技术领域
[0001] 本
发明属于
机械加工制造技术领域，尤其涉及一种大型薄壁高强
铝合金双锥菱形整体舱壳精密铸造成型方法。
背景技术
[0002] 双锥菱形舱壳是一种典型结构铸件，该类铸件外形多为大型、薄壁且对
刚度有严格要求，需要在一定压
力下工作，所以对铸件
冶金质量要求也很高。
[0003] 随着我国航天事业的快速发展，对双锥菱形舱壳等结构铸件的质量要求越来越高，对构铸件整体性、壁厚、尺寸
精度、材料性能等要求的不断提高，大型薄壁高强度的整体铝合金精密铸件的需求越来越大。
[0004]
现有技术中，大型薄壁高强铝合金双锥菱形整体舱壳精密铸造成型方法不够完善，生产出来的结构铸件的质量难以保证，因此，需对现有技术进行改进，设计一种能使结构铸件的质量得以保证的大型薄壁高强铝合金双锥菱形整体舱壳精密铸造成型方法。
发明内容
[0005] 针对上述现有技术存在的问题，本发明提供一种大型薄壁高强铝合金双锥菱形整体舱壳精密铸造成型方法，以保证结构铸件的质量。
[0006] 本发明通过以下技术方案来实现上述目的：
[0007] 一种大型薄壁高强铝合金双锥菱形整体舱壳精密铸造成型方法，所述方法包括：
[0008] 制造符合设计图纸的铝合金双锥菱形整体舱壳砂型
铸造模具；
[0009] 配比熔炼符合要求的铝合金材料；
[0010] 将配比熔炼好的铝合金材料在制造好的砂型铸造模上，加工成铝合金舱壳铸件；
[0011] 将加工后的所述铝合金舱壳铸件装配至舱壳
热处理工装上，在所述舱壳热处理工装上对所述铝合金舱壳铸件进行热处理工序，所述热处理工序包括固溶处理工序以及T6淬火工序，其中，所述固溶处理工序包括：首先将所述铝合金舱壳铸件升温至520℃，在520℃
温度下保温2h，再将所述铝合金舱壳铸件升温至538℃，在538℃温度下保温8h后出炉；所述T6淬火工序包括：在铝合金淬火液中淬火，以小于20s的速度将所述铝合金舱壳铸件转移入液，所述铝合金舱壳铸件采用上下立式入
水，所述铝合金淬火液的温度不低于70℃；
[0012] 将经T6淬火工序后的所述铝合金舱壳铸件从舱壳热处理工装上拆除，拆除后，所述铝合金舱壳铸件进行时效处理工序，所述时效处理工序包括：在台式干燥箱中对所述铝合金舱壳铸件进行人工时效处理，将所述铝合金舱壳铸件升温至165℃，保温8h后出炉空冷至室温；
[0013] 对经热处理工序后的所述铝合金舱壳铸件进行性能检测；
[0014] 对性能检测通过的所述铝合金舱壳铸件进行尺寸
变形加工，以获得符合要求的铝合金异形舱壳。
[0015] 进一步地，所述制造符合设计图纸的铝合金双锥菱形整体舱壳砂型铸造模具包括：
[0016] 设计并优化铝合金双锥菱形整体舱壳砂型铸造模具的成型工艺和铸件图；
[0017] 根据优化后的整体砂型铸造模具的铸件图，制造砂型铸造模具；
[0018] 制造并检测砂型铸造模具的型芯和型腔；
[0020] 更进一步地，所述制造砂型铸造模具包括：
[0021] 通过呋喃
树脂砂整体砂型制造砂型铸造模具。
[0022] 优选地，所述砂型铸造模具的型芯和型腔的造
型材料为70～140目的擦洗砂和PEPSET树脂混合而成的树脂砂。
[0023] 进一步地，所述通过三维扫描检测整体砂型铸造模具包括：
[0024] 分别对所述砂型铸造模具的内模砂型和外模砂型进行三维扫描检测，所述外模砂型采用常规尺寸检测，检测标准为确保在整体砂型
铸造铝合金舱壳铸件收缩的情况下，所述铝合金舱壳铸件外形的加工余量在满足所述大型薄壁高强铝合金双锥菱形整体舱壳轮廓度的前提下尽量小，以减少后续的整体壳段加工周期；
[0025] 将所述内模砂型三维摄像扫描的点
云与所述内模砂型理论三维模型进行拟合对比，采用最佳拟合方式进行拟合，将所述内模砂型拟合后的彩色点云图中红色和黄色的高点区域通过手工打磨或者切削的方式除去，确保所述内模砂型轮廓度与理论三维模型95％以上面积的区域一致。
[0026] 进一步地，所述铝合金为ZL114A高强铝合金，所述配比熔炼符合要求的铝合金材料包括：
[0027] 采用精Al锭以及精铝熔铸的Al-Si、Al-Cu、Mg和Ti-B中间合金配制合金；加入镍元素，并加入铝锶中间合金改善共晶
硅形貌，优化
合金元素含量；采用高纯氩气精炼，得到所述ZL114A高强铝合金；
[0028] 所述ZL114A高强铝合金的化学成分的重量百分数为：Si含量为6.5％～7.5％；Cu含量为1％～3％；Mg含量为0.45％～0.75％；Ti+Ni总含量为0.05％～0.1％；B含量为0.05％～0.1％；Sr含量小于0.01％；杂质总量≤0.75％，其中主要杂质Fe含量＜0.1％；余量为Al。
[0029] 进一步地，所述加工成铝合金舱壳铸件包括：
[0030] 所述ZL114A高强铝合金在整体砂型铸造模具中进行底注式反重力
挤压浇铸，所述底注式反重力挤压浇铸的工艺为：
[0031] 浇铸前确保浇铸炉内的温度大于40℃，进行所述浇铸炉预热并干燥，并控制所述浇铸炉内湿度小于80％；浇铸时控制所述铝合金液的温度在680℃～720℃，挤压压力大于0.1Mpa，充型时间为20s～40s，保压压力为0.1MPa～0.12MPa，保压时间为250s～350s；浇铸后在炉温降到室温以后，静置4小时后开炉，得到铝合金舱壳铸件。
[0032] 进一步地，所述方法还包括对所述铝合金舱壳铸件进行三维扫描检测工序，所述三维扫描检测工序包括第一三维扫描检测工序、第二三维扫描检测工序、第三三维扫描检测工序以及第四三维扫描检测工序，其中：
[0033] 所述第一三维扫描检测工序在对所述铝合金舱壳铸件装配至舱壳热处理工装上进行固溶处理工序之前进行检测，记录所述铝合金舱壳铸件的外型面轮廓度，并作为后续变形检测的基准；
[0034] 所述第二三维扫描检测工序在对所述铝合金舱壳铸件进行T6淬火工序之后进行检测，以所述铝合金舱壳铸件的内型面为基准，采用最佳拟合方式进行检测，将检测结果首先与所述第一三维扫描检测工序获得的基准进行比较，从而判断所述固溶处理和T6淬火工艺以及所述舱壳热处理工装设计是否合理，同步判断所述铝合金舱壳铸件与所述舱壳热处理工装的
定位装配后是否发生变形；
[0035] 所述第三三维扫描检测工序是在将所述铝合金舱壳铸件从所述舱壳热处理工装上拆除后进行检测的，将所述第三三维扫描检测工序的扫描结果与所述第一三维扫描检测工序获得的基准进行对比，从而检测出所述铝合金舱壳铸件热处理的变形量，并将所述第三三维扫描检测工序的扫描结果与所述铝合金舱壳铸件的理论目标值进行对比，作为最终铸件变形量和几何尺寸验收的判断依据；
[0036] 所述第四三维扫描检测工序是在将所述铝合金舱壳铸件进行人工时效处理后进行检测的，将所述第四次三维扫描检测的扫描结果与所述第三三维扫描检测工序获得的的扫描结果进行对比，从而检测出所述铝合金舱壳铸件时效处理的变形量。
[0037] 进一步地，所述对经热处理工序后的所述铝合金舱壳铸件进行性能检测包括：
[0038] 对经热处理工序后的所述铝合金舱壳铸件进行X光和
荧光检查，确认缩松、
缩孔、裂纹是否存在，并依据铸件的
缺陷决策是否进行修补措施。
[0039] 进一步地，所述对性能检测通过的所述铝合金舱壳铸件进行尺寸变形加工，以获得符合要求的铝合金异形舱壳包括：
[0040] 舱壳加工前基准测量：找平壳体后端面，加工见光，然后以内型面为基准，找正后端框和菱形四边，确定中心，粗加工工艺凸台；
[0041] 舱壳三维扫描及检测，对粗基准加工后的壳体毛坯三维扫描及检测，根据已加工的端面及菱形四边确定检测
坐标系，对壳体内、外形进行扫描，以壳体内形为基准，将壳体铸件模型与壳体扫描模型进行最佳拟合；
[0042] 自适应加工粗基准：将壳体后端面朝上，找正检测坐标系，以最佳拟合确定的协调关系进行坐标系偏置，然后对壳体端面和菱形四边进行加工，确定粗加工基准；
[0043] 舱壳数控粗加工外形：根据粗加工基准粗加工壳体外形；
[0044] 尺寸检测及三维扫描，采用常规方法检测粗加工后壳体尺寸，采用三维检测方法，检测形位公差；
[0045] 对尺寸检测以及三维扫描通过的舱壳进行热处理人工时效去
应力；
[0046] 对去除应力后的舱壳进行三维扫描几何检测；
[0047] 根据舱壳内型轮廓度及壁厚的均匀性要求，协调精加工基准；
[0048] 根据精加工基准精加工对三维扫描几何检测通过的舱壳壳体外形与内型特征；
[0049] 对精加工的舱壳后壳体进行检测，采用常规方法检测线性尺寸，采用三维检测方法检测形位公差，形位公差通过的产品即为符合要求的铝合金异形舱壳。
[0050] 本发明的有益效果是：
[0051] 本发明所提供的一种大型薄壁高强铝合金双锥菱形整体舱壳精密铸造成型方法，由于将加工后的铝合金舱壳铸件装配至舱壳热处理工装上进行热处理工序，且热处理工序包括固溶处理工序以及T6淬火工序，其中，固溶处理工序包括：首先将铝合金舱壳铸件升温至520℃，在520℃温度下保温2h，再将铝合金舱壳铸件升温至538℃，在538℃温度下保温8h后出炉；T6淬火工序包括：在铝合金淬火液中淬火，以小于20s的速度将铝合金舱壳铸件转移入液，铝合金舱壳铸件采用上下立式入水，铝合金淬火液的温度不低于70℃，将经T6淬火工序后的铝合金舱壳铸件从舱壳热处理工装上拆除，拆除后，铝合金舱壳铸件进行时效处理工序，且时效处理工序包括：在台式干燥箱中对铝合金舱壳铸件进行人工时效处理，将铝合金舱壳铸件升温至165℃，保温8h后出炉空冷至室温，即本发明通过对热处理工序和时效处理工序的工艺参数改进，可有效的提高铸件的常温和高温力学性能与延伸率指标，以提高结构铸件的质量。
附图说明
[0052] 图1为本发明
实施例中铝合金异形舱壳的立体结构图；
[0053] 图2为本发明实施例中一种大型薄壁高强铝合金双锥菱形整体舱壳精密铸造成型方法的工艺
流程图；
[0054] 图3为本发明实施例中的铝合金舱壳铸件铸造成型阶段的工艺流程图；
[0055] 图4为本发明实施例中的铝合金舱壳铸件热处理变形控制阶段的工艺流程图；
[0056] 图5为本发明实施例中的铝合金舱壳铸件数控加工变形控制阶段的流程示意图。
具体实施方式
[0057] 下面将结合本发明实施例，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0058] 本发明实施例所示的一种大型薄壁高强铝合金双锥菱形整体舱壳精密铸造成型方法，用于铸造大型薄壁高强铝合金双锥菱形整体舱壳，该舱壳的结构如图1所示。本发明实施例所示的铸造成型方法涉及的工艺专业有ZL114高强铝合金舱壳整体砂型铸造成型、ZL114铝合金铸造舱壳热处理变形控制、ZL114铝合金铸造舱壳数控加工变形控制、三维数字化摄像扫描检测技术等，属于多工艺协同集成制造精密成型与变形控制方法。
[0059] 图2为本发明实施例中一种大型薄壁高强铝合金双锥菱形整体舱壳精密铸造成型方法的工艺流程图，参见图2，本发明实施例的一种大型薄壁高强铝合金双锥菱形整体舱壳精密铸造成型方法包括三个阶段，分别为铝合金舱壳铸件铸造成型阶段、铝合金舱壳铸件热处理变形控制阶段以及铝合金舱壳铸件数控加工变形控制阶段，下面对上述三个阶段进行具体叙述。
[0060] 该铝合金舱壳铸件铸造成型工艺主要包括制造符合设计图纸的铝合金双锥菱形整体舱壳砂型铸造模具，配比熔炼符合要求的铝合金材料，将配比熔炼好的铝合金材料在制造好的砂型铸造模上，加工成铝合金舱壳铸件。
[0061] 图3为本发明实施例中的铝合金舱壳铸件铸造成型阶段的工艺流程图，参见图3，该铝合金舱壳铸件铸造成型工艺的具体流程为：
[0062] S1.1、整体砂型铸造成型工艺和铸件图设计：根据产品的材料特性、空间尺度、整体刚性、重量质心、设计基准等结构特征要求，结合AL-SI系ZL114A铝合金的整体砂型铸造工艺性，选择合适的整体砂型铸造方法；
[0063] 本发明实施例中整体砂型铸造工艺所采用的成型方法选用为呋喃树脂砂进行，它有效的规避了大型铝合金薄壁舱壳铸件融模整体铸造的缺点和金属模高
压铸造成型或者金属模重力铸造不可实现的劣势，在正确选择整体砂型铸造成型方式的
基础上，依据设计要求整体铸造后产品的内型面不再加工也无法加工，在内型面不加工而只加工外型面的基础上，最终保证产品的外形完整性、壁厚的均匀性、质量质心的公差要求；
[0064] 本发明实施例中，铸件图的设计依据上述要求结合铸件的收缩特性、保证外形面各面的轮廓度、平面度、平行度、对称度、
同轴度以及型腔内加强筋的
位置度和加强筋的宽度、高度、壁厚等几何尺寸，结合铸造铝合金AL-SI系材料整体砂型铸造时
各向异性的特点，设计长宽高(笛卡尔坐标X、Y、Z三个方向或依据相应的圆柱坐标或球坐标)分别为0.8％、0.8％、0.85％不同的的收缩率从而有效的保证铸件质量；
[0065] 需特别说明的是，由于各铸件结构尺寸不同，其收缩率设置略有差异，控制精度需小于0.05％；
[0066] 结合收缩率和舱壳产品尺寸完成铸件图的设计，铸件图余量设计是外型面单边余量大于8mm，轴向单边余量大于10mm；轴向10mm的依据其一是该方向尺寸较大，其次是后续机械加工过程中需要进行基准调整，用以保证金属切削加工过程中大小端面的平面度、平行度的基础上，保证大小端面的同轴度和外形轮廓度。
[0067] S1.2、浇铸系统设计及模拟仿真优化：
[0068] 浇铸系统设计及模拟仿真的核心在于有效的保证浇铸时的充型完全可靠，本发明实施例采用了底注式缝隙混合浇铸系统，浇铸方式分别采用了反重力底注式浇铸和反重力底注式挤压浇铸两种方式，从整体砂型铸造变形的
风险和结果来看，反重力底注式挤压浇铸优于反重力底注式浇铸，其充型更完整同时带压力浇铸规避了很多疏松缩孔等缺陷。
[0069] 本发明实施例分别采用了PROCAST/HUSTCAE/ANYCASTING等三种整体砂型铸造模拟
软件进行模拟分析，同一浇铸系统三种模拟结果综合评比后择优确定的浇铸系统，规避了整体砂型铸造时可能出现的裂纹、缩松、缩孔整体砂型
铸造缺陷，同时规避了浇铸系统
凝固后刚性过强或者刚性过弱而导致后续铸件固溶处理、淬火完全时效、浇铸系统去除等阶段的大变形风险。浇铸系统设计时需实时对铸件图不完美之处进行完善，比如刚性不足或者不利于充型的区域进行局部增加，浇铸后再进行去除。
[0070] S1.3、整体砂型铸造模具设计及制造装配：
[0071] 整体呋喃树脂砂砂型铸造模具设计及制造装配的特征关键核心在于，由于是大型薄壁舱体铸造成型模具，因结构尺寸的限制无法采用整
体模具结构而必须采用拼装的组合模具结构；因此模具的拼装组合定位方式、模具组合
块之间采用的连接件、模具镶块设计、模具制造方式、模具装配等至关重要。本特征采用轴向拼装组合方式、模具组合块之间采用1个主销+4个辅助销孔的过定位连接；所采用的主连接销采用不锈
钢销轴；为保证各网格筋的宽度高度厚度及网格筋之间的位置度，网格筋部位的模具镶块采用呋喃树脂砂喷特殊涂料以控制凝固时的变形收缩；
[0072] 为保证产品的内型及收缩导致的变形不均匀，内型腔模具采用铝合金模具进行翻砂后确保内腔的尺寸精确；外模采用木模进行翻砂制造外模型腔以减小模具制造成本；模具制造方式全部采用数控加工，模具拼装组合后再进行模具整体精加工，从而保证内外模的型面精度；内外型模组合采用传统的大平面+十字滑槽配合销孔定位的装配方式，稳妥可靠；
[0073] 为提高铸件本体力学性能，前后端框均采用厚度大于20mm的冷
铁；外部砂型的模具厚度采用大于250mm以上的呋喃树脂砂作为模壳，以快速吸收冷却过程中的热量。
[0074] S1.4、模具砂型型芯和型腔的制造检测：
[0075] 本发明实施例中，砂型铸造模具的型芯和型腔的造型材料为70～140目的擦洗砂和PEPSET树脂混合而成的树脂砂；树脂砂主要可以保证零件各部分尺寸精度，且
型砂强度好，不变形，能使铸件表面光洁、美观，且树脂砂溃散性好，易清砂；
[0076] 为了提高铸件的表面光洁度和提高型芯的表面强度，型芯在起模后，工艺规定在型芯形成铸件的表面使用快干涂料涂刷2～3次，之后再烘干打磨保证铸件的表面质量。
[0077] S1.5、整体砂型铸造模具三维扫描检测：
[0078] 本发明实施例中整体砂型铸造模具三维扫描检测的特征在于，内外型模具组合前，需分别对内模、外模进行三维扫描检测，重点是对内模进行三维检测，确保内模的外形轮廓度和尺寸精度；外模采用常规的尺寸检测，确保在整体砂型铸造收缩的情况下，外形的加工余量足够确保外形的轮廓度的前提下余量尽肯能小，以减少后续的金属切削加工周期。将整体砂型铸造模具内模三维摄像扫描的点云与模具理论三维模型进行拟合对比，所有三维摄像扫描检测的拟合方式统一为最佳拟合方式(Best Fit)，将内模拟合后的彩色点云图中红色和黄色的高点区域通过手工打磨或者切削的方式除去，确保内模轮廓度与理论要求95％以上面积的区域一致。
[0079] S1.6、高强铝合金ZL114A合金配比熔炼：
[0080] 本发明实施例中，铝合金为ZL114A高强铝合金，其采用精Al锭以及精铝熔铸的Al-Si、Al-Cu、Mg和Ti-B中间合金配制合金；采用铝
钛硼中间合金细化合金组织，同时加入
铜和镍元素，并加入铝锶中间合金改善共晶硅形貌，优化合金元素含量；采用高纯氩气精炼，得到ZL114A高强铝合金。本实施例的配置过程中，首先将精Al锭熔融，将上述Si、Cu、Mg等元素以中间合金块或者元素单质块的形式投入铝液中，配制得到该ZL114A高强铝合金。在其他实施例中，也可先将精Al锭与铜块熔融，再将上述Si、Mg、Ni等元素以中间合金块或者元素单质块的形式投入熔融液体中；
[0081] 本发明实施例中，ZL114A高强铝合金的化学成分的重量百分数为：Si含量为6.5％～7.5％；Cu含量为1％～3％；Mg含量为0.45％～0.75％；Ti+Ni总含量为0.05％～0.1％；B含量为0.05％～0.1％；Sr含量小于0.01％；杂质总量≤0.75％，其中主要杂质Fe含量＜0.1％；余量为Al，Al的总量应占比90％以上；
[0082] 本发明实施例中，通过控制合金成分及杂质元素含量来实现控制合金组织中的相组成：si、Mg为zLl14A合金主要强化元素，形成Mg-si相沉淀强化，si含量高时，初生硅会影响合金的强度和伸长率，因此Si含量控制在标准中限，约为7％；Mg的含量应充分与Si形成足量的M&Si，成分应在中限以上，约为0.65％；Ti对仅相有细化作用，在标准成分范围内，可将Ti设为高限，约为0.09％，晶粒细化合金组织可以提高合金的强度和伸长率，本研究中采用铝钛硼中间合金来细化合金的组织。
[0083] S1.7、铝合金ZL114A双锥菱形舱壳挤压浇铸：
[0084] ZL114A高强铝合金在整体砂型铸造模具中进行底注式反重力挤压浇铸，底注式反重力挤压浇铸的工艺为：浇铸前确保浇铸炉内的温度大于40℃，进行浇铸炉预热并干燥，并控制浇铸炉内湿度小于80％；浇铸时控制铝合金液的温度在680℃～720℃，优选为695°～715°之间，冬季和夏季温度差控制在10°左右，挤压压力大于0.1Mpa，以确保充型的压力和速度，充型时间为20s～40s，优选为30s，保压压力为0.1MPa～0.12MPa，保压时间为250s～
350s，优选为300s；浇铸后在炉温降到室温以后，静置4小时后开炉，得到铝合金舱壳铸件；
[0085] 需要说明的是，本发明实施例中，浇铸的铝液是铸件+浇铸系统总重量的1.5倍以上，本发明实施例的舱壳采用的
坩埚容量最小不得低于1000公斤。
[0086] S1.8、铝合金异形舱壳浇铸系统切割去除：
[0087] 在清除树脂砂后进行浇铸系统的去除，采用传统的手工切割或机械切割均可以完成该步骤，采用手工切割时，要避免切割位置略远离铸件本体以造成对表面的损伤和刚度损失过大；采用机械切削方式去除时要合理规划切割路径的同时，减少后续的手工打磨休整工序。
[0088] S1.9、铝合金舱壳铸件三维扫描检测工序：
[0089] 清除铸件内外型面的浇道后对铸件外型面进行三维摄像扫描，将扫描的点云和铸件三维理论外形进行对比，分析出其外形轮廓度；本特征因大部分浇道位于内型腔里面而三维扫描无法进行，因此对外型面采用三维数字化摄像扫描检测进行对比分析，内型面采用柔性关节坐标测量机进行三维扫描，从而判断铸件的内型腔是否满足牙签加工余量是否满足要求，铸件的收缩率控制是否符合
权利要求1的目标；该数据可作为后续批量生产余量和收缩率设计优化的依据。
[0090] 图4为本发明实施例中的铝合金舱壳铸件热处理变形控制阶段的工艺流程图，参见图4，本发明实施例的铝合金舱壳铸件热处理变形控制阶段的具体工艺流程为；
[0091] S2.1、舱壳热处理工装设计与制造：
[0092] 本发明实施例中，根据铝合金材料
热膨胀系数、强度结合舱壳的刚性，选择同种材料的铝合金作为热处理工装的材料选型，刚性方面着重于工装的刚度略高于铝合金舱壳本体的刚度或者通过封闭连接设计，将工装和舱壳壳体连接后形成一个封闭的整体，从而控制舱壳热处理的变形，且刚性可以通过ANSYS软件进行计算分析求解，同时计算其温度热变形处于弹性范围内。
[0093] S2.2、铝合金舱壳与工装装配：
[0094] 首先，需要保证舱壳热处理工装连接可靠，其次，要结合温度热变形趋势，保证舱壳加热过程中的热膨胀的
自由度，因此舱壳热处理工装制造时配合面的装配采取适当的拧紧力矩，力矩过大过小均不利，所有连接销均采用铝合金材料；
[0095] 本发明实施例中，舱壳舱壳热处理工装定位装配后，进行三维扫描检测，记录舱壳的外型面轮廓度，并作为后续变形检测的基准，此为第一第一三维扫描检测工序。
[0096] S2.3、铝合金舱壳热处理工序：
[0097] 在舱壳热处理工装上对铝合金舱壳铸件进行热处理工序，热处理工序包括固溶处理工序以及T6淬火工序；Al-Si系ZL114高强铝合金热处理时对合金性能的影响因素有固溶处理温度、固溶处理时间、淬火介质温度、时效温度、时效时间等；为了获得最大的固溶效果，通常将固溶温度尽可能升到共晶温度附近，但不能发生过烧；选择适当的工艺参数，使合金性能得到有效提高，具体固溶参数是：
[0098] 首先将铝合金舱壳铸件升温至520℃，在520℃温度下保温2h，再将铝合金舱壳铸件升温至538℃，在538℃温度下保温8h后出炉；
[0099] 固溶处理后在专用的铝合金淬火液中淬火，以小于20s的速度将铝合金舱壳铸件转移入液，铝合金淬火液的温度不低于70℃，铝合金舱壳铸件采用上下立式入水，防止因淬火造成铸件变形，铸件热处理合理设计摆放方式、入水方向和工装夹具非常重要。
[0100] S2.4、铝合金舱壳铸件固溶及T6出炉后三维检测：
[0101] 经固溶处理及T6淬火热处理后的铝合金舱壳铸件进行三维扫描检测，其以铝合金舱壳铸件的内型面为基准，采用最佳拟合方式进行检测，将检测结果首先与T6淬火工艺前的模型进行比较，从而可以判断出热处理工艺及浇道除去及工装设计是否合理，同步判断出工装+舱壳整体连接后是否发生变形，此为第二三维扫描检测工序；
[0102] 第二三维扫描检测工序完成后，将工装拆除后，进行铝合金舱壳铸件自身的三维扫描，并将三维扫描检测的扫描结果与第一三维扫描检测工序获得的基准进行对比，从而检测出铝合金舱壳铸件热处理的变形量，并将第三三维扫描检测工序的扫描结果与铝合金舱壳铸件的理论目标值进行对比，作为最终铸件变形量和几何尺寸验收的判断依据并将扫描结果与舱壳进炉前的状态进行对比，从而检测出舱壳热处理的变形量，此为第三三维扫描检测工序；
[0103] 在各环节控制较好的情况下，第三三维扫描检测工序的结果表明：可以有效的进行舱壳应力均匀化的同时避免热处理带来的变形风险，并依据检测结果，此时外形轮廓度变形需控制在小于1.0mm以内。
[0104] S2.5、铝合金舱壳铸件人工时效处理工序：
[0105] 将经热处理工序后的铝合金舱壳铸件时效处理工序，时效处理工序包括：在台式干燥箱中对铝合金舱壳铸件进行人工时效处理，将铝合金舱壳铸件升温至165℃，保温8h后出炉空冷至室温；
[0106] 人工时效可以有效的进行舱壳应力均匀化和铸造残余应力的消除，从而减少因残余应力及应力不均匀导致的后续加工变形量。
[0107] S2.6、铝合金舱壳铸件人工时效处理工序后三维检测：
[0108] 进行人工时效后，进行舱壳铸件自身的三维扫描，并将扫描结果与人工时效前的状态进行对比，从而检测出舱壳热处理人工时效的变形量，此为第四三维扫描检测工序；依据检测结果，此时外形轮廓度变形在0.2mm左右；
[0109] 本发明实施例通过四道三维扫描检测工序，可以对铝合金舱壳铸件热处理变形控制阶段的质量提供保障，以提高产品质量。
[0110] S2.7、铝合金舱壳铸件进行性能检测：
[0111] 本发明实施例中，对铝合金舱壳铸件进行性能检测包括：进行X光和荧光检查，确认缩松、缩孔、裂纹是否存在，并依据铸件的缺陷决策是否进行修补措施；
[0112] 需重点说明的是，在浇铸系统设计合理、铸液充型压力和充型量足够的基础上，进行铸造工艺改进和模具修正等；铸件表观的微裂纹可通过打磨消除，表观敞开的缩孔可以通过补焊消除或者进行止裂孔规避裂纹的扩散。
[0113] 依据上述铝合金舱壳铸件热处理变形控制阶段的流程，可以在性能方面可以有效的保证铸件内部组织的致密性，其性能达到高强铝合金的行业标准要求，通过对舱体的前后端面、窗口本体部位进行力学性能取样，分别测试常温、150°高温和200°高温状态下
抗拉强度、
屈服强度、延伸率的测试，结果表明最先冷却的部位如端框其力学性能高于最后冷却的端框及窗口蒙皮部位的性能，表明冷却速度对于铸件的性能有较大影响，本发明实施例经过多次证明，通过合理的
冶炼工艺配方、合理的浇铸系统设计、合理的铸造工艺参数及热处理工艺参数改进，可以有效的提高铸件的常温和高温力学性能与延伸率指标。
[0114] 本发明实施例中，铝合金舱壳铸件数控加工变形控制阶主要是对性能检测通过的铝合金舱壳铸件进行尺寸变形加工，以获得符合要求的铝合金异形舱壳。
[0115] 图5为本发明实施例中的铝合金舱壳铸件数控加工变形控制阶段的流程示意图，结合图5，本发明实施例中，铝合金舱壳铸件数控加工变形控制阶段具体包括：
[0116] S3.1、舱壳加工前基准测量：
[0117] 找平壳体后端面，加工见光，然后以内型面为基准，找正后端框和菱形四边，确定中心，粗加工菱形四边轮廓。
[0118] S3.2、舱壳三维扫描及检测：
[0119] 对粗基准加工后的壳体毛坯三维扫描及检测，根据已加工的端面及菱形四边确定检测坐标系，对壳体内、外形进行扫描，以壳体内形为基准，将壳体铸件模型与壳体扫描模型进行最佳拟合，具体为：
[0120] 以已加工端面及菱形四边确定检测坐标系O1xyz，扫描壳体内外形；
[0121] 以壳体内形为基准，将铸件模型与扫描模型进行最佳拟合，分析铸件内外形轮廓度及端面平面度；
[0122] 检测壳体毛坯的加工余量分布情况；
[0123] 在最佳拟合后，确定后端面、菱形四边中心与检测坐标系的位置关系。
[0124] S3.3、自适应加工粗基准：
[0125] 将壳体后端面朝上，找正检测坐标系，以最佳拟合确定的协调关系进行坐标系偏置，然后对壳体端面和菱形四边进行加工，确定粗加工基准，具体为：
[0126] 将壳体后端面朝上，找正后端面及已加工的菱形四边，确定检测坐标系O1xyz；
[0127] 以最佳拟合确定的协调关系进行坐标系偏置，确定实际加工坐标系O2xyz；
[0128] 铣加工后端面，留余量2mm，并协调环向筋中心距前及后端面的距离；
[0129] 铣加工后端内形轮廓周边，单面留余量2mm；
[0130] 加工后端面定位销孔，留余量2mm。
[0131] S3.4、舱壳数控粗加工外形：根据粗加工基准粗加工壳体外形，具体为：
[0132] 以后端面及定位销孔定位，铣加工壳体前端面，留余量2mm；
[0133]
铣削壳体外形，单边留余量不小于1.5mm；
[0134] 粗加工所有外形窗口及
舵轴孔等特征，单边留余量不小于2mm。
[0135] S3.5、尺寸检测及三维扫描：采用常规方法检测粗加工后壳体尺寸，采用三维检测方法，以后端面及定位销孔为基准检测壳体内、外形轮廓度等形位公差。
[0136] S3.6、对尺寸检测以及三维扫描通过的舱壳进行热处理人工时效去应力，具体为：
[0137] 加热炉进行升温到一定的工艺参数范围；
[0139] 进行人工时效，温度采用150°持续时间4小时或者采用120°炉温持续时间8小时；步骤64、随炉冷却后，空冷。
[0140] S3.7、对去除应力后的舱壳进行三维扫描几何检测，具体为：
[0141] 将舱体放置于
工作台上，找正基准建立坐标系统；
[0142] 进行内型三维扫描并进行点云处理；将点云与三维模型进行对比分析其变形尺寸情况分布和变形趋势分析；
[0143] 对比壳体热处理人工时效前后的变形情况，依据设计要求控制在内型轮廓度变形偏差小于0.3mm；
[0144] 依据批量变形情况，考虑是否采用热处理工装进行人工时效变形约束。
[0145] S3.8、根据舱壳内型轮廓度及壁厚的均匀性要求，协调精加工基准，具体为：
[0146] 根据壳体内形各面余量判断内形余量的均匀性，将三维扫描模型与产品模型以内形为基准重新拟合，确定拟合后坐标系的偏置量；
[0147] 将加工程序进行坐标系偏置，加工后端面，去除余量，加工到设计尺寸；
[0148] 加工后端内形轮廓至设计尺寸；
[0149] 加工后端面定位销孔和连接孔至设计尺寸。
[0150] S3.9、根据精加工基准精加工对三维扫描几何检测通过的舱壳壳体外形与内型特征，具体为：
[0151] 以后端面和定位销孔为精加工基准定位，加工前端面及端面孔，至设计尺寸；
[0152] 加工前端内形轮廓及内型特征窗口等至设计尺寸；
[0153] 加工前端面销孔和连接孔至设计尺寸；
[0154] 精加工外形面及外形下陷；
[0155] 精加工舵轴及高精度孔系及窗口至设计尺寸。
[0156] S3.10、对精加工的舱壳后壳体进行检测，采用常规方法检测线性尺寸，采用三维检测方法检测形位公差，形位公差通过的产品即为符合要求的铝合金异形舱壳，具体为：
[0157] 采用常规方法检测精加工后壳体的线性尺寸；
[0158] 以端面及销孔为基准，采用三维扫描检测方法检测精加工后壳体内、外形轮廓度；
[0159] 以后端面及销孔为基准，采用三坐标测量其它舵轴、孔系等尺寸公差与形位公差。
[0160] 通过上述实施例所铸造的大型薄壁铝合金双锥菱形整体舱壳，其砂型铸件化学成分应符合QJ3185-2003的规定，满足GB/T9438-1999《铝合金铸件》Ⅰ类铸件要求，铸件表面质量、内部质量要求按GB/T9438-1999执行，采用GJB1965-1993热处理至T6状态，舱段前后端框及蒙皮本体取样各部位不少于3处，其常温及高温状态下力学性能拉伸/屈服强度指标不低于HB962-2001的规定。
[0161] 经检测，该大型薄壁高强铝合金双锥菱形整体舱壳的各项性能如下：
[0162] (1)舱段铸造技术指标：
[0163] (a)舱体残余应力去除程度不少于70％，材料热处理后氢含量不大于0.015％；
[0164] (b)舱段壳体铸造加工余量小于8mm，目标控制为6mm；
[0165] (c))铸件内型轮廓度由铸造保证，且不小于0.5mm；
[0166] (d)铸件重量偏差应符合±4％；(e)产品铸造合格率不少于90％。
[0167] (2)铸件物理及力学性能
[0168] 铸件力学性能指标要求如表1所示。在铸件上切取试样或附铸试样的力学性能，要求常温、150℃、200℃下的力学性能。其中砂型铸造常温延伸率要求大于6％，融模铸造常温延伸率大于4.5％。
[0169]
[0170] 表1铸件力学性能指标(3)舱体铸件内部质量
[0171] 舱段内部允许有如下缺陷：允许舱段内部有单个气孔和夹渣，其直径或最大尺寸不得大于3mm，在任意10cm×10cm单位面积上的数量不得多于3个，边距不得小于30mm；允许舱段内部有成组的气孔和夹渣。其直径或最大尺寸不得大于1.5mm，在3cm×3cm的单位面积上的数量不得多于3个，组与组之间的距离不得小于50mm；上述缺陷的边缘距舱段边缘、孔边缘、凸台边缘的距离不得小于30mm。舱段100％进行
X射线检验，内部不允许有裂纹、
冷隔、未融合等缺陷；舱段内部的针孔与疏松要求如表2所示。
[0172]
[0173] 表2内部缺陷允许级别(4)舱体几何尺寸精度指标
[0174] (a)产品高度尺寸1300±0.4mm，大端对
角线尺寸为1190.1±0.2mmX613.6±0.2mm，小端对角线尺寸为1017.6±0.2mmX521.3±0.2mm；
[0175] (b)大小端与理论中
心轴线同轴度≤0.3mm，外表面轮廓度不大于0.4mm，外形面对称度不大于0.3mm；
[0176] (c)舱段壳体壁厚控制为3±0.5mm，允许铸件局部厚1mm以内，允许打磨内表面；
[0177] (d)铸件加工过程中热处理时效后型面轮廓度和对称度降低均不大于0.20mm。
[0178] 通过上述实施例，本发明具有以下有益效果或者优点：
[0179] 本发明提供的大型薄壁高强铝合金双锥菱形整体舱壳精密铸造成型方法，针对产品的环境工况及结构特点需求，系统分析了大型薄壁高强铝合金双锥菱形整体舱壳砂型铸造、热处理、数控加工等各工艺专业环节的变形特点；通过整体砂型铸造成型模拟仿真优化、三维扫描检测技术、铸造舱体切削加工余量分配和加工基准特征转换、热处理工装刚度强化、热处理淬火与人工时效等变形控制工艺技术方法，有效的控制了大型薄壁高强铝合金双锥菱形整体舱壳各工艺环节的变形，保证了产品的
气动外形、壳段金属承力层壁厚均匀性，壳段总体重量质心等关键技术指标；有效地攻克了大型薄壁高强铝合金双锥菱形整体舱壳精密铸造成型与加工过程中的系列关键技术，保证了大型薄壁高强铝合金双锥菱形整体舱壳精密成型加工制造的总体质量，降低了制造成本的同时缩短了制造周期。
[0180] 以上所举实施例为本发明的较佳实施方式，仅用来方便说明本发明，并非对本发明作任何形式上的限制，任何所述技术领域中具有通常知识者，若在不脱离本发明所提技术特征的范围内，利用本发明所揭示技术内容所作出局部更动或修饰的等效实施例，并且未脱离本发明的技术特征内容，均仍属于本发明技术特征的范围内。
