飛機(jī)起落架外筒鍛件徑向鍛造式應(yīng)變誘發(fā)半固態(tài)模鍛工藝的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于飛機(jī)起落架外筒鍛件制造技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及飛機(jī)起落架外筒鍛件徑向鍛造式應(yīng)變誘發(fā)半固態(tài)模鍛工藝。
【背景技術(shù)】
[0002]20世紀(jì)70年代美國(guó)麻省理工學(xué)院的Flemings教授提出了金屬零件的半固態(tài)成形概念。所謂半固態(tài)模鍛(Sem1-solid forging-SSF)又稱觸變模段(Thixoforging)，就是將半固態(tài)坯料加熱到有50%左右體積液相的半固態(tài)狀態(tài)后在具有略高預(yù)熱溫度的模具模腔內(nèi)進(jìn)行一次模鍛成形，獲得所需的接近尺寸成品零件的工藝，這是一種介于液態(tài)成形(鑄造)與股態(tài)成形(壓力加工)之間的新工藝。
[0003]飛機(jī)起落架是飛機(jī)的主要功能部件之一，用于飛機(jī)起飛、著陸、地面滑行和停放，它吸收和耗散飛機(jī)在著陸及滑行過(guò)程中與地面的沖擊能量，保證飛機(jī)在地面運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的使用安全，是飛機(jī)的主要承力部件。據(jù)統(tǒng)計(jì)，由于現(xiàn)代飛機(jī)起落架的受力情況嚴(yán)重且使用情況惡劣，起落架故障約占全機(jī)總故障的40%。隨著我國(guó)大飛機(jī)項(xiàng)目的開展，在高速、大負(fù)荷、動(dòng)載條件下，對(duì)起落架的性能提出的要求也越來(lái)越高。
[0004]目前，飛機(jī)起落架的主要結(jié)構(gòu)件材料主要以超高強(qiáng)度鋼、鈦合金為主，如國(guó)外民機(jī)起落架選材主要應(yīng)用300M鋼、4340鋼、30CrMnSiNi2A、高強(qiáng)度鈦合金及鋁合金等高性能材料，其制造工藝主要包括:整體鍛造制坯、鍛件理化性檢測(cè)及超聲波探傷、鍛件毛坯表面大余量數(shù)控“扒皮”加工、內(nèi)孔型腔材料去除加工等，其中，相比較于傳統(tǒng)飛機(jī)起落架大多采用的機(jī)加工方法造成疲勞強(qiáng)度和穩(wěn)定性都比較低的缺點(diǎn)，整體鍛造成形工藝能夠改善飛機(jī)起落架的組織均勻性、良好的流線、提高其使用性能，但是在鍛造制坯過(guò)程中，存在模具受熱溫度高、易損壞、所需的鍛造成形力大、能耗高的缺點(diǎn)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]為了克服上述現(xiàn)有技術(shù)的缺點(diǎn)，本發(fā)明的目的在于提供飛機(jī)起落架外筒鍛件徑向鍛造式應(yīng)變誘發(fā)半固態(tài)模鍛工藝，通過(guò)該工藝，以較小的成形力制備出具有非枝晶細(xì)小均勻球狀微觀組織的飛機(jī)起落架外筒鍛件。
[0006]為了達(dá)到上述目的，本發(fā)明采取的技術(shù)方案為:
[0007]飛機(jī)起落架外筒鍛件徑向鍛造式應(yīng)變誘發(fā)半固態(tài)模鍛工藝，包括以下步驟:
[0008]I)棒料初步變形:先準(zhǔn)備用于成形飛機(jī)起落架外筒鍛件的超高強(qiáng)度鋼或鈦合金材質(zhì)的金屬棒料I ;然后對(duì)金屬棒料I預(yù)熱并進(jìn)行反復(fù)的鐓粗、拔長(zhǎng)，以獲得存貯畸變能的畸變態(tài)金屬棒料2 ；
[0009]2)棒料徑向鍛造:利用余熱對(duì)步驟I)中得到的畸變態(tài)金屬棒料2進(jìn)行徑向鍛造以獲得徑向鍛造畸變態(tài)坯料3 ；
[0010]3) 二次重熔:將步驟2)中得到的經(jīng)過(guò)淬火處理的徑向鍛造畸變態(tài)坯料3放入電爐或者中頻感應(yīng)加熱爐中進(jìn)行加熱及保溫處理，且控制加熱溫度為金屬棒料I的半固態(tài)溫度區(qū)間范圍內(nèi)，保溫時(shí)間為5?30min，以獲得固相分?jǐn)?shù)在40%?60%之間且具有細(xì)小、均勻、球狀微觀組織的飛機(jī)起落架外筒鍛件半固態(tài)坯料4 ;
[0011]4)半固態(tài)整體模鍛成形:將步驟3)得到的飛機(jī)起落架外筒鍛件半固態(tài)坯料4放入半固態(tài)模鍛成形的模具型腔，采用半固態(tài)模鍛工藝成形出飛機(jī)起落架外筒鍛件成形件5。
[0012]相對(duì)于現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明將徑向鍛造式應(yīng)變誘發(fā)半固態(tài)模鍛工藝用于制備飛機(jī)起落架外筒鍛件具有以下優(yōu)點(diǎn):
[0013]1.本發(fā)明利用徑向鍛造式應(yīng)變誘發(fā)制備的飛機(jī)起落架外筒鍛件具有微觀組織晶粒細(xì)小、分布均勻、組織致密、產(chǎn)品力學(xué)性能較好的特點(diǎn)，此外，常規(guī)鍛造零件的性能是各向異性的，而半固態(tài)模鍛則各向同性。
[0014]2.本發(fā)明對(duì)飛機(jī)起落架外筒鍛件采用的半固態(tài)模鍛成形所需的成形壓力小，僅為普通模鍛所需成形壓力的1/4至1/10左右。
[0015]3.模鍛工藝需要采用熱模鍛壓力機(jī)或摩擦壓力機(jī)等投資較高的設(shè)備，設(shè)備投資昂貴，而半固態(tài)模鍛即可用專用油壓機(jī)，也可用通用油壓機(jī)，設(shè)備投資較小。
【附圖說(shuō)明】
[0016]圖1是本發(fā)明中從金屬棒料I到飛機(jī)起落架外筒鍛件成形件5的工藝流程圖。
[0017]圖2是本發(fā)明中徑向鍛造畸變態(tài)坯料3的三維示意圖。
[0018]圖3是本發(fā)明中飛機(jī)起落架外筒鍛件成形件5的三維示意圖。
[0019]圖4是本發(fā)明中利用余熱對(duì)步驟I)中得到的畸變態(tài)金屬棒料2進(jìn)行徑向鍛造以獲得徑向鍛造畸變態(tài)坯料3的原理示意圖，其中圖(a)是主視圖，圖(b)是側(cè)視圖。
[0020]圖5是本發(fā)明中飛機(jī)起落架外筒鍛件成形件5外形的最大外輪廓曲線5-1的示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0021]下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明做詳細(xì)描述。
[0022]參照?qǐng)D1，飛機(jī)起落架外筒鍛件徑向鍛造式應(yīng)變誘發(fā)半固態(tài)模鍛工藝，包括以下步驟:
[0023]I)棒料初步變形:先準(zhǔn)備用于成形飛機(jī)起落架外筒鍛件的超高強(qiáng)度鋼或鈦合金材質(zhì)的金屬棒料I ;然后對(duì)金屬棒料I預(yù)熱并進(jìn)行反復(fù)的鐓粗、拔長(zhǎng)，以獲得存貯畸變能的畸變態(tài)金屬棒料2 ；
[0024]2)棒料徑向鍛造:參照?qǐng)D2、圖3、圖4及圖5，利用余熱對(duì)步驟I)中得到的畸變態(tài)金屬棒料2進(jìn)行徑向鍛造以獲得徑向鍛造畸變態(tài)還料3，具體為:利用徑向鍛機(jī)在還料周圍對(duì)稱分布的四個(gè)錘頭6，對(duì)畸變態(tài)金屬棒料2沿徑向進(jìn)行高頻率往復(fù)鍛打，且四個(gè)錘頭6在徑向的進(jìn)給變化規(guī)律與飛機(jī)起落架外筒鍛件成形件5的最大外形輪廓曲線5-1相比整體略大，同時(shí)利用機(jī)械手帶動(dòng)畸變態(tài)金屬棒料2邊做旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)邊做軸向進(jìn)給運(yùn)動(dòng)，使坯料在多頭螺旋式延伸變形情況下拔長(zhǎng)變細(xì)，當(dāng)該鍛造畸變態(tài)坯料3的最大徑向斷面3-1的收縮率達(dá)到40%以上，且該徑向鍛造畸變態(tài)坯料3的最大徑向斷面3-1的面積略大于需要成形的飛機(jī)起落架外筒鍛件成形件5的最大徑向斷面5-2的面積時(shí)，即完成徑向鍛造；最后，對(duì)徑向鍛造畸變態(tài)坯料3進(jìn)行淬火處理；
[0025]3) 二次重熔:將步驟2)中得到的經(jīng)過(guò)淬火處理的徑向鍛造畸變態(tài)坯料3放入電爐或者中頻感應(yīng)加熱爐中進(jìn)行加熱及保溫處理，且控制加熱溫度為金屬棒料I的半固態(tài)溫度區(qū)間范圍內(nèi)，保溫時(shí)間為5?30min，以獲得固相分?jǐn)?shù)在40%?60%之間且具有細(xì)小、均勻、球狀微觀組織的飛機(jī)起落架外筒鍛件半固態(tài)坯料4 ;
[0026]4)半固態(tài)整體模鍛成形:將步驟3)得到的飛機(jī)起落架外筒鍛件半固態(tài)坯料4放入半固態(tài)模鍛成形的模具型腔，采用半固態(tài)模鍛工藝成形出飛機(jī)起落架外筒鍛件成形件5。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.飛機(jī)起落架外筒鍛件徑向鍛造式應(yīng)變誘發(fā)半固態(tài)模鍛工藝，其特征在于，包括以下步驟: 1)棒料初步變形:先準(zhǔn)備用于成形飛機(jī)起落架外筒鍛件的超高強(qiáng)度鋼或鈦合金材質(zhì)的金屬棒料(I);然后對(duì)金屬棒料(I)預(yù)熱并進(jìn)行反復(fù)的鐓粗、拔長(zhǎng)，以獲得存貯畸變能的畸變態(tài)金屬棒料(2); 2)棒料徑向鍛造:利用余熱對(duì)步驟I)中得到的畸變態(tài)金屬棒料(2)進(jìn)行徑向鍛造以獲得徑向鍛造畸變態(tài)坯料(3)； 3)二次重熔:將步驟2)中得到的經(jīng)過(guò)淬火處理的徑向鍛造畸變態(tài)坯料(3)放入電爐或者中頻感應(yīng)加熱爐中進(jìn)行加熱及保溫處理，且控制加熱溫度為金屬棒料(I)的半固態(tài)溫度區(qū)間范圍內(nèi)，保溫時(shí)間為5?30min，以獲得固相分?jǐn)?shù)在40%?60%之間且具有細(xì)小、均勻、球狀微觀組織的飛機(jī)起落架外筒鍛件半固態(tài)坯料(4); 4)半固態(tài)整體模鍛成形:將步驟3)得到的飛機(jī)起落架外筒鍛件半固態(tài)坯料(4)放入半固態(tài)模鍛成形的模具型腔，采用半固態(tài)模鍛工藝成形出飛機(jī)起落架外筒鍛件成形件(5)。
【專利摘要】飛機(jī)起落架外筒鍛件徑向鍛造式應(yīng)變誘發(fā)半固態(tài)模鍛工藝，先對(duì)用于成形飛機(jī)起落架外筒鍛件的超高強(qiáng)度鋼或鈦合金材質(zhì)的金屬棒料進(jìn)行預(yù)熱并反復(fù)的鐓粗、拔長(zhǎng)，以獲得存貯畸變能的畸變態(tài)金屬棒料；再利用余熱對(duì)該畸變態(tài)金屬棒料進(jìn)行徑向鍛造得到徑向鍛造畸變態(tài)坯料并淬火處理；隨后該徑向鍛造畸變態(tài)坯料進(jìn)行二次重熔以獲得固相率在40％～60％之間的飛機(jī)起落架外筒鍛件半固態(tài)坯料；最后對(duì)該飛機(jī)起落架外筒鍛件半固態(tài)坯料進(jìn)行半固態(tài)模鍛以獲得飛機(jī)起落架外筒鍛件成形件。本發(fā)明具有工藝簡(jiǎn)單，成形壓力小，材料利用率高且產(chǎn)品力學(xué)性能好的特點(diǎn)。
【IPC分類】B21J5-02, B21J1-06
【公開號(hào)】CN104668417
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510064322
【發(fā)明人】趙升噸, 王永飛, 張晨陽(yáng), 范淑琴
【申請(qǐng)人】西安交通大學(xué)
【公開日】2015年6月3日
【申請(qǐng)日】2015年2月6日