞行器中，从金属消耗量观点来看，涉及各种几何形状的机体最多。这些零部件应当具有高的单位强度（破坏载荷与质量之比），因为在实际使用过程中环境条件变化极大，有可能遭遇极大载荷。 

在制造飞行器零部件中，广泛使用高强度钛合金TC4、BT14、BT20、BT23。这些合金具有高承压、质量小、高耐蚀寿命的特点。但是，由于材料高强度和低塑性，在压力加工条件下出现了问题。在解决这些问题未来方向是在一定速度～温度条件下等温压力加工，这时变形材料显示粘塑性和粘性流动，能够在相对低的工艺力下材料产生更大变形程度而不破坏，以保证高的充形程度和零件的几何尺寸参数的精度。 

用于承装燃料球壳、隔板是典型零件，其传统生产工艺是在压力机上多工序拉伸，工序间还要加热，或者在锤上模锻。 

这些工艺存在问题是，由于存在残余应力零件的精度水平低，残余应力引起零件外形扭曲，为了后续工序，需要钳工对零件大量修磨，以为后续氩弧焊或电子束焊接作准备。在许多情况下，残余应力存在在原始毛坯和变形板材中，它导致零件各向异性的力学性能和变形不均匀性。 

经过对现有技术的检索发现，中国专利文献号CN1814371公开日2006～08～09，记载了一种钛合金球壳超塑成形方法，该技术将钛合金坯料放入下模中，电炉加热升温至成形的下限温度时进行保温，保温完成后液压机下压成形同时继续升温，至达到成形的最高温度时停止成形，一次循环结束;降温至成形的下限温度下50℃～80℃时开始升温，至成形的下限温度开始成形，达到成型最高温度时再停止成型，二次循环结束，如此经多次循环至成型完成;所述成型方法中，成型的温度范围为800℃～900℃且仅在升温过程中成型，温度变化幅度为100℃，成型速度0.6mm/min～1.0mm/min。可用于800mm以下不同直径，不同壁厚钛合金球壳的成型，利用该工艺方法为深潜器提供所需耐压球，成型的钛合金球壳内表面无需加工，外表面和顶部加工余量很小。该成形方法称为环境超塑性，但该现有技术需要在规定温度范围内反复升 温、降温，无疑会给模具带来温度变化应力，降低模具寿命；又因多次升温降温，从而降低生产率，致使制造成本高居不下；同时该技术实施过程中易在坯料表面形成又硬又脆的α壳，不仅降低产品精度，更会造成产品性能下降。 

现有技术中也存在模锻体积变形，但由于其均不涉及稳定化热处理，致使工件中存在残余应力，它将导致零件的各向异性的力学性能和变形不均匀性，同时现有技术中也没有对加热过程中坯料进行有效防氧化、防吸氢保护的操作，势必会影响产品最终性能，且现有技术得到的产品精度上也远远无法满足技术要求。 

实用新型内容

本实用新型针对现有技术存在的上述不足，提出一种飞行器球壳等温成形装置，制备得到更高精度且具有满足GJB2921～1997规范要求性能和变形参数的飞行器用球壳。 

本实用新型是通过以下技术方案实现的： 

本实用新型涉及一种飞行器球壳等温成形装置，该装置结构为相对称的上、下两部分且分别包括：模具、感应线圈、热电偶和通水冷却模座，其中：感应线圈设置在模具的外圈，热电偶设置在模具的内部，通水冷却模座与模具相固定。 

所述的模具包括上、下两部分，其中：上部分模具中设有氩气管路，下部分模具中设有半球形等温成形区域。 

所述的氩气管路的入口端位于模具的上部分外侧感应线圈上方；氩气管路的出口端位于模具的上部分正中且针对模具的下部分，该出口端包括出口孔以及与之相连的盘状凹腔。 

所述的通水冷却模座内部设有冷却进水管和冷却排水管，其中：若干根冷却进水管以S形结构设置于通水冷却模座的上部分，对应若干根冷却排水管设置于通水冷却模座的下部分，通过将冷却进水管的入口端与水泵相连并与压力机同步输入冷却水，实现模具的降温。 

所述的模具采用镍基合金IN100铸造，半球形等温成形区域采用电火花机床放电加工制成；模具的温度用设置于半球形等温成形区域表面的热电偶监控，实现平均变形程度保持在25％-35％，优选为30%。 

本实用新型涉及上述装置制备得到的飞行器球壳，该球壳沿着变形零件半径区域到球顶壁厚的变化：对钛合金材料为1.15~0.55mm。