一种TA7钛合金厚壁球壳的超塑性等温冲压方法

摘要

本发明公开了一种TA7钛合金厚壁球壳的超塑性等温冲压方法，由于成形温度低，且模具与材料温度一致，变形量小，因此对材料性能影响很小、不易形成缺陷，质量可靠性好，大幅提高了TA7热冲压成形过程的塑性；本发明可以实现难变形、大尺寸TA7厚壁球壳的整体成形，成形精度稳定、成形效率较高，特别适合于运载火箭用TA7低温钛合金气瓶产品的研制和生产，同时也可以用于其它领域、其它牌号钛合金，同类产品的研制和生产。

权利要求

1.一种TA7钛合金厚壁球壳的超塑性等温冲压方法，其特征在于，具体步骤如下：(1)模具设计制造：模具包括凸模、拉环和支承座，凸模、拉环和支承座材料均为耐至少

950℃的高温铸钢，凸模设计为半球形，支承座为中空结构，拉环为圆环形，放置在支承座顶部，且可水平滑动；凸模外径与拉环内径由球壳内径r、球底壁厚要求δd、待成形板厚δ0确定，δ0＝δd/0.6；

(2)加工待成形板：将待成形板加工为圆形，板坯直径d0根据经验公式

R＝r+δd/2计算，且待成形板直径d0与厚度δ0应遵循(δ0/d0)×100＞

2.2的经验公式，r为目标TA7半球产品内径，h为球壳开口直线段长度，下料后对待成形板上下表面均匀涂覆润滑剂，并完全覆盖待成形板本色；

(3)对模具升温：模具升温前在凸模、拉环型面以及支承座与拉环之间涂覆高温润滑剂，模具升温速率不超过50℃/h，模具升温至600℃～700℃时对凸模和拉环进行对中校准，保证两者轴线偏差在10％*t以内，t为凸模与拉环之间的间隙，然后对模具继续升温并维持在900℃～920℃；

(4)加载成形：将待成形板预热至750℃～850℃后，转移至拉环上，保温至拉环和待成形板温度稳定在900℃～920℃后，凸模加载取件，得到TA7钛合金厚壁球壳。

2.如权利要求1所述的一种TA7钛合金厚壁球壳的超塑性等温冲压方法，其特征在于，步骤4降温取件后，对得到的钛合金厚壁球壳的形面及壁厚进行检测，球面圆度误差不超过

2mm，壁厚减薄量不超过40％。

3.如权利要求1所述的一种TA7钛合金厚壁球壳的超塑性等温冲压方法，其特征在于，步骤1中，凸模外径r1＝r，凸模与拉环之间的间隙t为待成形板厚δ0的1.1-1.3倍。

4.如权利要求3所述的一种TA7钛合金厚壁球壳的超塑性等温冲压方法，其特征在于，拉环内径r2＝r1+t，支撑座应保证拉环底部空间高度大于待成形球壳的总高度H，H＝r+δd+h，h为球壳开口直线段长度。

5.如权利要求1所述的一种TA7钛合金厚壁球壳的超塑性等温冲压方法，其特征在于，步骤4中凸模下压速度v为(0.01-0.03)*H mm/min，总加载时间不超过1h。

6.如权利要求1所述的一种TA7钛合金厚壁球壳的超塑性等温冲压方法，其特征在于，步骤4中凸模加载结束后直接取件，取出的900℃高温球壳产品控制冷却速度不高于200℃/h，冷却至400℃后空冷至室温，得到TA7钛合金厚壁球壳。

说明书

一种TA7钛合金厚壁球壳的超塑性等温冲压方法

技术领域

[0001] 本发明涉及一种TA7钛合金厚壁球壳的超塑性等温冲压方法，属于塑性加工技术领域。

背景技术

[0002] TA7钛合金由于其优异的低温性能，在运载火箭冷氦气瓶上得到了广泛应用，传统工艺一般采用锻造成形半球壳体，但随着型号的发展，新研火箭气瓶尺寸逐渐增大，锻造工艺难度和风险急剧增加，因此迫切需要一种新型工艺来实现TA7球壳的成形，替代传统锻造工艺。

[0003] 常规热冲压成形一般是采用普通压力机作为成形设备，模具本身不加热，冲压时利用加热炉将板坯进行预热，然后快速将板坯转移至模具上进行冲压成形，为了防止坯料温度降低过多，成形过程一般较快，有时需要分成多个道次冲压，板坯成形过程中还需返回加热炉加热，以保证冲压时的成形温度。超塑成形一般采用专用的热成形设备，成形时模具与上下压头同时加热并维持在成形温度，成形过程中模具与坯料在同一温度或较为接近的温度下，因此成形过程的温度维持稳定，坯料并不会随着成形的进行而降温，可以实现低应变速率成形，可大幅提高材料的塑性。超塑成形后的零件尺寸精准、稳定、残余应力小。相对常规热冲压成形时易出现的各种缺陷，超塑性等温冲压成形的优点十分突出。

[0004] 目前来看，在国内外压力容器的研制生产上，钛合金的超塑成形工艺以及热冲压成形工艺应用十分广泛。超塑成形技术在航空航天领域应用较早，爱德华空军基地的火箭推进研究所早在八十年代就进行超塑成形制造推进剂贮箱的试验研究，试验产品是TC4半球形壳体。以前这种半球是由厚壁锻坯加工而成，采用超塑成形技术后，大大减少了机械加工时，提高了材料利用率。日本ISAS和MHI两家公司从1981年就开始使用超塑成形工艺制造航天器贮箱。欧空局采用超塑技术制造贮箱的典型应用是在九十年代，阿里安5姿态控制系统的贮箱至今仍采用这种超塑技术制造。在深海探测领域大尺寸的厚壁球壳应用较多，因此热冲压成形技术应用更广，国外的大型钛合金深潜器载人舱球壳均采用了热冲压技术成形，例如美国“新阿尔文”号、日本的“深海6500”号、以及法国的“鹦鹉螺”号深潜器均使用了Ti64整体半球壳体，其制造工艺采用的就是整体热冲压成形技术。在航天领域，热冲压成形技术也有应用，例如“天宫”上使用的TC4贮箱封头就采用了热冲压成形，但后来类似产品逐渐被成形精度更高的超塑技术所取代。

[0005] 从国内来看，采用超塑成形制造的钛合金压力容器产品也已经得到了应用，例如703所采用超塑成形技术实现了TC4钛合金薄壁半球壳体的精密成形，并成功应用于探月工程贮箱的研制；625所也采用超塑成形制造了各种尺寸的TC4钛合金薄壁球壳，已经在国内卫星型号上得到了应用。此外，我国近几年新研制的4500M深潜器，采用了半球整体热冲压成形技术。综上，超塑成形技术与热冲压技术在航空航天、深空探测、深海探测等领域均有广泛应用，但目前尚未见将两种技术有机结合，实现难变形钛合金材料TA7厚壁球壳的超塑性等温冲压成形，并获得工程应用的相关报道。

发明内容

[0006] 本发明所要解决的技术问题：本发明提供了一种TA7钛合金厚壁球壳的超塑性等温冲压方法，大幅提高了TA7热冲压成形过程的塑性，解决了传统工艺的局部开裂、表面微裂纹等问题。

[0007] 本发明的技术解决方案：

[0008] 一种TA7钛合金厚壁球壳的超塑性等温冲压方法，具体步骤如下：

[0009] (1)模具设计制造：模具包括凸模、拉环和支承座，凸模、拉环和支承座材料均为耐至少950℃的高温铸钢，凸模设计为半球形，支承座为中空结构，拉环为圆环形，放置在支承座顶部，且可水平滑动；凸模外径与拉环内径由球壳内径r、球底壁厚要求δd、待成形板厚δ0确定，δ0＝δd/0.6；

[0010] (2)加工待成形板：将待成形板加工为圆形，板坯直径d0根据经验公式R＝r+δd/2计算，且待成形板直径d0与厚度δ0应遵循(δ0/d0)×100＞2.2的经验公式，下料后对待成形板上下表面均匀涂覆润滑剂，并完全覆盖待成形板本色；

[0011] (3)对模具升温：模具升温前在凸模、拉环型面以及支承座与拉环之间涂覆高温润滑剂，模具升温速率不超过50℃/h，模具升温至600℃～700℃时对凸模和拉环进行对中校准，保证两者轴线偏差在10％*t以内，然后对模具继续升温并维持在900℃～920℃；

[0012] (4)加载成形：将待成形板预热至750℃～850℃后，转移至拉环上，保温至拉环和待成形板温度稳定在900℃～920℃后，凸模加载取件，得到TA7钛合金厚壁球壳。

[0013] 步骤4降温取件后，对得到的钛合金厚壁球壳的形面及壁厚进行检测，球面圆度误差不超过2mm，壁厚减薄量不超过40％。

[0014] 步骤1中，凸模外径r1＝r，凸模与拉环之间的间隙t为待成形板厚δ0的1.1-1.3倍。

[0015] 拉环内径r2＝r1+t，支撑座应保证拉环底部空间高度大于待成形球壳的总高度H，H＝r+δd+h，h为球壳开口直线段长度。

[0016] 步骤4中凸模下压速度v为(0.01-0.03)*H mm/min，总加载时间不超过1h。

[0017] 步骤4中凸模加载结束后直接取件，取出的900℃高温球壳产品控制冷却速度不高于200℃/h，冷却至400℃后空冷至室温，得到TA7钛合金厚壁球壳。

[0018] 本发明的有益效果：

[0019] (1)传统锻造工艺由于锻造温度过高，变形量大，因此会明显改变原材料的组织和性能，且可能出现锻造裂纹，本发明提供的方法由于成形温度低，且模具与材料温度一致，变形量小，因此对材料性能影响很小、不易形成缺陷，质量可靠性好，大幅提高了TA7热冲压成形过程的塑性；

[0020] (2)本发明可以实现难变形、大尺寸TA7厚壁球壳的整体成形，成形精度稳定、成形效率较高，特别适合于运载火箭用TA7低温钛合金气瓶产品的研制和生产，同时也可以用于其它领域、其它牌号钛合金，同类产品的研制和生产；

[0021] (3)TA7球壳的传统锻造工艺需要上万吨级的锻造设备，而本发明提供的技术仅需几十吨或百吨，且生产过程噪音小，危险性低，是一种绿色环保的技术。

附图说明

[0022] 图1为本发明的成形过程示意图；

[0023] 图2为本发明的工艺流程示意图；

[0024] 图3为本发明的模具结构示意图。

具体实施方式

[0025] 下面结合附图对本发明进行详细描述。

[0026] 传统热冲压工艺最大的劣势就在于模具与坯料的温差过大，成形过程中温度不可控，板坯与模具接触的局部温降过快，温度过低材料塑性过差就容易出现裂纹等缺陷，因此在成形钛合金半球时，传统方法一般适用于成形性好的材料例如TC4，而对于TA7这种难变形、易开裂的材料成形效果并不理想。同时，TA7材料属于单相钛合金，超塑成形过程晶粒长大过快，因此其超塑性也并不理想，采用普通的超塑气胀技术也难以保证半球壳体的成形质量。

[0027] 本发明将传统热冲压工艺与超塑成形技术进行工艺融和，结合热冲压成形变形量小、成形温度低、性能损失小和超塑成形温度稳定，塑性好的优势，利用先进的超塑成形设备，通过独特的模具结构和工艺参数设计，在热冲压过程中有效引入超塑成形“温度恒定”、“低应变速率”的变形过程特点，大幅提高了TA7热冲压成形过程的塑性，解决了传统工艺的局部开裂、表面微裂纹等问题，同时显著降低了成形吨位，提升了成形后球壳的尺寸精度和尺寸稳定性，成形道次也由传统的多个道次降低为1个道次。

[0028] 具体工艺实施过程分为三个阶段，工艺准备阶段、坯料预热阶段、坯料成形阶段，成型过程如图1：

[0029] 1.工艺准备阶段：主要包括坯料的加工、模具安装以及整体升温，坯料一般为圆形，模具主要包括凸模6、拉环7、支承座8三大部分，通过T形槽分别将冲头、支承座固定在超塑成形设备的上下平台上，拉环放置在支承座的承载平面上。模具安装后随超塑设备平台整体升温至成形温度。

[0030] 2.坯料预热阶段：模具升至成形温度后，在板坯上涂覆润滑剂，注意为了防止热冲压时球底拉薄过渡，在板坯上表面芯部应不涂或少涂润滑剂，保证足够的摩擦系数，抑制变形。由于设备平台温度较高且均匀性好，因此板坯应在平台表面进行预热，预热后使用专用夹具将板坯放置在拉环上，待成形。

[0031] 3.坯料成形阶段：控制压头开始热冲压成形，速度一般由慢到快，压头下压速度一般远低于传统热冲压的成形速度，主要目的是提高材料变形能力，热冲压后的半球毛坯通过专用工装从炉中取出，并放置在保温箱内，让其缓慢降温，有利于降低成形内应力。

[0032] 详细方案为：一种TA7钛合金厚壁球壳的超塑性等温冲压方法，如图2所示，具体步骤为：

[0033] (1)模具设计制造，如图3所示：模具包括凸模、拉环和支承座，凸模、拉环和支承座材料均为耐至少950℃的高温铸钢，凸模设计为半球形，支承座为中空结构，拉环为圆环形，放置在支承座顶部，且可水平滑动；凸模外径与拉环内径由球壳内径r、球底壁厚要求δd、待成形板厚δ0确定，δ0＝δd/0.6，凸模外径r1＝r，凸模与拉环之间的间隙t为待成形板厚δ0的1.1-1.3倍；拉环内径r2＝r1+t，支撑座应保证拉环底部空间高度大于待成形球壳的总高度H，H＝r+δd+h，h为球壳开口直线段长度；

[0034] (2)加工待成形板：将待成形板加工为圆形，板坯直径d0根据经验公式R＝r+δd/2计算，且待成形板直径d0与厚度δ0应遵循(δ0/d0)×100＞2.2的经验公式，下料后对待成形板上下表面均匀涂覆润滑剂，并完全覆盖待成形板本色；

[0035] (3)对模具升温：模具升温前在凸模、拉环型面以及支承座与拉环之间要涂覆高温润滑剂，模具升温速率不超过50℃/h，模具升温至600℃～700℃时要对凸模和拉环进行对中校准，保证两者轴线偏差在10％*t以内，然后对模具继续升温并维持在900℃～920℃。

[0036] (4)加载成形：将待成形板预热至750～850℃后，转移至拉环上，保温至拉环和待成形板温度稳定在900℃～920℃后，凸模开始加载，凸模下压速度v为(0.01-0.03)*H mm/min，总加载时间不超过1h，加载结束后直接取件，取出的900℃高温球壳产品不能直接空冷，需要控制冷却速度不高于200℃/h，冷却至400℃后可以空冷至室温，得到TA7钛合金厚壁球壳。

[0037] 步骤4降温取件后，对得到的钛合金厚壁球壳的形面及壁厚进行检测，球面圆度误差不超过2mm，壁厚减薄量不超过40％。

[0038] 实施例：

[0039] 本实施例中采用符合GJB2505A-2008的TA7钛合金板材，目标TA7半球产品内径r＝325mm、δd＝15mm、h＝10mm。

[0040] (1)模具设计制造：根据钛合金半球产品的外形尺寸要求设计超塑模具，超塑模具材料采用耐高温铸钢Ni7N。δ0＝δd/0.6＝25mm，凸模外型面的直径尺寸r1＝r＝325mm；凸模拉环间隙t＝1.2×25＝30mm，则拉环外径r2＝r1+t＝355mm。球壳总高度H＝r+δd+h＝350mm，则取支承座高度取400mm。

[0041] (2)板坯设计制造：将待成形板加工为圆形，板坯直径d0根据经验公式R＝r+δd/2计算得到d0＝938.05mm，取938mm。将d0与厚度δ0代入经验公式(δ0/d0)×100＝2.6＞2.2，满足要求，下料后在板坯上下表面涂覆高温润滑剂，其主要成分为BN。

[0042] (3)模具装炉升温：模具升温前在凸模、拉环型面以及支承座与拉环之间要涂覆高温润滑剂，然后将成形模具放入超塑设备中，凸模固定在上平台，支撑座固定在下平台，拉环放置在支承座上，调整拉环位置与凸模对中，然后开始升温，设定升温速率50℃/h，模具升温至600±5℃时，对凸模和拉环进行对中校准，保证两者轴线偏差在10％*t＝3mm以内，然后对模具继续升温并维持在900±5℃。

[0043] (4)高温装料：装料前要采用加热炉对坯料进行预热，炉膛事先加热至880±5℃，然后将板坯放入炉膛内，放置时间30min以上，然后使用红外测温设备测量板坯温度，达到800℃以上即可。板坯达到预热温度后，打开炉门，抬起上模具，使用工装将圆形板坯放入下模具的凹槽内，然后关闭炉门，装料时间应控制在5min以下，防止模具和炉腔温降过大。

[0044] (5)加载成形：高温装料后由于模具会有一定温降，且板料温度往往达不到成形温度，因此装料后保温30min以上，并观察模具热电偶温度，待数值达到成形温度900±5℃后，再执行加载程序，进行超塑性等温冲压成形。冲头加载速度0.03*H mm/min＝10.5mm/min，总加载时间40min。

[0045] (6)高温取件：成形结束后，打开炉门使用工装取出成形好的球壳，取件时凸模要升起，球壳零件从拉环下部拖出。取件时间应控制在5min以内，防止炉腔和模具温降过大。取件后需对模具重新加热，使其恢复到成形温度后，方可进行下一件产品的成形。

[0046] (7)保温箱缓慢冷却：产品高温出炉后，迅速将高温壳体转移至保温箱，让其缓慢冷却到室温，冷却时间应控制在3h以上。

[0047] (8)得到球壳产品：使用样板对成形后的半球壳体外形面进行检测，并采用超声测厚设备对球壳的壁厚分布情况进行检测，确定球壳形面误差及各处壁厚满足工艺要求。

[0048] 本发明与现有技术相比具有如下效果：

[0049] (1)可成形的产品规格大：本发明能够实现大尺寸(φ600mm以上)TA7厚壁半球壳体的整体成形：现有锻造技术只能实现φ300mm直径左右TA7厚壁半球壳体的整体成形。

[0050] (2)成形后的尺寸精度高：本发明成形后半球壁厚分布的控制精度可达±0.5mm，半球内形面贴膜尺寸精度可达±2mm，相比传统工艺可以显著提高材料利用率。

[0051] (3)对设备吨位需求小：TA7球壳的传统锻造工艺需要上万吨级的锻造设备，而本发明提供的技术仅需几十吨或百吨，且生产过程噪音小，危险性低，是一种绿色环保的技术。

[0052] (4)本发明成形过程不易产生缺陷、对原材料性能影响小：传统锻造工艺由于锻造温度过高，变形量大，因此会明显改变原材料的组织和性能，且可能出现锻造裂纹，本发明提供的方法由于成形温度低，且模具与材料温度一致，变形量小，因此对材料性能影响很小、不易形成缺陷，质量可靠性好。

[0053] (5)原材料质量更稳定：传统锻造工艺需要大规格锻坯，质量控制较难，容易出现成分偏析等质量问题，而本发明采用板材即可实现成形，板材相对锻坯制备质量更可靠，批产时更稳定。

[0054] 以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

[0055] 本发明未公开内容为本领域技术人员公知常识。