一、前言
鈦合金tc1整流內罩是某新型國產航空發動機上的一種鈦合金鈑金零件，薄壁、大高徑比、頂部有一內翻邊孔、呈旋轉拋物面結構特征，該鈦合金零件基本依照國外先進航空發動機的有關鈦合金鈑金零件結構尺寸設計而成，該鈦合金鈑金結構為國內首次采用，其成形難度大。本文對鈦合金tc1整流內罩的熱成形工藝進行了研究，并研制成功了多個合格裝機零件，這里主要介紹相關的熱成形工藝及其模具結構。
二、結構特點
tc1整流內罩的結構示意圖見圖1，類似旋轉拋物面，端口直徑210mm，頂部內翻邊孔直徑50mm，兩者均為配合尺寸，尺寸精度要求高，高徑比為1.0。整流內罩零件材料為鈦合金tc1，厚度為0.8mm。
鈦合金鈑材室溫塑性低、變形回彈大、易失穩起皺、對裂紋敏感易開裂，通常采用550～750℃的高溫熱沖壓成形(簡稱熱成形)。因此，tc1整流內罩必須熱成形。
鈦合金tc1整流內罩高徑比達1.0，變形量大，變形力包括凸緣部分的鈑料內部徑向壓應力和凸模頂部周圍的鈑料內部拉應力也大，因而，在成形過程中，凸緣部分容易起皺，凸模頂部附近的鈑料存在開裂傾向，進入凹模但尚未貼模而處于懸空狀態的鈑料極易受壓失穩起皺；0.8mm的薄壁將加劇上述三處二類成形問題，使tc1整流內罩成形更加困難；頂部翻邊孔的存在加大了相關部分的鈑料開裂趨勢。
一般，高徑比大于0.5的回轉拋物面類鈑金零件需要兩道或兩道以上的拉延工序。在拉延過程中，鈑料破裂傾向或趨勢可以通過增加中間成形工序將總的大的變形化小分解到各成形工序的方法加以解決，鈑料起皺現象可以在增加中間成形工序的同時，通過中間過渡結構而消除。然而，增加熱成形工序和采用過渡結構等工藝措施與熱成形的基本工藝原則相矛盾。首先，為了減輕高溫氧化和吸氫等對鈦合金零件的有害影響，要求對鈦合金零件的加熱次數和累積加熱時間應盡可能的少，因此，鈦合金零件的熱成形工序愈少愈好，最理想的情況是只采用一道熱成形工序。其次，熱成形模具內部溫度通常按一定的梯度分布，距離加熱源即上、下加熱平臺愈近的模具部位溫度愈高，反之，相應模具部位的溫度愈低，因此，要求熱成形模具的總高度應盡可能地低。再次，多工序在增加模具數量的同時，也增加了模具結構的復雜程度，而在熱成形時，由于模具表面氧化及其溫度分布的不均勻等原因，模具滑動面之間極容易卡死，因此，熱成形模具結構應盡可能簡單。
解決上述矛盾的理想途徑應該是，采用最少的熱成形工序和最簡單的熱成形模具結構成形tc1整流內罩，也就是說，最好將熱拉延、熱翻邊和熱校形三者合一，只采用一道熱拉延校形工序成形tc1整流內罩，實際上，鈦合金鈑材本身良好的抗拉延變薄特性為此提供了可能。良好的抗拉延變薄特性意味著為了防止凸緣起皺，可以在相當大的范圍內通過增大壓邊力消除凸緣起皺；意味著為了防止進入凹模但尚未貼緊凸模而處于懸空狀態的鈑料受壓失穩起皺，可以在相當大的程度上增大壓邊力，以提高這部分鈑料內部的拉應力，從而等于相應地降低了其內部的徑向壓應力，達到基本甚至完全消除該部分材料因受壓失穩的起皺現象；意味著只要工藝措施得當，鈑料的開裂傾向可以得到有效地控制。
綜上所述，應以增加壓邊力為主要手段，采用熱拉延、熱翻邊和熱校形三者合一的工藝方案，在一道熱拉延校形工序中，熱成形tc1整流內罩。
四、熱成形工藝
經過熱成形工藝試驗，最后確定：對鈦合金tc1整流內罩采用將熱拉延、熱翻邊和熱校形三種熱成形手段有機地結合在一起的成形方法。
熱拉延校形溫度為600～650℃。
熱拉延校形tc1整流內罩只采用一道熱成形工序，通過使用耦合模具，將熱拉延、熱翻邊和熱校形三者合一，再輔以增加壓邊力等工藝措施，便可以防止裂紋的產生，消除零件表面的皺紋，提高零件外形和尺寸精度；也可以因只采用一道熱成形工序，降低了tc1整流內罩的高溫氧化和氫污染等有害影響，因此也提高了零件的質量。
tc1整流內罩熱成形工藝流程為：下圓形毛料并打磨毛邊→清洗毛坯并涼干→在毛坯兩面涂抗氧化涂料并涼干→在毛坯上涂潤滑劑并涼干→預熱→熱拉延校形→切邊并打磨→清洗→酸洗→檢驗。
五、模具結構
tc1整流內罩的熱成形模具為兼有熱拉延、熱翻邊和熱校形功能的耦合熱壓校形模具，其結構示意圖見圖2。
在熱拉延校形tc1整流內罩時，首先使凹模1隨上工作臺抬起至凸模3頂部20mm以上處。然后，用頂料桿頂起壓料板2至稍高于凸模3頂部的位置，將涂有抗高溫氧化和高溫潤滑涂料且已預熱到600～650℃的tc1整流內罩的平板毛料放置在頂料板上，并定位。再后，上工作臺下移，使凹模1與壓料板2在頂料桿的作用下緊壓毛料，并一起向下移動，直到壓料板觸到下平臺，保持不動5min左右以達到保壓校形的目的。最后，凹模1隨上工作臺抬起，頂料桿頂起壓料板2，取出零件。
模具材料為中硅鉬耐熱鑄鐵。
模具工作型面結構尺寸按下列關系式確定，
li＝(1+d)lp
式中li——模具常溫名義尺寸
lp——整流內罩常溫名義尺寸
d——縮放系數，它與模具材料、零件材料和熱成形溫度有關，這里取d＝-0.0031～-0.0033
六、結論
某新型國產航空發動機鈦合金tc1整流內罩適合于熱拉延校形，并且，只需一道熱拉延校形工序。
鈦合金tc1整流內罩是某新型國產航空發動機上的一種鈦合金鈑金零件，薄壁、大高徑比、頂部有一內翻邊孔、呈旋轉拋物面結構特征，該鈦合金零件基本依照國外先進航空發動機的有關鈦合金鈑金零件結構尺寸設計而成，該鈦合金鈑金結構為國內首次采用，其成形難度大。本文對鈦合金tc1整流內罩的熱成形工藝進行了研究，并研制成功了多個合格裝機零件，這里主要介紹相關的熱成形工藝及其模具結構。
二、結構特點
tc1整流內罩的結構示意圖見圖1，類似旋轉拋物面，端口直徑210mm，頂部內翻邊孔直徑50mm，兩者均為配合尺寸，尺寸精度要求高，高徑比為1.0。整流內罩零件材料為鈦合金tc1，厚度為0.8mm。
圖1 tc1整流內罩結構示意圖
鈦合金鈑材室溫塑性低、變形回彈大、易失穩起皺、對裂紋敏感易開裂，通常采用550～750℃的高溫熱沖壓成形(簡稱熱成形)。因此，tc1整流內罩必須熱成形。
鈦合金tc1整流內罩高徑比達1.0，變形量大，變形力包括凸緣部分的鈑料內部徑向壓應力和凸模頂部周圍的鈑料內部拉應力也大，因而，在成形過程中，凸緣部分容易起皺，凸模頂部附近的鈑料存在開裂傾向，進入凹模但尚未貼模而處于懸空狀態的鈑料極易受壓失穩起皺；0.8mm的薄壁將加劇上述三處二類成形問題，使tc1整流內罩成形更加困難；頂部翻邊孔的存在加大了相關部分的鈑料開裂趨勢。
一般，高徑比大于0.5的回轉拋物面類鈑金零件需要兩道或兩道以上的拉延工序。在拉延過程中，鈑料破裂傾向或趨勢可以通過增加中間成形工序將總的大的變形化小分解到各成形工序的方法加以解決，鈑料起皺現象可以在增加中間成形工序的同時，通過中間過渡結構而消除。然而，增加熱成形工序和采用過渡結構等工藝措施與熱成形的基本工藝原則相矛盾。首先，為了減輕高溫氧化和吸氫等對鈦合金零件的有害影響，要求對鈦合金零件的加熱次數和累積加熱時間應盡可能的少，因此，鈦合金零件的熱成形工序愈少愈好，最理想的情況是只采用一道熱成形工序。其次，熱成形模具內部溫度通常按一定的梯度分布，距離加熱源即上、下加熱平臺愈近的模具部位溫度愈高，反之，相應模具部位的溫度愈低，因此，要求熱成形模具的總高度應盡可能地低。再次，多工序在增加模具數量的同時，也增加了模具結構的復雜程度，而在熱成形時，由于模具表面氧化及其溫度分布的不均勻等原因，模具滑動面之間極容易卡死，因此，熱成形模具結構應盡可能簡單。
解決上述矛盾的理想途徑應該是，采用最少的熱成形工序和最簡單的熱成形模具結構成形tc1整流內罩，也就是說，最好將熱拉延、熱翻邊和熱校形三者合一，只采用一道熱拉延校形工序成形tc1整流內罩，實際上，鈦合金鈑材本身良好的抗拉延變薄特性為此提供了可能。良好的抗拉延變薄特性意味著為了防止凸緣起皺，可以在相當大的范圍內通過增大壓邊力消除凸緣起皺；意味著為了防止進入凹模但尚未貼緊凸模而處于懸空狀態的鈑料受壓失穩起皺，可以在相當大的程度上增大壓邊力，以提高這部分鈑料內部的拉應力，從而等于相應地降低了其內部的徑向壓應力，達到基本甚至完全消除該部分材料因受壓失穩的起皺現象；意味著只要工藝措施得當，鈑料的開裂傾向可以得到有效地控制。
綜上所述，應以增加壓邊力為主要手段，采用熱拉延、熱翻邊和熱校形三者合一的工藝方案，在一道熱拉延校形工序中，熱成形tc1整流內罩。
四、熱成形工藝
經過熱成形工藝試驗，最后確定：對鈦合金tc1整流內罩采用將熱拉延、熱翻邊和熱校形三種熱成形手段有機地結合在一起的成形方法。
熱拉延校形溫度為600～650℃。
熱拉延校形tc1整流內罩只采用一道熱成形工序，通過使用耦合模具，將熱拉延、熱翻邊和熱校形三者合一，再輔以增加壓邊力等工藝措施，便可以防止裂紋的產生，消除零件表面的皺紋，提高零件外形和尺寸精度；也可以因只采用一道熱成形工序，降低了tc1整流內罩的高溫氧化和氫污染等有害影響，因此也提高了零件的質量。
tc1整流內罩熱成形工藝流程為：下圓形毛料并打磨毛邊→清洗毛坯并涼干→在毛坯兩面涂抗氧化涂料并涼干→在毛坯上涂潤滑劑并涼干→預熱→熱拉延校形→切邊并打磨→清洗→酸洗→檢驗。
五、模具結構
tc1整流內罩的熱成形模具為兼有熱拉延、熱翻邊和熱校形功能的耦合熱壓校形模具，其結構示意圖見圖2。
在熱拉延校形tc1整流內罩時，首先使凹模1隨上工作臺抬起至凸模3頂部20mm以上處。然后，用頂料桿頂起壓料板2至稍高于凸模3頂部的位置，將涂有抗高溫氧化和高溫潤滑涂料且已預熱到600～650℃的tc1整流內罩的平板毛料放置在頂料板上，并定位。再后，上工作臺下移，使凹模1與壓料板2在頂料桿的作用下緊壓毛料，并一起向下移動，直到壓料板觸到下平臺，保持不動5min左右以達到保壓校形的目的。最后，凹模1隨上工作臺抬起，頂料桿頂起壓料板2，取出零件。
圖2tc1整流內罩熱成形模具結構示意圖
1.凹模2.壓料板3.凸模
模具材料為中硅鉬耐熱鑄鐵。
模具工作型面結構尺寸按下列關系式確定，
li＝(1+d)lp
式中li——模具常溫名義尺寸
lp——整流內罩常溫名義尺寸
d——縮放系數，它與模具材料、零件材料和熱成形溫度有關，這里取d＝-0.0031～-0.0033
六、結論
某新型國產航空發動機鈦合金tc1整流內罩適合于熱拉延校形，并且，只需一道熱拉延校形工序。
浙公網安備: 33028102000314號