[发明专利]一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法及模具

说明书

技术领域

本发明属于精密钣金加工领域，涉及到一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法及模具，它适用于航空航天用高温高强板材如高温钛合金、钛铝金属间化合物薄壁回转零件的精密成形。

背景技术

航空航天飞行器飞行的速度越来越快，要求关键部位更耐热，因此越来越多的采用耐高温结构材料，如钛合金、高温钛合金、钛铝基金属间化合物等。这类材料使用温度高、高温强度大，其薄板成形技术难度大，采用常规钣金冲压成形后回弹严重，开裂倾向大，一般需要采用热加工方式，但由于该类材料性能十分敏感于热机械及热处理工艺，其复杂构件如带有法兰边的零件加工非常困难，一般需要多道工序、多套模具，加工成本较高，效率较低。

发明内容

本发明的目的是为了适合航空航天用高温高强板材如高温钛合金、钛铝金属间化合物薄壁回转零件的精密成形，提供了一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法及模具。

本发明所采用的技术方案是：

一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具，包括内壁为圆柱或圆锥面的凹模、与凹模内壁形状相配合的芯模、位于凹模底部的托盘、以及与托盘相连的拉杆。

如上所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具，其中：在凹模顶部置有用于零件翻边的上模。

如上所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具，其中：在凹模底部设有与托盘相配合的凸台。

一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法，包括如下步骤：

步骤S1：下料；

步骤S2：圈圆；

步骤S3：热校形；将圈圆后的待加工零件放入模具中；将模具及待加工零件6整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出待加工零件，获得具有稳定圆度的待加工零件；

步骤S4：将取出的待加工零件进行焊接；

步骤S5：热成形；将焊接后的待加工零件放入模具中；将模具及待加工零件整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出待加工零件，获得具有翻边部位的待加工零件；

步骤S6：热处理，热成形后释放压力。

如上所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法，其中：所述步骤S3热校形中，将待加工零件放入凹模中，然后放入芯模压实待加工零件；将模具及待加工零件整体放入加热炉中加热并保温一段时间；取出芯模、待加工零件；

如上所述的一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法，其中：所述步骤S5热成形中：先把拉杆及托盘放入凹模中，并使托盘固定在凹模底部凸台上；然后把焊接后的待加工零件放入凹模中，放入芯模依靠其自重使之与待加工零件及凹模贴合；加热到所需温度后合上上模，对上模施加压力并保压一段时间成形出零件的翻边法兰；成形后移去上模)，将拉杆吊起，从而将托盘及待加工零件取出。

本发明的有益效果是：

该方法采用坯料圈圆→热校形→焊纵缝→热成形→热处理的方法及模具，有效的保证了航空航天用难变形材料锥筒形件的加工成形，解决了该类难变形材料的精密制造技术难题；

该方法可以只用一套模具实现带有翻边的复杂结构件的一体化成形，节省了热加工工序，模具成本低，产品加工效率高。

通过热校形获得稳定的锥筒形坯料，降低了难变形材料纵缝焊接时的装配难度；

将热成形及热处理集成在一次热循环过程中，大大提高了加工效率，降低了生产成本。

附图说明

图1为本发明提供的一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具结构及待加工零件装配图；

图2为带翻边的锥筒形零件图；

图3为坯料及其展开尺寸图；

图中，1、凹模，2、芯模，3、上模，4、拉杆，5、托盘，6、待加工零件。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明提供的一种热成形/热校形/热处理一体化成形方法及模具进行介绍：

如图1所示，一种热成形/热校形/热处理一体化成形模具，包括内壁为圆柱或圆锥面的凹模1、与凹模1内壁形状相配合的芯模2、位于凹模1底部的托盘5、以及与托盘5相连的拉杆4。

为了制作为零件的翻边，在凹模1顶部置有用于零件翻边的上模3。

为了将托盘5定位在凹模1底部，在凹模1底部设有与托盘5相配合的凸台。