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公开(公告)号：CN111774487B
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN202010437863.0
申请日：2020-05-21
申请人： 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明提供了一种大深径比回转薄壁钛合金构件及其成形方法，该成形方法适用于形状比较复杂的钛合金回转体薄壁件，属于有色金属材料及工艺技术领域，该成形方法包括变温热冲压预成形和超塑终成形步骤：在变温热冲压预成形步骤中，包括对钛合金板料上拉伸剧烈的区域风冷降温；在超塑终成形步骤中，包括将经过变温热冲压预成形步骤制得的预成形件进行超塑成形，得到结构符合要求的钛合金构件。针对大深径比薄壁钛合金复杂结构件，本发明采用一种变温预成形工艺控制金属材料流动，从而实现构件的壁厚控制；采用超塑成形工艺实现复杂结构的精密成形，提高成形质量，省却了复杂结构的机械加工工序，成形工艺简化，生产效率得到有效提高。
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公开(公告)号：CN107962099B
公开(公告)日：2019-04-30
申请号：CN201711167673.6
申请日：2017-11-21
申请人： 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B21D26/021 , B21D26/031 , B21D37/16
摘要： 本发明涉及一种含实体结构的四层薄壁网格零件的超塑成形/扩散连接方法，属于金属材料成形技术领域。本发明的方法在超塑成形/扩散连接前，实现了在过程中实体预埋块的嵌入，通过后续的超塑成形/扩散连接完成了在一个工艺过程中薄板结构与嵌入式实体预埋块一体化成形，最终零件整体性好。超塑成形/扩散连接工艺成形四层结构的薄壁网格零件可应用于制造航天飞行器舵翼类零件的制造，满足结构的减重需求。
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公开(公告)号：CN104607519B
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201410714271.3
申请日：2014-11-28
申请人： 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明提供一种铝合金贮箱半球壳体成形方法，包括，步骤1，加热芯模，将芯模加热至温度100至200℃；步骤2，将铝合金圆板用尾顶顶紧到所属芯模上；步骤3，旋压铝合金圆板至预设形状；旋压过程中第一道次从尾顶边缘处强旋，旋至球面半锥角45°时强旋结束，再经6～8道次普旋至板坯完全贴模；步骤4，卸下成形的铝合金旋压件；步骤5，将铝合金旋压件机械加工成为铝合金贮箱半球壳体。本发明无需预成形及中间热处理等辅助工序；通过工艺设计及精确控制，采用热强旋及热普旋的组合工艺，只使用一套旋压模，一次装夹，在一个数控程序内即可实现铝合金半球壳体的精密成形，从而缩短工艺流程，提高生产效率，并可大幅提高成形精度。
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公开(公告)号：CN108161345B
公开(公告)日：2019-11-29
申请号：CN201711291905.9
申请日：2017-12-08
申请人： 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B23P15/00
摘要： 本发明公开了一种7055铝合金复杂结构零件的加工制造方法，通过对粗加工零件结构的优化及后续的热处理参数优化，大幅度减小了应力集中水平，有效防止了7055铝合金零件在粗加工后淬火时出现变形和开裂；通过对热处理工艺及机加工工序和参数进行全流程控制，有效减小了复杂零件的加工变形，提高了零件的加工效率及合格率。
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公开(公告)号：CN106112388A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610439975.3
申请日：2016-06-17
申请人： 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
CPC分类号： B23P15/00 , B21D22/02 , B21D22/022
摘要： 一种变截面筒形壳体的整体超塑成形方法，首先进行坯料计算，采用轴向分段法将设计零件等分为若干段，测量每段的周长，根据结果制备周长变化趋势与该结果相近的筒形毛坯。而后将筒形毛坯进行热压预成形，使其截面外形的变化趋势与目标零件相近。最后，采用超塑成形进行整体吹塑，完成成形过程；本发明采用整体超塑成形方案，通过成形毛坯尺寸计算，成形模具设计，热压预成形，超塑终成形等过程，实现具有变截面形状的筒形金属壳体类零件的整体超塑成形，达到提高零件整体性，尺寸精度，壁厚分布精度的目的。
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公开(公告)号：CN104096741A
公开(公告)日：2014-10-15
申请号：CN201410226742.6
申请日：2014-05-26
申请人： 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B21D26/021 , B21D26/027
摘要： 本发明涉及一种具有变深宽比网格的超塑成形/扩散连接四层结构的成形方法，利用该方法成形的四层结构的表面平整无褶皱，属于表面防褶皱技术领域。本发明的方法在芯板成形为网格的过程中，使深宽比不同的网格胀形的开始时间不同，即深宽比较大的网格先于深宽比较小的网格成形，并且深宽比接近的网格胀形开始时间接近，这样做便使各个网格与其所在位置的面板开始接触的时间接近。同时，网格成形过程中始终保持面板与芯板间的较高气压可以使胀形过程中的网格与面板接触部分不立即发生扩散连接。两方面同时作用可防止网格继续胀形过程中面板随芯板变形而发生回抽，进而防止褶皱出现。
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公开(公告)号：CN110284016A
公开(公告)日：2019-09-27
申请号：CN201910562454.0
申请日：2019-06-26
申请人： 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明涉及一种低密度、中高强稀土铸造镁合金及其制备方法，属于有色金属材料及工艺技术领域，特别涉及一种低密度、中高强稀土铸造镁合金Mg-Y-Gd-Nd-Zr合金，该低密度、中高强稀土镁合金主要包括Mg、Y、Gd、Nd和Zr，低密度、中高强是指该稀土镁合金密度不大于1.85g/cm3，抗拉强度不低于320MPa，塑性延伸率不低于5％。
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公开(公告)号：CN107962099A
公开(公告)日：2018-04-27
申请号：CN201711167673.6
申请日：2017-11-21
申请人： 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B21D26/021 , B21D26/031 , B21D37/16
CPC分类号： B21D26/021 , B21D26/031 , B21D37/16
摘要： 本发明涉及一种含实体结构的四层薄壁网格零件的超塑成形/扩散连接方法，属于金属材料成形技术领域。本发明的方法在超塑成形/扩散连接前，实现了在过程中实体预埋块的嵌入，通过后续的超塑成形/扩散连接完成了在一个工艺过程中薄板结构与嵌入式实体预埋块一体化成形，最终零件整体性好。超塑成形/扩散连接工艺成形四层结构的薄壁网格零件可应用于制造航天飞行器舵翼类零件的制造，满足结构的减重需求。
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公开(公告)号：CN108161345A
公开(公告)日：2018-06-15
申请号：CN201711291905.9
申请日：2017-12-08
申请人： 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B23P15/00
摘要： 本发明公开了一种7055铝合金复杂结构零件的加工制造方法，通过对粗加工零件结构的优化及后续的热处理参数优化，大幅度减小了应力集中水平，有效防止了7055铝合金零件在粗加工后淬火时出现变形和开裂；通过对热处理工艺及机加工工序和参数进行全流程控制，有效减小了复杂零件的加工变形，提高了零件的加工效率及合格率。
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公开(公告)号：CN111774487A
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN202010437863.0
申请日：2020-05-21
申请人： 航天材料及工艺研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明提供了一种大深径比回转薄壁钛合金构件及其成形方法，该成形方法适用于形状比较复杂的钛合金回转体薄壁件，属于有色金属材料及工艺技术领域，该成形方法包括变温热冲压预成形和超塑终成形步骤：在变温热冲压预成形步骤中，包括对钛合金板料上拉伸剧烈的区域风冷降温；在超塑终成形步骤中，包括将经过变温热冲压预成形步骤制得的预成形件进行超塑成形，得到结构符合要求的钛合金构件。针对大深径比薄壁钛合金复杂结构件，本发明采用一种变温预成形工艺控制金属材料流动，从而实现构件的壁厚控制；采用超塑成形工艺实现复杂结构的精密成形，提高成形质量，省却了复杂结构的机械加工工序，成形工艺简化，生产效率得到有效提高。
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