[发明专利]钛合金组件支撑盖板整体成型方法

说明书

技术领域

本发明涉及钛合金组件的成型领域，特别涉及一种钛合金组件支撑盖板整体成型方法。

背景技术

钛及钛合金是一种重要的金属材料，有比强度高、耐腐蚀、可焊接、中温性能好、无磁性等优点，在航空、航天、武器、船舶、核能等领域有着相当广泛的用途。另一方面，由于钛合金弹性模量低、屈强比高，在常温下成形时，变形抗力大，极易产生回弹，尤其是负角度零件(零件法兰曲面与相邻型腔夹角自117°过渡到60°)，采用常规成形方法难以实现整体成形结构，为应用带来了很多困难。因此，航空工厂中常用钛合金钣金零件主要采用热冲压成形(以下简称热成型)、激光成形与超塑成形等非常规的工艺方式。

为满足新型飞机在高空高速飞行下强度、刚度、耐热要求，某机型APU排气系统组件支撑盖板全部采用具有更好的耐热性能的材料，如钛合金耐热结构。支撑盖板零件的最大特点是零件为全曲面结构，曲率大，结构复杂，曲面成形难。

某机型APU排气系统钛合金支撑盖板组件，按设计要求对产品进行加工，在产品的加工中，零件加工能保证产品质量，但是对零件进行焊接组装时，由于焊接结构特殊，故无法满足设计要求。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术中所存在的上述不足，提供一种提升产品结构强度及试用性能、大大降低产品的加工成本、提高生产效率和产品合格率的钛合金组件支撑盖板整体成型方法。

为了实现上述发明目的，本发明提供了以下技术方案：

一种钛合金组件支撑盖板整体成型方法，其步骤为：

A、下料，钳工打磨；

B、热拉伸，拉深温度：590±10℃；预热时间：10min，顶杆压力：3Mpa主缸压力：7Mpa，保温保压：10min，整个拉伸面按开角曲面设计；

C、热成型，成型温度：590±10℃；预热时间：10min，主缸压力：5Mpa保温保压：10min，热成型完成所述拉伸面的闭角成型。

对于背景技术中所加工的某机型APU排气系统组件支撑盖板，其是负角度零件(零件法兰曲面与相邻型腔夹角自117°过渡到60°)，最终结果是要完成闭角成型，而用传统方法，只能焊接组装，因为该工件法兰曲面不是标准的法兰曲面，其与相邻型腔相交线也不是标准的圆，所以用焊接组装无法满足设计要求，质量难以达标；

故加工者考虑整体成型方向，最终得出一套加工此工件的整体成型方法，用传统热成型的步骤，先切好料打磨，但是非如传统方法的一次成型，在料准备好以后，反而进行热拉伸，在料已切好的情况下直接热拉伸是很难的，更别说对于这种工件，所以加工者设计了一套参数，同时整个拉伸面按开角曲面设计，便于后续热成型工序对闭角的校正，拉伸完成后，再用专用模具进行热成型，此时再完成拉伸面的闭角成型，用该方法，解决了组件焊接质量难以达标的问题，整体结构强度也将高于焊接强度，提升产品结构强度及试用性能；从成本方面来看，产品的加工费用也将大幅度缩减，操作工人的劳动强度也将大幅缩减，大大降低产品的加工成本；提高生产效率和产品合格率。

作为本发明的优选方案，步骤B中，拉伸完成后，进行热校形，校形温度：550±20℃，使拉伸完成后，工件压料面部分曲面应力与传统方法加工时该部分的应力保持一致，其余拉伸部分曲面应力与传统方法加工时对应工件的开角部分曲面应力保持一致。

作为本发明的优选方案，步骤C中，热成型后，进行钳工钻孔，钻孔时，使用和所述支撑盖板外形相匹配的模具，模具上设置有引导钻杆钻孔的通孔，支撑盖板太薄，如果直接加工，会造成变形，影响质量。

作为本发明的优选方案，所述步骤A中，打磨后，待加工材料被加工为圆形板材。

作为本发明的优选方案，所述圆形板材厚度在0.3mm-1.7mm之间，直径在440mm-600mm之间。

作为本发明的优选方案，圆形板材中间以圆心开直径在130mm-190mm之间的通孔。

作为本发明的优选方案，步骤A中，待加工材料沿周设计拉延筋。

与现有技术相比，本发明的有益效果：

提升产品结构强度及试用性能、大大降低产品的加工成本、提高生产效率和产品合格率。

附图说明：

图1是本申请实施例方法所加工的工件结构示意图；

图2是本申请实施例热拉伸模的俯视图；

图3是图2中A-A的剖视图；

图4是图2中标记1的结构示意图；

图5是本申请实施例热成型模的侧视图；

图6是图5中B-B的剖视图；

图7是本申请实施例的钻模结构示意图；