航空钛合金零件热成形及应用分析

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1、万方数据航空钛合金零件热成形及应用分析AnalysisofAviationTitaniumPartsHotFOrmingandApplication口总参陆航部驻1肇德镇地区军事代表室陈先有口昌河飞机工业集团公司崔晶摘要：主要论述钛合金的特点，钛合金热成形工艺技术及其在航空制造工程中的应用和发展。关键词：航空制造钛合金钣金零件热成形工艺腓合金是一种新型结构材料，它历＼具有优异的综合性能，如密度小(大约4．59／cm3)、比强度和比断裂韧性高、疲劳强度和抗裂纹扩展能力好、低温韧性良好、抗蚀性能优异，某些钛合金的最高工

2、作温度为550℃，预期可达700℃。因此它在航空、航天、化工、造船等工业部门获得了日益广泛的应用。钛合金薄壁件冲压成形技术是钛合金在工程应用中的一个重要部分。由于用常规的冷加工方法很难实现钛合金薄壁件的成形，必须采用热成形法。对于航空发动机内外整流罩、导向器内环、压气机集气室等部件，国际上已普遍采用钛合金板材热压成形技术；在我国航空制造工艺中，钛合金板材的热成形技术正逐步推广应用。一、热成形"1-艺技术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—750℃的高温下成形(简称热成形)。高温可以显著地

3、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。在热成形钛合金零件时，其变形量和变形力较大，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热

4、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高；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。热成形工艺流程是：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

5、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。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。二、TA2钛合金零件热成形的典型应用某型直升机发动机防火墙采用钛合金板料，经试制，最后确定对钛合金防火墙采用热成形与热校形相结合的方法。具体成形工艺是，对防火墙采用热成形热工艺方法，辅以拉延校形和整体热校形的工艺方法，热成形温度为600～650℃。热拉延校形钛合金腹板只采用

6、一道成形工序。通过使用偶合模具，将热拉延与航空科学技术·2007年第5期万方数据热校形工序合一，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。1．成形技术要求和工艺参数的确定根据防火墙在直升机机身动力平台上方的装配连接关系与受力情况，确定其成形的技术要求和工艺参数，对表面质量、弯边角度、翘曲度等提出具体要求。(1)表面质量零件表面不允许有裂纹，不得有任何金属屑沫存在；所有钛板零件经切割线或冲切后的边缘(包括冲切的孔及开口)不得有毛刺和裂纹，并去锐边倒圆至R0．2mm，打

7、磨方向平行于板料表面。边缘表面粗糙度不高于R．6．3。(2)弯边角度和翘曲度零件的弯边角度偏差，有配合要表1求的为±2。，无配合关系的弯边角度偏差为±5。；钛板平板零件的翘曲度按表l要求。(3)成形温度与时间的关系热成形与热校形的温度与时间见表2。(4)氧化与温度关系热成形、热校形过程中，表面氧化皮颜色、厚度与加热温度的关系见表3。2．热成形工艺过程首先，下料并在毛料上开定位孔。热成形与热校形时，毛料上两定位孔，一孔径比模具上定位销直径大0．5mm，另一定位孔在两定位孔孔距方向制成长圆孔，毛料或预成形件表面必须按工

8、艺规程或指令的规定涂润滑剂。第二步，预热模具，在室温下，将模具装入热压床，预热模具到规定温度。如热压床已处在热状态，则先将模具在热压床外预l最大外廓尺寸(Inm)～50>50—100>100—200>200—300>300～500>500翘曲度(o)O．15O．250．40．50．751．O料厚1．0ram以下的允许加压1Ks检查，料厚大于1．(hnm的允许