航空发动机钛合金钣金零件热成形

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1、航空发动机钛合金钣金零件热成形航空发动机钛合金钣金零件热成形FeatureofAircraftEngineTitaniumAlloySheetFormin钛合金钣金零件(简称钛合金零件)在先进航空发动机上占有相当的比重，并且呈现出结构集成度愈来愈高、结构愈来愈复杂的发展趋势，在减轻发动机重量、改善和提高性能等方面发挥着日益重要的作用。然而，新结构产生了新的工艺问题，大高径比的旋转曲面、空心气动型面和焊接结构件的成形等，这些技术问题的解决，对提高我国航空钛合金零件的成形技术和应用水平具有重要的现实意义。发动机钛合金新结构零件的热成形技术。零件结构的特点某型航空发动机的钛合金新结构

2、零件包括整流内罩、导向叶片和外套等，结构图如图1、图2、图3所示。整流内罩类似旋转抛物面结构，顶部有一直径约为50mm的内翻孔，高径比为1.0，端口直径大于210mm，该尺寸有较高的精度要求。导向叶片是由叶面、叶背和支架构成的组合件，叶片双面均为气动型面。外套类似阶梯筒形件，侧壁分布有一条周向台阶和两条相连的V型斜阶，高径比为0.16，两个端口直径均大于610mm，且均有较高的精度要求。零件原材料为TC1，厚度分别为1.0mm和1.5mm两种。图1整流内罩结构示意图图2导向叶片横截剖面示意图图3外套结构示意图工艺特点与普通材质钣金零件在常温下成形不同，钛合金零件通常需要在550

3、~750℃的高温下成形(简称热成形)，高温可以显著地改善钛材的工艺性。但同时，由于高温、氧化和吸氢等原因，限制了热成形设备、模具结构和工序等的选择范围，因而也限制了钛材的工艺性。在热成形整流内罩时，因其高径比大，变形量和变形力也大，因而，在成形过程中，材料容易产生纵向裂纹，甚至长裂口，另外，处于悬空状态的材料极容易产生横向皱纹。一般，破裂可以通过增加工序，将总变形量化小分解到各成形工序中的方法加以解决，起皱可以在增加工序的基础上，通过过渡结构而消除。但是，增加热成形工序和采用过渡结构与热成形的基本要求相矛盾。首先，为了减轻高温氧化和吸氢对钛合金零件的有害影响，要求钛合金零件的加

4、热次数和累积加热时间尽可能少，最理想的情况是只采用一道热成形工序。其次，在热成形过程中，模具内部温度通常按一定的梯度分布，距离热源即上、下加热平台愈近的模具部位温度愈度;反之，温度愈低。因此，要求模具的总高度尽可能地低，而多工序必然伴随模具高度的增加。另外，多工序在增加模具数量的同时，也增加了模具结构的复杂程度，而在热成形时，由于模具表面氧化和温度的不均匀等原因，模具滑动面之间极容易卡死，所以，热成形模具结构应尽可能简单。因此，具体采用多少道成形工序，以及是否采用过渡结构，采用何种过渡结构是热成形整流内罩的首要问题。导向叶片是一个空心组合件，空心结构增加了通过热校形提高叶片精度

5、的难度，因为在热校形时，容易使叶面和叶背出现局部下陷。解决下陷问题主要依靠提高叶片校形前的外形精度。外套适宜于热胀形。斜阶的存在加剧了外套沿周向的不均匀变形，使其外形尤其是斜阶的圆角精度不易保证;此外，胀形时环形焊接毛坯的横向焊缝容易开裂。外形精度可以通过热校形予以提高，焊缝的破裂可以通过限制和减小焊缝附近材料的流动、促进其余部分的材料流动等措施加以解决。热成形工艺经试制，最后确定，对钛合金整流内罩、导向叶片和外套均采用热成形与热校形相结合的方法，具体成形工艺是，对整流内罩采用热拉延校形工艺方法，对导向叶片采用分别热成形和整体热校形的工艺方法，对外套采用热胀校形工艺方法，热成形

6、温度为600~650℃。热拉延校形钛合金整流内罩只采用一道成形工序。通过使用偶合模具，将热拉延与热校形工序合一，再辅以其他工艺措施，便可以减少和防止裂纹的产生，消除零件表面的皱纹，提高零件外形和尺寸精度。热成形整流内罩的工艺流程是:下料并打磨毛边，清洗毛料并凉干，在毛料两面涂抗氧化涂料并凉干，在涂有抗氧化涂料的毛料上涂润滑剂并凉干，预热毛料，热拉延校形，铣孔切边并打磨毛边，清洗零件，化铣零件，检验。导向叶片的成形分两步，首先，分别热压校形叶面、叶背和支架，然后，对焊接而成的叶片进行整体热压校形。由于热压校形的特点，只要在将叶面、叶背和支架焊接成叶片时准确定位，控制焊接变形，精心

7、打磨，便可以获得一个外形和尺寸精度比较好的叶片。对这样一个叶片进行热压校形，只要使叶片在模具上定位正确，上模下滑速度得到控制，基本上可以避免叶面和叶背的下陷，得到一个高精度的叶片。采用热胀校形方法成形外套，基本上可以保证外套的尺寸精度。在热胀校形过程中，采用诸如选择润滑、充分预热、控制变形速度、合理选择毛坯上的横向焊缝与模具型面的接触位置等工艺措施，可以消除因热变形而引起焊缝破裂的现象。钛合金导向叶片和外套的热成形工艺流程与整流内罩的热成形工艺流程大体相同。模具结构整流内罩、导向叶片和外套的