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TC1钛合金整流内罩热成形工艺研究
发布人：上海艾荔艾金属材料有限公司www.shailiai.com
更新时间：2015-03-27
对钛合金TC1整流内罩热成形工艺进行了研究，结果显示成形钛合金TC1整流内罩只需一道热拉延校形工序。
一、前言
钛合金TC1整流内罩是某新型国产航空发动机上的一种钛合金钣金零件，薄壁、大高径比、顶部有一内翻边孔、呈旋转抛物面结构特征，该钛合金零件基本依照国外先进航空发动机的有关钛合金钣金零件结构尺寸设计而成，该钛合金钣金结构为国内首次采用，其成形难度大。本文对钛合金TC1整流内罩的热成形工艺进行了研究，并研制成功了多个合格装机零件，这里主要介绍相关的热成形工艺及其模具结构。
二、结构特点
TC1整流内罩的结构示意图见图1，类似旋转抛物面，端口直径210mm，顶部内翻边孔直径50mm，两者均为配合尺寸，尺寸精度要求高，高径比为1.0。整流内罩零件材料为钛合金TC1，厚度为0.8mm。 三、工艺分析
钛合金钣材室温塑性低、变形回弹大、易失稳起皱、对裂纹敏感易开裂，通常采用550～750℃的高温热冲压成形(简称热成形)。因此，TC1整流内罩必须热成形。
钛合金TC1整流内罩高径比达1.0，变形量大，变形力包括凸缘部分的钣料内部径向压应力和凸模顶部周围的钣料内部拉应力也大，因而，在成形过程中，凸缘部分容易起皱，凸模顶部附近的钣料存在开裂倾向，进入凹模但尚未贴模而处于悬空状态的钣料极易受压失稳起皱；0.8mm的薄壁将加剧上述三处二类成形问题，使TC1整流内罩成形更加困难；顶部翻边孔的存在加大了相关部分的钣料开裂趋势。
一般，高径比大于0.5的回转抛物面类钣金零件需要两道或两道以上的拉延工序。在拉延过程中，钣料破裂倾向或趋势可以通过增加中间成形工序将总的大的变形化小分解到各成形工序的方法加以解决，钣料起皱现象可以在增加中间成形工序的同时，通过中间过渡结构而消除。然而，增加热成形工序和采用过渡结构等工艺措施与热成形的基本工艺原则相矛盾。首先，为了减轻高温氧化和吸氢等对钛合金零件的有害影响，要求对钛合金零件的加热次数和累积加热时间应尽可能的少，因此，钛合金零件的热成形工序愈少愈好，最理想的情况是只采用一道热成形工序。其次，热成形模具内部温度通常按一定的梯度分布，距离加热源即上、下加热平台愈近的模具部位温度愈高，反之，相应模具部位的温度愈低，因此，要求热成形模具的总高度应尽可能地低。再次，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，由于模具表面氧化及其温度分布的不均匀等原因，模具滑动面之间极容易卡死，因此，热成形模具结构应尽可能简单。
解决上述矛盾的理想途径应该是，采用最少的热成形工序和最简单的热成形模具结构成形TC1整流内罩，也就是说，最好将热拉延、热翻边和热校形三者合一，只采用一道热拉延校形工序成形TC1整流内罩，实际上，钛合金钣材本身良好的抗拉延变薄特性为此提供了可能。良好的抗拉延变薄特性意味着为了防止凸缘起皱，可以在相当大的范围内通过增大压边力消除凸缘起皱；意味着为了防止进入凹模但尚未贴紧凸模而处于悬空状态的钣料受压失稳起皱，可以在相当大的程度上增大压边力，以提高这部分钣料内部的拉应力，从而等于相应地降低了其内部的径向压应力，达到基本甚至完全消除该部分材料因受压失稳的起皱现象；意味着只要工艺措施得当，钣料的开裂倾向可以得到有效地控制。
综上所述，应以增加压边力为主要手段，采用热拉延、热翻边和热校形三者合一的工艺方案，在一道热拉延校形工序中，热成形TC1整流内罩。
四、热成形工艺
经过热成形工艺试验，最后确定：对钛合金TC1整流内罩采用将热拉延、热翻边和热校形三种热成形手段有机地结合在一起的成形方法。
热拉延校形温度为600～650℃。
热拉延校形TC1整流内罩只采用一道热成形工序，通过使用耦合模具，将热拉延、热翻边和热校形三者合一，再辅以增加压边力等工艺措施，便可以防止裂纹的产生，消除零件表面的皱纹，提高零件外形和尺寸精度；也可以因只采用一道热成形工序，降低了TC1整流内罩的高温氧化和氢污染等有害影响，因此也提高了零件的质量。
TC1整流内罩热成形工艺流程为：下圆形毛料并打磨毛边→清洗毛坯并凉干→在毛坯两面涂抗氧化涂料并凉干→在毛坯上涂润滑剂并凉干→预热→热拉延校形→切边并打磨→清洗→酸洗→检验。
五、模具结构
TC1整流内罩的热成形模具为兼有热拉延、热翻边和热校形功能的耦合热压校形模具，其结构示意图见图2。
在热拉延校形TC1整流内罩时，首先使凹模1随上工作台抬起至凸模3顶部20mm以上处。然后，用顶料杆顶起压料板2至稍高于凸模3顶部的位置，将涂有抗高温氧化和高温润滑涂料且已预热到600～650℃的TC1整流内罩的平板毛料放置在顶料板上，并定位。再后，上工作台下移，使凹模1与压料板2在顶料杆的作用下紧压毛料，并一起向下移动，直到压料板触到下平台，保持不动5min左右以达到保压校形的目的。最后，凹模1随上工作台抬起，顶料杆顶起压料板2，取出零件。
钛合金TC1整流内罩是某新型国产航空发动机上的一种钛合金钣金零件，薄壁、大高径比、顶部有一内翻边孔、呈旋转抛物面结构特征，该钛合金零件基本依照国外先进航空发动机的有关钛合金钣金零件结构尺寸设计而成，该钛合金钣金结构为国内首次采用，其成形难度大。本文对钛合金TC1整流内罩的热成形工艺进行了研究，并研制成功了多个合格装机零件，这里主要介绍相关的热成形工艺及其模具结构。
二、结构特点
TC1整流内罩的结构示意图见图1，类似旋转抛物面，端口直径210mm，顶部内翻边孔直径50mm，两者均为配合尺寸，尺寸精度要求高，高径比为1.0。整流内罩零件材料为钛合金TC1，厚度为0.8mm。 三、工艺分析
钛合金钣材室温塑性低、变形回弹大、易失稳起皱、对裂纹敏感易开裂，通常采用550～750℃的高温热冲压成形(简称热成形)。因此，TC1整流内罩必须热成形。
钛合金TC1整流内罩高径比达1.0，变形量大，变形力包括凸缘部分的钣料内部径向压应力和凸模顶部周围的钣料内部拉应力也大，因而，在成形过程中，凸缘部分容易起皱，凸模顶部附近的钣料存在开裂倾向，进入凹模但尚未贴模而处于悬空状态的钣料极易受压失稳起皱；0.8mm的薄壁将加剧上述三处二类成形问题，使TC1整流内罩成形更加困难；顶部翻边孔的存在加大了相关部分的钣料开裂趋势。
一般，高径比大于0.5的回转抛物面类钣金零件需要两道或两道以上的拉延工序。在拉延过程中，钣料破裂倾向或趋势可以通过增加中间成形工序将总的大的变形化小分解到各成形工序的方法加以解决，钣料起皱现象可以在增加中间成形工序的同时，通过中间过渡结构而消除。然而，增加热成形工序和采用过渡结构等工艺措施与热成形的基本工艺原则相矛盾。首先，为了减轻高温氧化和吸氢等对钛合金零件的有害影响，要求对钛合金零件的加热次数和累积加热时间应尽可能的少，因此，钛合金零件的热成形工序愈少愈好，最理想的情况是只采用一道热成形工序。其次，热成形模具内部温度通常按一定的梯度分布，距离加热源即上、下加热平台愈近的模具部位温度愈高，反之，相应模具部位的温度愈低，因此，要求热成形模具的总高度应尽可能地低。再次，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，由于模具表面氧化及其温度分布的不均匀等原因，模具滑动面之间极容易卡死，因此，热成形模具结构应尽可能简单。
解决上述矛盾的理想途径应该是，采用最少的热成形工序和最简单的热成形模具结构成形TC1整流内罩，也就是说，最好将热拉延、热翻边和热校形三者合一，只采用一道热拉延校形工序成形TC1整流内罩，实际上，钛合金钣材本身良好的抗拉延变薄特性为此提供了可能。良好的抗拉延变薄特性意味着为了防止凸缘起皱，可以在相当大的范围内通过增大压边力消除凸缘起皱；意味着为了防止进入凹模但尚未贴紧凸模而处于悬空状态的钣料受压失稳起皱，可以在相当大的程度上增大压边力，以提高这部分钣料内部的拉应力，从而等于相应地降低了其内部的径向压应力，达到基本甚至完全消除该部分材料因受压失稳的起皱现象；意味着只要工艺措施得当，钣料的开裂倾向可以得到有效地控制。
综上所述，应以增加压边力为主要手段，采用热拉延、热翻边和热校形三者合一的工艺方案，在一道热拉延校形工序中，热成形TC1整流内罩。
四、热成形工艺
经过热成形工艺试验，最后确定：对钛合金TC1整流内罩采用将热拉延、热翻边和热校形三种热成形手段有机地结合在一起的成形方法。
热拉延校形温度为600～650℃。
热拉延校形TC1整流内罩只采用一道热成形工序，通过使用耦合模具，将热拉延、热翻边和热校形三者合一，再辅以增加压边力等工艺措施，便可以防止裂纹的产生，消除零件表面的皱纹，提高零件外形和尺寸精度；也可以因只采用一道热成形工序，降低了TC1整流内罩的高温氧化和氢污染等有害影响，因此也提高了零件的质量。
TC1整流内罩热成形工艺流程为：下圆形毛料并打磨毛边→清洗毛坯并凉干→在毛坯两面涂抗氧化涂料并凉干→在毛坯上涂润滑剂并凉干→预热→热拉延校形→切边并打磨→清洗→酸洗→检验。
五、模具结构
TC1整流内罩的热成形模具为兼有热拉延、热翻边和热校形功能的耦合热压校形模具，其结构示意图见图2。
在热拉延校形TC1整流内罩时，首先使凹模1随上工作台抬起至凸模3顶部20mm以上处。然后，用顶料杆顶起压料板2至稍高于凸模3顶部的位置，将涂有抗高温氧化和高温润滑涂料且已预热到600～650℃的TC1整流内罩的平板毛料放置在顶料板上，并定位。再后，上工作台下移，使凹模1与压料板2在顶料杆的作用下紧压毛料，并一起向下移动，直到压料板触到下平台，保持不动5min左右以达到保压校形的目的。最后，凹模1随上工作台抬起，顶料杆顶起压料板2，取出零件。
图2TC1整流内罩热成形模具结构示意图
1.凹模2.压料板3.凸模
这里需要特别指出的是，热拉延校形TC1整流内罩过程中的操作技巧直接影响零件的成形质量和精度。
模具材料为中硅钼耐热铸铁。
模具工作型面结构尺寸按下列关系式确定，
Li＝(1+D)Lp
式中Li——模具常温名义尺寸
Lp——整流内罩常温名义尺寸
D——缩放系数，它与模具材料、零件材料和热成形温度有关，这里取D＝-0.0031～-0.0033
六、结论
某新型国产航空发动机钛合金TC1整流内罩适合于热拉延校形，并且，只需一道热拉延校形工序。
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