[发明专利]大变径比异形钛合金薄壁件一体化成形模具及成形方法

说明书

本发明涉及一种大变径比异形薄壁件一体化成形模具及成形方法，属于航空材料技术领域，解决了现有技术中对大变径比异性薄壁钛合金材料一次吹塑成形中难以控制壁厚均匀性的问题。本发明提供的一种大变径比异形钛合金薄壁件一体化成形模具，包括第一加热区、第二加热区、第三加热区和第四加热区；第一加热区为高温区，对应零件小变形区，设置温度为930℃至950℃；第二加热区为次高温区，对应零件中变形区，设置温度为910℃至930℃；第三加热区为低温区，对应零件大变形区，设置温度为890℃至910℃；第四加热区为次高温区，对应零件中变形区，设置温度为910℃至930℃。实现了在大变径比异性钛合金薄壁件一体化均匀成形。

技术领域

本发明涉及航空材料技术领域，尤其涉及一种大变径比异形钛合金薄壁件一体化成形模具及成形方法。

背景技术

随着飞行器飞行速度的提高，主体结构外形更加复杂，尺寸显著增大，精度控制要求更加严格。其结构形式从单一的回转体向复杂型面转变、从分体的小零件组装向整体化的大型零件转变，具有大型整体化、薄壁轻量化、形状复杂化等特点，制造难度大、精度要求高、生产周期长，已经成为制约航空器快速研制瓶颈。

大变径比零件是零件最大处直径与最小处直径之比大于3的特殊曲面零件，大变径比薄壁整体钛合金零件主要包括TC4，TA15，Ti55，Ti60，Ti2AlNb，其应用随着航空航天的发展，需求越来越多。传统热成形+拼焊的制造方法，需要多次成形、焊接及高温退火完成工艺，不仅难以提高精度，而且频繁高温导致组织性能多次损耗，以及表面富氧层厚度急增。对于一些两端截面小，中间截面尺寸大的变径比复杂型面零件，其两端头与中间部位高度落差大，仅靠热压成形蒙皮两端头部位起皱。为避免热压成形折皱，需采用压边拉伸成形，因此需要带自动压边装置的大型热成形设备，现有技术还没有能够满足钛合金热拉伸设备。目前工艺方法是采用周边螺钉固定的成形方式，由于零件形状特殊形，在成形过程中需要多次紧固螺钉，这导致蒙皮需要多次进炉经历热循环，成形时间长，成形后表面富氧α层厚度达到0.2mm以上，如此之厚氧化层很难通过酸洗或打磨方式去除，富氧α层为典型脆性层，严重损伤钛合金合金的力学性能，同时为焊接裂纹源，其严重后果是导致后续加强筋焊接时产生批次性裂纹，产品无法使用，直接经济损失巨大。

因此，摆脱螺钉固定形式，采取气压加载成形即超塑成形成为新技术趋势。但传统气压加载通常是通过阶梯式加载曲线完成增压和保压，加载方式相对简单，无法有效利用温度场变化和气压加载变化提高变形均匀性的原因。

发明内容

鉴于上述的分析，本发明旨在提供一种大变径比异形薄壁件一体化成形方法，用以解决现有技术对大变径比异性薄壁钛合金材料一次吹塑成形中难以控制壁厚均匀性的问题。

一方面，本发明提供一种大变径比异形钛合金薄壁件一体化成形模具，包括第一加热区、第二加热区、第三加热区和第四加热区；

所述第一加热区为高温区，对应零件小变形区，设置温度为930℃至950℃；

所述第二加热区为次高温区，对应零件中变形区，设置温度为910℃至930℃；

所述第三加热区为低温区，对应零件大变形区，设置温度为890℃至910℃；

所述第四加热区为次高温区，对应零件中变形区，设置温度为910℃至930℃。

进一步地，所述第一加热区、第二加热区、第三加热区和第四加热区依次设置，所述大变径比异形钛合金薄壁件的坯料的大直径端与所述第一加热区对应；所述大变径比异形钛合金薄壁件的坯料的小直径端与所述第四加热区对应。

进一步地，所述大变径比异形钛合金薄壁件的坯料为锥形。

进一步地，所述钛合金包括TC4、TA15、Ti55、Ti60和Ti2AlNb中的一种或多种。

进一步地，所述薄壁件的壁厚不大于3毫米。