飞行器球壳等温成形装置制造方法及图纸

一种锻造领域的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；本实用新型专利技术与传统多工步模锻成形而后机械加工比较，劳动修磨量减少到原来1/2～1/3，金属消耗减少到原来1/3～1/5，零件几何参数的精度增加了4～6倍。（*该技术在2022年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

本技术涉及的是ー种锻造领域的装置，具体是ー种飞行器球壳等温成形装置。
技术介绍
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エ艺性能是基本任务。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，由于材料高強度和低塑性，在压カ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 温度条件下等温压カ加工，这时变形材料显示粘塑性和粘性流动，能够在相对低的エ艺カ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參数的精度。用于承装燃料球売、隔板是典型零件，其传统生产エ艺是在压力机上多エ序拉伸，エ序间还要加热，或者在锤上模锻。这些エ艺存在问题是，由于存在残余应カ零件的精度水平低,残余应カ引起零件外形扭曲，为了后续エ序，需要钳エ对零件大量修磨，以为后续氩弧焊或电子束焊接作准备。在许多情况下，残余应カ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CN181437公开日2006 08 09，记载了ー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°C 80°C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°C 900°C且仅在升温过程中成型，温度变化幅度为10CTC,成型速度0.6mm/min 1.0mm/min。可用于(pMOnini SOCtam以下不同直径，不同壁厚钛合金球壳的成型，利用该エ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a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，致使エ件中存在残余应力，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，势必会影响产品最終性能，且现有技术得到的产品精度上也远远无法满足技术要求。
技术实现思路
本技术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參数的飞行器用球壳。本技术是通过以下技术方案实现的:本技术涉及ー种飞行器球壳等温成形装置，该装置结构为相対称的上、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；氩气管路的出ロ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鋳造，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%。本技术涉及上述装置制备得到的飞行器球売，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。采用TC4钛合金制备得到所述的飞行器球壳的抗拉强度为958-978 (MPa),屈服强度为922-942 (MPa)，伸长率为21-23 %，硬度HRC为31-33，满足规范要求GJB2921 1997。本技术针对钛合金在加热过程中特点，通入保护性惰性气体，不仅有利于不用凸模气胀成形，同时保护了エ件表面质量和力学性能。钛合金在高温下能与炉内气体发生剧烈作用。危害最大的是氧，特别是氢。约在595°C以上温度，钛合金与氧和氮反应生成锈皮，在锈皮之下为富氧富氮层称为a売；毛坯表面各处的氧化皮厚度是不同的，在去除氧化皮后，钛及钛合金毛坯表面出现凹凸不平，影响了エ件的表面质量。另ー方面，在于使坯料表层增氧。在630°C以上，钛及钛合金的表面出现吸氧现象，即氧通过疏松的氧化皮，从毛坯的表皮向深处扩散，而且在P转变温度以上，氧的扩散大大加快。由于氧是稳定a相的元素，当氧进入钛合金的量超过一定数值后，3相就不可能存在，从而在坯料表面形成a脆化层，根据加热条件和合金品种的不同，a脆化层的厚度可达0.65_。这ー a壳又硬又脆，容易使制件造成裂纹。氧仅仅在坯料表层发生作用，氢则深入到合金内部，使其塑性严重下降。受氢污染的钛及其合金易发生“氢脆”。实践及研究证明，钛合金的吸氢量对力学性能有显著影响，随着吸氢量的増加，其塑性亦随之降低，其中冲击韧性的降低尤其显著。本技术与传统多エ步模锻成形而后机械加工比较，劳动修磨量減少到原来1/2 1/3，金属消耗減少到原来1/3 1/5，零件几何參数的精度増加了 4飞倍。附图说明图1为本技术エ艺流程图。图2为实施例装置结构示意图；图中:1模具、2感应线圏、3热电偶、4模座、5感应加热装置固定杆、6冷却水管、7半球形等温成形区域、8氩气管路、9盘状凹腔。图3为模具温度测试热电偶分布示意图。图4为冷却水管布置示意图。图5为本技术制备得到飞行器球壳示意图；图中:(a)为俯视图，(b)为仰视图。具体实施方式下面对本技术的实施例作详细说明，本实施例在以本技术技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本技术的保护范围不限于下述的实施例。实施例1本实施例以材料钛合金TC4为例，其エ艺步骤包括:I)如图1i所示，待制品的毛坯顺序经过切割、脱脂、酸洗、清水冲洗、干燥程序；2)将模具安装到TZP型6300kN单动薄板拉伸液压机上，将上下模具合拢后，打开中频感应加热装置按钮，加热模具到900°C ；3)如图1ii所示，将厚1.5mm、TC4钛合金板材在真空炉氩气中加热，温度范围为875 930°C，板材流变应カ范围为10(T200MPa ；4)如图1iii所示，开动压机，打开模具，将预热后的板材置入模膛中，向闭合模具，通入氩气并在压カ下成形，氩气压力范围为f 1.5MPa，成形时间为12 18分钟；最大氩气压カ1.5MPa，出本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器球壳等温成形装置，其特征在于，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。

【技术特征摘要】
1.一种飞行器球壳等温成形装置，其特征在于，该装置结构为相対称的上、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。2.根据权利要求1所述的装置，其特征是，所述的热电偶根据热传导原则分别垂直设置于模具的上、下部分的顶面且分布干:模具的正中心、模具的边缘以及模具的径向上盘状凹腔的外围...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴振清，林健，陈修琳，吴小清，朱黎明，王以华，
申请(专利权)人：上海桦厦实业有限公司，
类型：实用新型
国别省市：