[发明专利]一种大尺寸高强度铝合金航空薄壁件的热成形方法及装置

说明书

本发明公开一种大尺寸高强度铝合金航空薄壁件的热成形方法，首先对坯料进行固溶处理，溶解初始组织中的粗大第二相获得均一固溶体组织；然后将经过固溶处理的坯料转移至可控温的成形模具中，合模成形并加压，再保压保温一段时间；调整成形模具的温度至第二级时效温度，进行保温保压时效处理。在两级时效温度范围内，强化相快速析出，同时发生应力松弛，进而提高成形零件的强度和尺寸精度。本发明在保证成形零件质量的前提下，采用分级时效处理的方式，缩短了时效周期，减少了零件生产制造过程中的能耗。本发明还提供一种大尺寸高强度铝合金航空薄壁件的热成形装置，包括环境加热炉、成形模具、温控单元和加压控制单元，降低零件成形能耗。

技术领域

本发明涉及金属钣金件成形技术领域，特别是涉及一种大尺寸高强度铝合金航空薄壁件的热成形方法及装置。

背景技术

大型铝合金薄壁整体构件是新一代大飞机实现轻量化与高可靠的关键结构，如发动机唇口、机罩与舱门等。该类构件具有尺寸大、薄壁弱刚度与精度-性能要求高的特点。同时航空铝合金具有高淬火敏感性，热处理制度要求高。其成形制造的挑战在于：1)尺寸大：新一代大尺寸高强铝合金整体薄壁件特征尺寸3m(唇口)、壁厚超薄2mm(舱门)、小特征5mm(机罩)；2)2xxx等航空件铝合金高淬火敏感性：同时高强铝合金组织演变极其复杂。性能与精度需成形一次保证。目前现有的常规成形技术主要包括板-焊冷成形、充液拉深成形、超塑性成形与热冲压成形等，均无法用于成形复杂形状大尺寸高强铝合金薄壁件。

传统的冷瓣成形方法是先利用冷冲压成形工艺成形多块零件再焊接。该方法难以适用于高强铝合金，若采用T6态冷成形，材料塑性低，易开裂，同时成形后回弹大，分块焊接难，强制装配产生焊接残余应力，可靠性差。若采用退火态冷成形，成形焊接后需进行固溶-时效处理提高强度，对于钣金类零件，固溶淬火后发生形状畸变，无法满足使用要求。

传统充液拉深工艺采用液体介质代替刚性凹模，坯料在液体介质的压力作用下贴合模具，来实现零件的成形。采用室温充液拉深需保证材料在退火态成形，成形后需要后续热处理提高强度，后续热处理导致形状发生畸变，精度难以保证。采用温热充液拉深，成形温度取决于液体介质，难以保证材料在最佳变形温度下变形。同时充液拉深模具与装备复杂，生产效率低。

超塑性成形工艺利用金属材料的超塑性(金属在某种特定条件下呈现的异常好的延伸性)对板料进行加工以获得各种所需形状零件的一种成形工艺。但传统超塑成形存在减薄严重(30％)与性能弱化(10％)的双重弊端，且局限于细晶材料和装备尺寸，制造成本高、生产效率低，难以满足构件大型化需求。

热冲压工艺利用金属热塑性成形的原理，能够在成形的同时实现对板料的淬火热处理，获得过饱和固溶体，通过后续人工时效提高材料强度。该方法的主要缺点是：①铝合金T6时效时间超过10个小时，大尺寸构件能耗大，制造周期长，无法满足航空产业高效率低成本的迫切需求；②强传热非等温变形构件变形不均匀，时效后强度性能不均，且对于大位移深拉类构件因硬化不足易发生开裂，对模具摩擦性能要求严苛，难以保证批量生产的稳定性，废品率高。③大尺寸宏域下回弹严重，构件尺寸精度，成形构件无法满足后续机加与装备需求。

综上所述，现有成形方法无法满足航空领域复杂形状大尺寸高强铝合金薄壁件的成形要求。

因此，如何解决现有技术中，高强铝合金复杂薄壁构件复杂构型-精度-性能耦合的制造难题，成为了本领域技术人员亟待解决的挑战。

发明内容

本发明的目的是提供一种大尺寸高强度铝合金航空薄壁件的热成形方法及装置，以解决上述现有技术存在的问题，降低零件成形能耗，提高零件成形精度。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：本发明提供一种大尺寸高强度铝合金航空薄壁件的热成形方法，包括如下步骤：

步骤一、对坯料进行固溶处理；

步骤二、经过固溶处理的所述坯料转移至温度为T1的成形模具中，合模过程中零件逐渐成形，合模后加压；