一种钛合金薄壁多层中空结构的制备方法 |
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| 申请号 | CN201510940511.6 | 申请日 | 2015-12-15 | 公开(公告)号 | CN106881561A | 公开(公告)日 | 2017-06-23 |
| 申请人 | 航天特种材料及工艺技术研究所; | 发明人 | 吴海峰; 宋鹏; 微石; 汪宇羿; 王珊; | ||||
| 摘要 | 本 发明 提供一种 钛 合金 薄壁多层中空结构的制备方法，通过面板芯层单独 热压 成型 、装配、整体扩散连接等步骤得到钛合金薄壁多层中空结构。本发明面板和芯层单独成型，具有内腔成形 精度 高、设计 自由度 大、材料使用范围广，避免了多层中空结构的内腔精确成形问题、内部结构的 质量 检测难题，以及内外层结构不能采用异种材料的不足。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种钛合金薄壁多层中空结构的制备方法，其特征在于，通过以下步骤实现： |
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| 说明书全文 | 一种钛合金薄壁多层中空结构的制备方法技术领域[0001] 本发明涉及一种钛合金薄壁多层中空结构的制备方法，特别是涉及异种钛合金多层中空结构的制备方法，属于钛合金加工技术领域。 背景技术[0002] 钛合金作为高比强度金属材料，具有优良抗疲劳性能和优越耐腐蚀性能，其工作温度范围可达650℃，是航空航天发动机系统和大马赫数飞行器结构件理想备选材料。然而，钛合金常温下变形抗力大、塑性差、回弹严重，采用冷成形工艺成形复杂零件难度较大。 [0003] 钛合金的超塑性成形/扩散连接技术是利用材料在超塑性状态下的优异变形性能和扩散连接性能而发展起来的一种新技术。当钛合金处于超塑性状态时，其流动性能好，易于填充，从而容易成形出形状复杂的结构零件。 [0004] 自从1970年美国洛克威尔公司发明了钛合金超塑成形/扩散连接(SPF/DB)组合工艺后，此项技术以其独特的优越性迅速成为制造钛合金结构件举世瞩目的新技术。该方法是利用材料的超塑性和在同一热规范内的扩散连接特性，在一次循环内实现既成形又连接，制出利用常规工艺难以制备的形状各异的整体结构件。通过这种工艺可使制品一体化、性能良好、重量减轻、成本降低。 [0005] 常见的超塑成形/扩散连接的结构形式是多层空心结构形式，多层空心结构形式采用三层板，其工艺过程如图1所示，是先在模具型腔中加载气体使得三层板之间发生扩散连接，扩散连接完成后在三层板之间进气使三层板超塑成形贴膜，得到如图2所示的产品，实现芯层的扩散连接只有靠模具在高温下密封，对模具精度要求高，而且设备的加载精度也要求高，其内腔的成形精度依赖于中间两层的自由变形协调程度，控制难度大，且成形质量和扩散缺陷不易检测。 [0006] 目前，为了提高使用温度而降低成本的目的，在多层中空结构中希望能实现面板采用高温钛合金而芯层采用普通钛合金，而现有的超塑成形/扩散连接工艺也无法实现异种钛合金之间的加工。 发明内容[0007] 本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种内腔成形质量高且容易检测、能实现异种钛合金薄壁多层中空结构的制备方法。 [0008] 本发明的技术解决方案：一种钛合金薄壁多层中空结构的制备方法，通过以下步骤实现： [0010] 根据要制备的多层中空结构的面板和芯层的形状制造热压成型模具，热压工艺根据面板和芯层的材料进行选择。由于本发明面板和芯层是单独进行热压成型，因此其形状设计可以更灵活，避免了传统超塑成形/扩散连接工艺中，面板和芯层形状由于超塑成形贴模而造成的设计局限性。 [0011] 第二步，多层结构装配， [0012] 将第一步加工的面板和芯层进行叠加装配在一起； [0013] 可以通过工装进行装配，装配后的多层结构定位要准确，防止各层之间错位。 [0014] 第三步，整体扩散连接， [0015] 第二步装配好的多层结构在真空炉中，进行整体扩散焊，得到钛合金薄壁多层中空结构，扩散焊工艺为，在TXB±10℃下，保温保压不低于1h，再在TMB±10℃下，保温保压不低于1h,其中TXB为芯层材料最佳扩散温度，TMB为面板材料最佳扩散温度。 [0016] 其他扩散焊所需工艺参数设定为本领域扩散焊通用手段，本领域技术人员可以根据需要进行选择。 [0017] 芯层材料最佳扩散温度TXB确定方法如下： [0018] A3.1、在芯层材料的扩散连接温度范围[TXmin,TXmax]内，选择不同扩散温度进行芯层试件的扩散连接；其中TXmin、TXmax为芯层材料能进行扩散连接的最低和最高温度，扩散温度的选择要涵盖扩散连接温度范围，一般选择相邻的扩散温度差为10～15℃。 [0019] A3.2、对步骤A3.1得到的不同扩散温度下的芯层试件进行拉伸试验，得到不同扩散温度下的芯层试件抗拉强度；拉伸试验具体见GB228.1-2010。 [0020] A3.3、根据不同扩散温度下的芯层试件抗拉强度，拟合得到芯层的扩散温度-抗拉强度曲线； [0021] A3.4、根据芯层的扩散温度-抗拉强度曲线，得到最高抗拉强度对应的扩散温度即芯层材料最佳扩散温度TXB。 [0022] 面板材料最佳扩散温度TMB的确定方法同芯层材料最佳扩散温度TXB确定方法，在此就不一一赘述。 [0023] 所述整体扩散连接中在2个小时内从TXB升至TMB，否则会因晶粒长大影响材料基体性能及整体扩散连接的焊接质量。 [0024] 本发明与现有技术相比的有益效果： [0025] (1)本发明面板和芯层单独成型，具有内腔成形精度高、设计自由度大、材料使用范围广，避免了多层中空结构的内腔精确成形问题、内部结构的质量检测难题，以及内外层结构不能采用异种材料的不足； [0026] (2)本发明可制备出面板和芯层材料不同的梯度结构，如面板采用高温钛合金而芯层采用普通钛合金，从而达到提高使用温度而降低成本的目的； [0027] (3)本发明确定了整体扩散连接的工艺，保证了异种钛合金之间的连接质量，通过变温扩散连接工艺可使得连接接头的抗拉强度达到较弱基体材料的80～95％； [0028] (4)本发明具有灵活的可设计性和多变的环境适应性，成形质量可靠、生产周期较短，技术、经济效益明显。 [0030] 图1为超塑成形/扩散连接示意图； [0031] 图2为钛合金薄壁多层中空结构示意图； [0032] 图3为本发明制备钛合金薄壁多层中空结构流程图。 具体实施方式[0033] 以下结合附图和具体实例对本发明进行详细说明。 [0034] 采用符合航空标准的Ti55、TC4钛合金板材，板材厚度为1.2mm。 [0035] 本实例如图3所示，通过以下步骤实现： [0036] 1、面板、芯层单独热压成型 [0037] 模具设计和加工：根据使用条件选择模具材料为QTRSi4Mo。根据单层零件的外形轮廓，同时考虑产品及模具的线膨胀系数设计模具型腔。 [0038] 板材下料：根据面板及芯层尺寸下料，此实施例中，蒙皮及芯层共需下料4层板材，规格1500*500*1.2mm。 [0039] 单层结构成形：上下面板及上下芯层共4层结构单独热压成形，如上下面板和上下芯层对称则可分别共用1套模具，在实施例中即1套模具成形上下面板，1套模具成形上下芯层。其中上下面板为Ti55钛合金材料，热压成形温度850±10℃，成形进气速率0.03Mpa/分钟；上下芯层为TC4钛合金材料，热压成形温度800±10℃，成形进气速率0.01Mpa/分钟。 [0041] 2、多层结构装配 [0042] 采用工装将单层结构准确定位、叠加，装配。 [0043] 3、整体扩散连接 [0044] 将装配好的多层结构进真空扩散炉，进行整体扩散连接； [0045] 确定最佳扩散温度，面板Ti55钛合金的最佳扩散温度为925℃，芯层TC4钛合金的最佳扩散温度为850℃，确定整体扩散连接的工艺为850±10℃，保温1h，再在1h内升至925±10℃，保温1h，扩散过程中真空度保持在10-2Pa，成形压力为2MPa。 [0046] 4、工艺余边去除形成最终产品，采用机械加工去除工艺余边，达到尺寸要求，形成最终产品。 [0047] 其中扩散连接接头处抗拉强度实测为950MPa，为TC4材料强度的95％，且由于面板采用Ti55钛合金，使得其使用温度提高100℃(1小时内)，取得了较好的技术效果。 [0048] 本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。 |
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