專利名稱：航空器整體式鋁合金拉桿冷成形方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于冷成型技術(shù)，涉及對航空器整體式鋁合金拉桿加工方法的改進。
現(xiàn)有技術(shù)先進航空器采用的整體式鋁合金拉桿參見

圖1，中間的薄壁段I的壁厚比兩端的增厚縮口段3要薄，兩端增厚縮口段3需要的大壁厚結(jié)構(gòu)用常規(guī)成形方法很難實現(xiàn)。目前的成形方法是采用先熱增厚、再熱縮口的熱成型工藝方法完成成形。熱成形對零件成形區(qū)的溫度控制要求十分準(zhǔn)確，溫度過低將導(dǎo)致成形形狀不到位；溫度過高將導(dǎo)致過熱、過燒， 使鋁合金的強度、塑性尤其是韌性顯著降低。而且加熱后自然冷卻，會使鋁合金的強度和抗蝕性降低。此外，成形后零件的尺寸精度和同軸精度都非常低，經(jīng)常出現(xiàn)諸如內(nèi)孔直徑、縮口段軸向長度和拉桿總長度等尺寸的超差，導(dǎo)致零件質(zhì)量不穩(wěn)定，零件合格率和加工效率很低。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提出一種航空器整體式鋁合金拉桿冷成形加工方法，以簡化工藝步驟，提高鋁合金拉桿的強度和抗蝕性，保證成形后零件的尺寸精度和同軸精度，穩(wěn)定鋁合金拉桿的質(zhì)量，提高產(chǎn)品合格率和加工效率。本發(fā)明的技術(shù)方案是航空器整體式鋁合金拉桿冷成形方法，所成形的鋁合金拉桿為空心管件，它由中間的薄壁段I、兩端的增厚縮口段3和連接薄壁段I及增厚縮口段3 的過渡段2組成，薄壁段I兩端的過渡段2和增厚縮口段3的結(jié)構(gòu)對稱，增厚縮口段3的內(nèi)孔有內(nèi)螺紋；其特征在于，冷成形的步驟如下I、選擇管料規(guī)格選擇外徑和壁厚均大于薄壁段I的鋁合金管料為原料，經(jīng)切割形成毛料，招合金管料的外徑DO按下式計算，單位為mm DO = D+2t0+l.........................................................
............(I)式中D為薄壁段I的外徑，單位為mm ；t0為招合金管料的壁厚,單位為mm ；鋁合金管料的壁厚to按下式計算
權(quán)利要求
1.航空器整體式鋁合金拉桿冷成形方法，所成形的鋁合金拉桿為空心管件，它由中間的薄壁段[I]、兩端的增厚縮口段[3]和連接薄壁段[I]及增厚縮口段[3]的過渡段[2]組成，薄壁段[I]兩端的過渡段[2]和增厚縮口段[3]的結(jié)構(gòu)對稱，增厚縮口段[3]的內(nèi)孔有內(nèi)螺紋；其特征在于，冷成形的步驟如下1.1、選擇管料規(guī)格選擇外徑和壁厚均大于薄壁段[I]的鋁合金管料為原料，經(jīng)切割形成毛料，招合金管料的外徑DO按下式計算，單位為mm
全文摘要
本發(fā)明屬于冷成型技術(shù)，涉及對航空器整體式鋁合金拉桿加工方法的改進。其特征在于，冷成形的步驟如下選擇管料規(guī)格；下料；成形薄壁段[1]；去余量；成形過渡段[2]和增厚縮口段[3]。本發(fā)明提出了一種航空器整體式鋁合金拉桿冷成形加工方法，簡化了工藝步驟，避免了高精度控制問題的難題，提高了鋁合金拉桿的強度和抗蝕性，保證了成形后零件的尺寸精度和同軸精度，穩(wěn)定了鋁合金拉桿的質(zhì)量，提高了產(chǎn)品合格率和加工效率。
文檔編號B21J5/00GK102581211SQ201210023448
公開日2012年7月18日 申請日期2012年2月2日 優(yōu)先權(quán)日2012年2月2日
發(fā)明者任培毓, 劉軍基, 李喜國 申請人:哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責(zé)任公司