本发明实施例涉及大型薄壁高强铝合金异形舱壳精密铸造成型工艺技术领域，具体涉及一种大型薄壁网格筋高强铝合金zl205a翼身融合异形舱壳精密砂型铸造成型工艺、高强铸造铝合金热处理技术、大型薄壁弱刚性舱壳精密加工与变形控制技术、大型薄壁异形舱体三维摄像扫描检测技术等。
背景技术：
在航天装备领域，大型薄壁网格筋异形舱体高强铝合金铸造成型工艺直接影响到航天飞行器等产品的综合性能，从而对航天装备制造的综合品质造成关键性影响。但是，现有高强铝合金铸造成型工艺薄弱，尤其是高强铸造铝合金z205a铸造大型薄壁异形舱体构件成型难度大、变形严重无法实现大型薄壁异形舱体内型面无余量近静成型，且铸造缺陷多力学性能低等。因此，提供一种大型薄壁网格筋高强铝合金翼身融合异形舱壳精密铸造成型工艺，以解决传统高强铝合金铸造成型工艺及热处理与精密加工变形控制系列技术难题。
其解决了传统铝合金铸造成型工艺无法实现大型薄壁网格筋异形舱体zl205a高强铝合金精密铸造与热处理及加工变形控制的系列关键技术问题。
技术实现要素：
本发明提供了一种大型薄壁翼身融合异形舱壳高强铝合金精密铸造成型技术，以解决或部分解决传统高强铝合金铸造成型工艺无法实现或实现难度大等技术问题。
为解决上述技术问题，本发明实施例提供如下技术方案：
一种大型薄壁网格筋高强铝合金翼身融合异形舱壳精密铸造成型及热处理工艺与数控加工变形控制技术，包括以下步骤：
通过整体精密砂型铸造成型工艺铸造出zl205a高强铝合金大型薄壁网格筋翼身融合舱壳，形成大型薄壁高强铝合金精密铸件毛坯；
对所述大型薄壁铝合金异形舱壳进行热处理，并在热处理过程中通过参数调整进行变形量控制，以形成经热处理后较高性能的铸件；
对所述经过热处理后的铸件进行数控加工，并在数控加工过程中通过整体环绕分层切削循环加工与基准转换等进行变形量控制，完成产品的精密加工变形控制。
其解决了传统铝合金铸造成型工艺无法实现大型薄壁网格筋异形舱体zl205a高强铝合金精密铸造与热处理及加工变形控制的系列关键技术问题。
进一步地，所述将铝合金翼身通过整体砂型铸造成型工艺融合于异形舱壳，以形成初型部件，具体包括以下步骤：
s11：制定砂型铸造成型工艺流程，并根据所述砂型铸造成型工艺流程设计铸件图；
s12：根据所述铸件图设计浇铸系统，并对所述浇铸系统进行模拟仿真优化，以得到优化后的最终浇铸系统；
s13：根据所述最终浇铸系统进行整体砂型铸造模具设计及制造装配；
s14：对获得的模具进行砂型型芯和型腔的制造检测；
s15：对获得的整体砂型铸造模具进行三维扫描检测；
s16：通过配比和熔炼得到高强铝铜合金zl205a；
s17：将配比和熔炼后得到的高强铝铜合金zl205a通过挤压浇铸得到异形舱壳坯料；
s18：根据所述浇铸系统对所述异形舱壳坯料进行切割去除，以形成异形舱壳；
s19：对所述异形舱壳进行三维扫描检测工序，并获得所述初型部件。
进一步地，所述浇铸系统为底注式缝隙混合浇铸系统。
进一步地，所述通过配比和熔炼得到高强铝铜合金zl205a，具体包括：
采用精a1锭和精铝熔铸的al一cu、al—mn、al-ti-b、mg中间合金配制zl201a合金，其中，合金中的主杂质fe含量低于0.1％；
在所述zl201a合金中加入cd，以获得zl204a合金；
在所述zl204a合金加入zr、v、b、re、ni、cu和ti，以获得zl205a合金。
进一步地，所述通过配比和熔炼得到高强铝铜合金zl205a，具体包括：
中间合金熔炼覆盖剂各组分在200℃-300℃烘烤3-5h，混合后再150℃保存待用；
加料融化阶段加入回炉料、合金锭、纯铝、铝锰、铝钒和铝锆中间合金融化后，加入铝铜中间合金和金属镉融化后，在740℃-750℃温度范围内加入al-ti-b中间合金，搅拌10-30min按照不低于20min控制；
精炼阶段在710℃-730℃用六氯乙烷二氧化钛精炼剂精炼，静置10-20min按照15min中控制，按照工艺要求调整温度，正式浇铸前轻微搅拌均匀；
保温浇铸时间1-2h，总融化时间4-6h；
坩埚底部金属剩余量150-200mm或者金属总重量的15-20％。
进一步地，所述对所述初型部件进行热处理，并在热处理过程中通过参数调整进行变形量控制，以形成经热处理的次型部件，具体包括：
s21：对初型部件进行舱壳热处理的工装设计与制造；
s22：将所述初型部件与工装装配；
s23：将所述初型部件进行固熔及t6淬火；
s24：对固熔及t6淬火出炉后的三维检测；
s25：对三维检测后的初型部件进行人工时效处理；
s26：对人工时效后的初型部件进行再次三维检测；
s27：检测初型部件的铸造缺陷；
s28：对所述初型部件进行不同部位本体取样与系列高温力学性能测试；
s29：对所述初型部件进行过烧后热处理回复，以形成次型部件。
进一步地，在步骤s23中，将所述初型部件进行固熔及t6淬火时，采用如下工艺参数：
固溶参数是先升温至520℃保温2h，再升温至工艺范围538℃±5℃按照544℃保温，保温时间工艺范围10-18h小时由于大型薄壁异形铸件按照保温18h出炉控制；固溶处理后在专用的铝合金淬火液中淬火，尽量缩短铸件入水时间，转移时间小于15s，水温按照60℃-80℃控制不低于70℃。
进一步地，在s29中，对所述初型部件进行过烧后热处理回复方法包括：
当合金中氢的质量分数小于1x10-7和过烧后不产生裂纹的情况下，将铸件进行重复热处理；若合金中氢的质量分数高于1x10-7时，可将合金铸件进行真空去氢处理后，再进行重复热处理；
其中，al-cu高强铝铜合金铸件过烧后热处理回复工序依据cu含量进行调整，依据5％cu含量为界限，当cu含量低于5％时，采用538℃保温14h再升温555℃，保温4h淬火，然后在175℃±5℃时效4h；
当cu含量高于5％时，采用538℃保温14h再升温545℃，保温4h淬火，然后在175℃±5℃时效4h。
进一步地，所述对所述次型部件进行数控加工，并在数控加工过程中通过参数调整进行变形量控制，以获取目标部件，具体包括：
s31：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十字矩形工艺凸台，确定中心，粗加工工艺凸台；
s32：舱壳的三维扫描及检测，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十字矩形工艺凸台中心确定检测坐标系，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；
s33：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，然后对壳体端面和十字矩形工艺凸台进行加工，确定粗加工基准；
s34：舱壳数控粗加工外形，根据粗加工基准粗加工壳体外形；
s35：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；
s36：热处理人工时效去应力；
s37：三维扫描几何检测；
s38：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；
s39：根据精加工基准精加工舱壳壳体外形与内型特征；
s310：对精加工后壳体进行检测，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，以获取目标部件。
进一步地，在步骤s34中，舱壳数控粗加工外形，根据粗加工基准粗加工壳体外形，具体包括：
s341、以后端面及定位销孔定位，铣加工壳体前端面，留余量2mm；
s342：铣削壳体外形，单边留余量不小于1.5mm；
s343、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。
本发明所提供的大型薄壁翼身融合异形舱壳高强铝合金精密铸造成型技术，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铜合金翼身融合异形舱壳整体砂型铸造、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、整体环热分层切削循环加工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，有效的控制了翼身融合异形舱壳各工艺环节的变形，保证了产品的气动外形、舱壳金属承力层壁厚均匀性，舱壳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铜合金翼身融合异形舱壳精密铸造成型与加工过程中的系列关键技术，保证了大型高强铝铜合金翼身融合异形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。从而解决了传统成型工艺连接下大型薄壁铝合金翼身异形舱壳强度较低的技术问题。
附图说明
为了更清楚地说明本发明的实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是示例性的，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图引伸获得其它的实施附图。
本说明书所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明可实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容得能涵盖的范围内。
图1-图3为基于本发明所提供的方法加工得到的产品的结构示意图。
具体实施方式
以下由特定的具体实施例说明本发明的实施方式，熟悉此技术的人士可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点及功效，显然，所描述的实施例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。
在一种具体实施方式中，本发明所提供的大型薄壁翼身融合异形舱壳高强铝合金精密铸造成型技术，包括以下步骤：
通过整体精密砂型铸造成型工艺铸造出zl205a高强铝合金大型薄壁网格筋翼身融合舱壳，形成大型薄壁高强铝合金精密铸件毛坯；
对所述大型薄壁铝合金异形舱壳进行热处理，并在热处理过程中通过参数调整进行变形量控制，以形成经热处理后较高性能的铸件；
对所述经过热处理后的铸件进行数控加工，并在数控加工过程中通过整体环绕分层切削与基准转换等进行变形量控制，完成产品的精密加工变形控制。
具体地，本发明提供了一类大型薄壁高强铝铜合金翼身融合异形舱壳整体精密铸造成型与变形控制技术方法，涉及的工艺专业有zl205a高强铝铜合金舱壳整体砂型铸造、zl205a铝合金铸造舱壳热处理变形控制、zl205a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。
总体来讲，所述大型薄壁高强铝铜合金翼身融合异形舱壳整体精密铸造成型与变形控制技术方法包括如下几个阶段。第1阶段为大型铝合金翼身融合异形舱壳整体砂型铸造成型与变形控制阶段；第2阶段为大型铝合金铸造翼身融合异形舱壳热处理变形控制阶段；第3阶段为大型铝合金翼身融合异形舱壳数控加工变形控制阶段；
其中，第1阶段大型铝合金翼身融合异形舱壳整体砂型铸造成型阶段：步骤1，整体砂型铸造成型工艺和铸件图设计；步骤2，浇铸系统设计及模拟仿真优化；步骤3，整体砂型铸造模具设计及制造装配；步骤4，模具砂型型芯和型腔的制造检测；步骤5，整体砂型铸造模具三维扫描检测；步骤6，高强铝铜合金zl205a合金配比熔炼；步骤7，高强铝铜合金zl205a异形舱壳挤压浇铸；步骤8，铝合金异形舱壳浇铸系统切割去除；步骤9，铝合金异形舱壳铸件三维扫描检测工序。第2阶段为大型铝合金翼身融合异形舱壳热处理变形控制阶段：步骤1，舱壳热处理工装设计与制造；步骤2，铸造铝合金舱壳与工装装配；步骤3，铸造铝合金舱壳固熔及t6淬火；步骤4，铸件固熔及t6出炉后三维检测；步骤5，铸造铝合金舱壳人工时效；步骤6，舱壳铸件人工时效后三维检测；步骤7，铝合金舱壳铸件铸造缺陷检测；步骤8，舱壳本体取样力学性能测试。第3阶段大型铝合金翼身融合异形舱壳数控加工变形控制阶段：步骤1，舱壳加工前基准测量；步骤2，舱壳的三维扫描及检测；步骤3，自适应加工粗基准；步骤4，舱壳数控粗加工外形；步骤5，尺寸检测及三维扫描；步骤6，热处理人工时效去应力；步骤7，三维扫描几何检测；步骤8，舱壳精加工定位基准；步骤9，舱壳数控精加工外形与内型特征；步骤10，舱壳全局三维整体检测。
该大型薄壁高强铝铜合金翼身融合异形舱壳整体精密铸造成型与变形控制技术方法，涉及的关键技术要点包含：(1)舱体铸件设计涉及的承力筋与蒙皮对强度刚度贡献的主次关系，壁厚、筋宽筋高、圆角细节设计，舱壳力学性能取样部位设计，铸件质量总体指标要求的分布，舱壳整体全局壁厚检测的标准要求；(2)铸造工艺设计包括铸造余量设计、铸造基准设计、收缩率的设计关键技术；(3)浇铸系统的设计包括浇道总体结构形式、主浇道、横浇道、冷隔、冒口设计及铸造流动冲型模拟与冷却凝固仿真分析及浇铸系统优化；(4)模具总体设计与制造装配与检测；(5)高强铝铜合金熔炼及挤压浇铸工艺控制与铸件三维扫描技术；(6)为提高zl205a舱壳本体力学性能采取的热处理工艺制度及规范；(7)大型异形铝合金舱壳固熔时效及淬火工艺参数设计、热处理变形及工装设计；(8)基于无余量加工铸造内型面为基准的大型薄壁铝合金异形舱壳数控加工过程的基准转换技术；(9)大型薄壁铝合金弱刚性异形舱壳切削数控加工的轨迹设计、高效切削参数设计、加工过程中的变形控制技术；(10)大型铝合金异形舱壳精加工后三维检测及批量样板检测设计与间隙控制技术。
在该具体实施方式中，通过整体精密砂型铸造成型工艺铸造出zl205a高强铝合金大型薄壁网格筋翼身融合舱壳，形成大型薄壁高强铝合金精密铸件毛坯；具体包括以下步骤：
s11：制定砂型铸造成型工艺流程，并根据所述砂型铸造成型工艺流程设计铸件图；
s12：根据所述铸件图设计浇铸系统，并对所述浇铸系统进行模拟仿真优化，以得到优化后的最终浇铸系统；所述浇铸系统为底注式缝隙混合浇铸系统。
s13：根据所述最终浇铸系统进行整体砂型铸造模具设计及制造装配；
s14：对获得的模具进行砂型型芯和型腔的制造检测；
s15：对获得的整体砂型铸造模具进行三维扫描检测；
s16：通过配比和熔炼得到高强铝铜合金zl205a；配比时，采用精a1锭和精铝熔铸的al一cu、al—mn、al-ti-b、mg中间合金配制zl201a合金，其中，合金中的主杂质fe含量低于0.1％；在所述zl201a合金中加入cd，以获得zl204a合金；在所述zl204a合金加入zr、v、b、re、ni、cu和ti，以获得zl205a合金。熔炼时，中间合金熔炼覆盖剂各组分在200℃-300℃烘烤3-5h，混合后再150℃保存待用；加料融化阶段加入回炉料、合金锭、纯铝、铝锰、铝钒和铝锆中间合金融化后，加入铝铜中间合金和金属镉融化后，在740℃-750℃温度范围内加入al-ti-b中间合金，搅拌10-30min按照不低于20min控制；精炼阶段在710℃-730℃用六氯乙烷二氧化钛精炼剂精炼，静置10-20min按照15min中控制，按照工艺要求调整温度，正式浇铸前轻微搅拌均匀；保温浇铸时间1-2h，总融化时间4-6h；坩埚底部金属剩余量150-200mm或者金属总重量的15-20％。
s17：将配比和熔炼后得到的高强铝铜合金zl205a通过挤压浇铸得到异形舱壳坯料；
s18：根据所述浇铸系统对所述异形舱壳坯料进行切割去除，以形成异形舱壳；
s19：对所述异形舱壳进行三维扫描检测工序，并获得所述初型部件。
该成型方法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-cu系zl205a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；采用呋喃树脂砂进行型整体砂型铸造，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；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-cu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0.85％、0.85％、0.9％不同的的收缩率从而有效的保证铸件质量；需特别说明的是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％。结合收缩率和舱壳产品尺寸完成铸件图的设计，铸件图余量设计是内型面不留余量由铸造和热处理变形控制到位，异形舱体外面单边余量不小于8mm，外型面依据产品结构特征采用变厚度余量策略，总体上按照两端余量按照均匀10mm中间区域按照8mm进行空间曲面拟合后留量，舱体轴向端框单边余量不小于12mm；采用型面变壁厚留余量及轴向大余量12mm的依据其一是该产品轴向方向尺寸较大，其次是后续机械加工过程中需要进行两端面基准调整，且该异形舱壳产品变形存在长轴变长宽度变窄的趋势，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。
上述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冲型完全可靠，优选地，该浇铸系统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，其冲型更完整同时带压力浇铸规避了很多疏松缩孔等缺陷；采用了procast/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、宿松、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熔处理、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冲型的区域进行局部增加，浇铸后再进行去除。
该浇铸系统融合底注式和缝隙式浇铸，结合挤压铸造的特性综合设计。具体表现在采用8-12条纵向主浇道，各纵向主浇道间采用2-3条环向分浇道；采用环向分浇道的好处是保证纵向浇道之间的压力平衡从而保证总体的冲型平稳，其次是保证局部偏厚及偏薄区域冲型不足及过冲，第三是环型浇道有利于后续热处理过程中减少铸件的大变形。环型浇道加强了异形舱体铸件本体的总体刚性联合后续热处理辅助工装是减少铸件变形非常有利的措施。
进一步地，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。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。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，冷铁材料采用石墨、铜、铁或者铝合金，综合考虑成本及性能要求首选石墨作为螺纹连接孔区域的冷铁材料，局部区域采用铁块和铝合金作为冷铁材料以系统提高端框连接部位的综合性能并降低铸造缺陷；外部砂型的模具厚度采用大于200mm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保证铸件的综合品质。
本发明采用的造型材料采用的是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；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。
上述整体砂型铸造模具三维扫描检测的特点为，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(bestfit)，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。
通过采用高纯合金锭配制合金，优化合金成分，采用铝钛硼中间合金细化合金组织，同时添加少量的铜和镍元素，并用铝锶中间合金改善共晶硅形貌，采用高纯氩气精炼合金，优化热处理制度等手段使合金性能大幅度提高，为高性能铸件的研制提供了材料基础。首先采用高纯铝及高纯中间合金配制zl205a合金，并优化合金元素含量。采用精a1锭和精铝熔铸的al一cu、al—mn、al-ti-b、mg中间合金配制合金，将合金中的杂质控制在最低限度，合金中的主要杂质fe控制在0.1％以下，使合金“纯化”；其次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：cu、mn、ti为zl205a合金主要强化元素，形成a固溶体和θ固溶体(al2cu),t(al12mn2cu)、al3ti、cd、al3zr、al2v、tib2。
其中，zl201合金是在zl203合金的基础上加入mn和ti获得的，再提高纯度减少fe和si等杂质含量获得zl201a合金；在zl201a合金的基础上加入cd获得zl204a合金；再改变成分，加入微量的zr、v、b得到zl205a合金。为获得较高的力学性能和较高的延伸率，加入了少量的re和ni，同时适当提高了cu和ti的含量；al-cu-mn-ti合金中杂质含量si、mg含量控制在0.05％以下，ti对晶相有细化作用，在标准成分范围内，适当提高ti含量超过标准值一定比例；晶粒细化合金组织可以提高合金的强度和伸长率，采用al-ti-b铝钛硼中间合金来细化合金的组织，另外混合稀土元素混合稀土含各种稀土总量不小于90％，其中含铈约45％。
上述中间合金熔炼覆盖剂各组分在200℃-300℃烘烤3-5h，混合后再150℃保存待用。加料融化阶段加入回炉料、合金锭、纯铝、铝锰、铝钒和铝锆中间合金融化后，加入铝铜中间合金和金属镉融化后，在740℃-750℃温度范围内加入al-ti-b中间合金，搅拌10-30min按照不低于20min控制；精炼阶段在710℃-730℃用六氯乙烷二氧化钛精炼剂精炼，静置10-20min按照15min中控制，按照工艺要求调整温度，正式浇铸前轻微搅拌均匀。保温浇铸时间1-2h，总融化时间4-6h；坩埚底部金属剩余量150-200mm或者金属总重量的15-20％。
铝合金底注式反重力挤压浇铸的特点为，浇铸前确保浇铸炉内的温度大于60℃以上进行预热并干燥，并控制湿度小于80％；浇铸时的铝液温度控制在700℃-750℃之间，温度工艺范围采用725℃-745℃区间，在工艺过程中，按照735℃作为临界点，冬季和夏季温度差控制在10℃左右即730℃-740℃间控制；浇铸的铝液是铸件 浇铸系统总重量的1.5倍以上，舱壳采用的坩埚容量最小不得低于1000公斤，挤压压力大于0.1mpa，以确保冲型的压力和速度；冲型时间60s，保压压力0.1～0.12mpa，保压时间300s；浇铸后炉温降到室温以后4小时再随炉冷却至室温后开炉。
工艺过程中，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。
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预设目标；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。
在整个工艺过程的第二阶段，对所述大型薄壁铝合金异形舱壳进行热处理，并在热处理过程中通过参数调整进行变形量控制，以形成经热处理后较高性能的铸件；具体包括：
s21：对初型部件进行舱壳热处理的工装设计与制造；
s22：将所述初型部件与工装装配；
s23：将所述初型部件进行固熔及t6淬火；固溶参数是先升温至520℃保温2h，再升温至工艺范围538℃±5℃按照544℃保温，保温时间工艺范围10-18h小时由于大型薄壁异形铸件按照保温18h出炉控制；固溶处理后在专用的铝合金淬火液中淬火，尽量缩短铸件入水时间，转移时间小于15s，水温按照60℃-80℃控制不低于70℃。
s24：对固熔及t6淬火出炉后的三维检测；
s25：对三维检测后的初型部件进行人工时效处理；
s26：对人工时效后的初型部件进行再次三维检测；
s27：检测初型部件的铸造缺陷；
s28：对所述初型部件进行不同部位本体取样与系列高温力学性能测试；
s29：对所述初型部件进行过烧后热处理回复，以形成次型部件。当合金中氢的质量分数小于1x10-7和过烧后不产生裂纹的情况下，将铸件进行重复热处理；若合金中氢的质量分数高于1x10-7时，可将合金铸件进行真空去氢处理后，再进行重复热处理；其中，al-cu高强铝铜合金铸件过烧后热处理回复工序依据cu含量进行调整，依据5％cu含量为界限，当cu含量低于5％时，采用538℃保温14h再升温555℃，保温4h淬火，然后在175℃±5℃时效4h；当cu含量高于5％时，采用538℃保温14h再升温545℃，保温4h淬火，然后在175℃±5℃时效4h。
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。刚性通过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。
上述舱壳热处理定位工装首先保证连接可靠，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。因此舱壳热处理定位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。舱壳 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。
在对al-cu系zl205a铸造合金进行热处理时，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，具体固溶参数是先升温至520℃保温2h，再升温至工艺范围538℃±5℃按照544℃保温，保温时间工艺范围10-18h小时由于大型薄壁异形铸件按照保温18h出炉控制；固溶处理后在专用的铝合金淬火液中淬火，尽量缩短铸件入水时间，转移时间小于15s，水温按照60℃-80℃控制不低于70℃；淬火装炉要确保铸件上下立式入水，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。装炉前将铸件清理干净，清除表面的油污和赃物；采用专用维型工装夹具对凸凹曲面关键区域进行刚性连接进行保型。
具体来说，铝合金异形舱体铸件在固溶中的升温时分两次分层升温，即将铝合金异形舱体铸件升温至520℃，在520℃温度下保温2h，再将所述铝合金舱体升温至538℃，在538℃温度下保温8h后出炉，这样是根据大型薄壁异形舱体的特点具体设计的；相比于传统的一次升温固溶处理，采用分级加热的策略是为了获得更好的固溶效果，在低温点共晶温度下保温，使组织扩散溶解后消除低熔点共晶的存在；其次有利于组织的稳定以及温度场的梯度均匀温差小，且可以防止一次升温固溶造成的过烧现象，以及防止一次性升温温差过大导致的热应力过大造成的裂纹等质量问题。现有技术中多为一次升温固溶，本专利中将其设置为两次分段升温，其带来的技术效果是显著的。
异形舱体铸件热处理转移时间小于15s，是由于大型薄壁异形铝合金舱体具有体积大、凸凹曲面融合、薄壁网格筋等结构上的独特特点，如果转移时间过长，会增加大型薄壁异形舱体铸件在空气中的停留时间，使合金元素的扩散析出加大增多从而导致偏析不能保证zl205a铸件的组织性能；采用快速转移有利于减少合金元素的偏析导致的质量问题，这是该产品铸造的关键控制要素之一。
固熔处理及t6淬火热处理后进行三维扫描检测，以内型面为基准，采用最佳拟合方式进行检测。将检测结果首先与t6前的模型进行比较，从而可以判断出t6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；在此基础上，将定位工装拆除后，进行舱壳自身的三维扫描，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；进一步将扫描结果与理论目标值进行比对，作为最终铸件变形量和是几何尺寸验收的判据；在各环节控制较好的情况下，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；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。
去除热处理工装后，在台式干燥箱中进行舱壳铸件人工时效处理，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；时效参数是升温至175℃±5℃工艺范围内按照175℃进行保温4h-6h小时按照6h执行，出炉空冷。为保证铸件在淬火后，同时具有较高的力学性能和低的内应力，采用等温淬火工序，将经过固溶处理后的舱体铸件淬入200-250的热介质中保温一定时间，将固溶处理和时效处理结合起来保证优异的综合性能。
进行人工时效后，进行舱壳自身的三维扫描，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；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；依据检测结果，此时外形轮廓度变形在0.2mm左右。最终进行铸件的x光和荧光检查，确认宿松、缩孔、裂纹是否存在；并依据铸件的缺陷决策是否进行补焊或者其他的修补措施。需重点说明的是，在浇铸系统设计合理、铸液冲型压力和冲型量足够的基础上，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。
舱壳经过t6热处理和人工时效后，在性能方面可以有效的保证铸件内部组织的致密性，其性能达到高强铝铜合金的行业标准要求；专利规定人工时效温度不要超过热处理时效温度，同时不要超过后续壳体进行复合材料共固化的温度180℃，人工时效温度规定120℃-175℃之间，且二次人工时效温度较前次温度逐级降低10℃即首次采用175℃后依次采用165℃、155℃进行人工时效，从而保证铝合金壳体可以经过3次以上的多次人工时效而不降低其性能尤其是延伸率指标，满足壳体在高温下的承力综合性能指标。
对舱体的前后端框、窗口本体、网格筋加强部位四个重点部位进行力学性能取样；分别测试常温、150℃、200℃、250℃及300℃四种高温共五种不同温度状态下抗拉强度、屈服强度、延伸率的测试；结果表明最先冷却的部位如前端框其力学性能高于最后冷却的后端框性能，窗口及网格筋部位部位的性能居于前后端框性能中间区域，表明冷却速度对于铸件的性能有较大影响；冷却最快的部位性能最高、冷却最慢的部位性能相对较低。本特征经过多次证明，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。
进一步地，“过烧”后热处理“回复”方法：如出现zl205a铸件产生过烧，可通过热处理回复工序进行恢复到正常状态水平，当合金中氢的质量分数小于1x10-7和过烧后不产生裂纹的情况下，将铸件进行重复热处理，在某些情况下适当延长固溶处理时间；如合金中氢的质量分数高于1x10-7时，可将合金铸件进行真空去氢处理后，再进行重复热处理。al-cu高强铝铜合金铸件过烧后热处理回复工序依据cu含量进行调整，依据5％cu含量为界限，当cu含量低于5％时，采用538℃保温14h再升温555℃，保温4h淬火，然后在175℃±5℃时效4h；当cu含量高于5％时，采用538℃保温14h再升温545℃，保温4h淬火，然后在175℃±5℃时效4h。还有一种策略是采用538℃保温14h，然后升温到544℃保温6h后淬入60℃-80℃热水中，然后在175℃±5℃时效4h。过烧热处理回复工序，重复热处理次数不得超过两次。
在整体工艺的第三阶段，对所述经过热处理后的铸件进行数控加工，并在数控加工过程中通过整体环绕分层切削循环加工与基准转换等进行变形量控制，完成产品的精密加工变形控制。具体包括：
s31：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十字矩形工艺凸台，确定中心，粗加工工艺凸台；
s32：舱壳的三维扫描及检测，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十字矩形工艺凸台中心确定检测坐标系，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；
s33：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，然后对壳体端面和十字矩形工艺凸台进行加工，确定粗加工基准；
s34：舱壳数控粗加工外形，根据粗加工基准粗加工壳体外形；
s35：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；
s36：热处理人工时效去应力；
s37：三维扫描几何检测；
s38：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；
s39：根据精加工基准精加工舱壳壳体外形与内型特征；
s310：对精加工后壳体进行检测，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，以获取目标部件。
在步骤s34中，舱壳数控粗加工外形，根据粗加工基准粗加工壳体外形，具体包括：
s341、以后端面及定位销孔定位，铣加工壳体前端面，留余量2mm；
s342：铣削壳体外形，单边留余量不小于1.5mm；
s343、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。
具体地，步骤s32包括：以已加工端面及十字矩形工艺凸台确定检测坐标系o1xyz，扫描壳体内外形；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；检测壳体毛坯的加工余量分布情况；在最佳拟合后，确定后端面、后端十字矩形中心与检测坐标系的位置关系。
s33包括：将壳体后端面朝上，找正后端面及已加工的矩形十字台台，确定检测坐标系o1xyz；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；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；铣加工后端内形轮廓周边，单面留余量2mm；加工后端面定位销孔，留余量2mm。
s34包括：以后端面及定位销孔定位，铣加工壳体前端面，留余量2mm；铣削壳体外形，单边留余量不小于1.5mm；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。为保证加工变形量最小，同时依据产品的结构特征，采用带回转工作台的高速机床进行整体环绕分层铣削，具体方法是从舱体顶部开始进行四轴或者五轴联动，整体环向从上向下旋转分层铣削进行高速宽行加工；通过多次从上向下整体环向分层切削，每次切削深度控制在0.5mm-1mm多次循环单向整圈铣削；这种铣削方式相对于其他加工方式可以保证切削加工过程中的刚度衰减最慢更有利于利用壳体的对称性和整体性而保证变形最小；如采用单面多次铣削或者是对称铣削均存在因刚度衰减过大导致的壳体变形。采用直径￠16-20mm高速铣削刀具，采用主轴速度12000-18000r/min、切削深度为1mm，相应切削宽度为75％的刀具直径比例12-16mm进行高速铣削，切削进给量按照3000mm/min-10000mm/min依据加工过程中的振动情况适时调整合理的转速和进给速度。
步骤s35包括：采用常规方法大型游标卡尺及样板检测粗加工后壳体的尺寸；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。
步骤s36包括：加热炉进行升温到一定的工艺参数范围；舱体随底板工装立式放置入炉；进行人工时效，温度采用160°持续时间6小时或者采用120°炉温持续时间8小时；随炉冷却后，空冷。
步骤s37包括：将舱体放置于工作台上，找正基准建立坐标系统；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；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；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。
步骤s38包括：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；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；加工后端内形轮廓至设计尺寸；加工后端面定位销孔和连接孔至设计尺寸。
步骤s39包括：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；加工前端内形轮廓及内型特征窗口等至设计尺寸；加工前端面销孔和连接孔至设计尺寸；精加工外形面及外形下陷；精加工舵轴及高精度孔系及窗口至设计尺寸。精加工同粗加工原理大致相同，为保证加工变形量最小，同时依据产品的结构特征，采用带回转工作台的高速机床进行整体环向分层铣削，具体方法是从舱体顶部开始进行四轴或者五轴联动，整体环向从上向下旋转分层铣削进行高速宽行加工；通过多次从上向下整体环向分层切削，切削深度控制在0.3mm-0.5mm两次循环单向整圈铣削。具体采用直径￠10-￠12mm高速牛鼻宽行刀具，采用主轴速度15000-24000r/min、相应切削宽度为50％的刀具直径比例5-6mm进行高速铣削，切削进给量按照3000mm/min-10000mm/min进行控制；第二种精加工策略采用传统直径￠16-￠20球头铣刀进行高速曲面环向整体回转铣削，这种方式相对存在效率低、光洁度差的缺点。本权利主要采用第一种方式，即高速整体环向宽行回转铣削加工。
步骤s310包括：采用常规方法检测精加工后壳体的线性尺寸；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；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。
基于上述方法得到的产品如图1-3所示，以该产品为例，异形舱壳前端面为“ω”形，后端为高度50mm的圆柱形。整个型面由“ω”向圆形过渡渐变而成。零件轴向长度为1000mm,内壁分布了两层支板，内侧分布的加强筋高41mm，宽12～15mm，壁厚2.5 10mm。内形为t型网格筋结构，产品刚性较弱。各舱段骨架均采用整体铸造成型，内型面及网格筋侧面不加工，舱段外表面、两端面、两端框内形、所有单机安装面均留余量，通过机械加工保证。
产品技术指标为，异形舱体铸件材料为zl205a，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。
(1)舱段铸造技术指标
(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％。(b)舱段壳体铸造加工余量小于10mm，目标控制为6mm；(c)铸件内型轮廓度由铸造保证，且不小于0.5mm；(d)铸件重量偏差应符合±4％；(e)产品铸造合格率不少于90％。
(2)铸件物理及力学性能
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％。
表1zl205a异形舱体铸件力学性能指标
(3)舱体铸件内部质量
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。
表2内部缺陷允许级别
(4)舱体几何尺寸精度指标
(a)产品高度尺寸1000±0.4mm，大端对角线尺寸为1204±0.2mmx768±0.2mm，小端对角线尺寸为1006±0.2mmx677.6±0.2mm；(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；(c)舱段壳体壁厚控制为2.5±0.5mm，允许铸件局部厚1mm以内，允许打磨内表面；(d)四个安装孔尺寸精度要求较高，其中内孔直径为φ80( 0.005， 0.025)mm，同一装配面孔同轴度为0.02，垂直度为0.1；(e)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。
在上述具体实施方式中，本发明所提供的大型薄壁翼身融合异形舱壳高强铝合金精密铸造成型技术，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铜合金翼身融合异形舱壳整体砂型铸造、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、整体环绕分层切削循环加工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，有效的控制了翼身融合异形舱壳各工艺环节的变形，保证了产品的气动外形、舱壳金属承力层壁厚均匀性，舱壳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铜合金翼身融合异形舱壳精密铸造成型与加工过程中的系列关键技术，保证了大型高强铝铜合金翼身融合异形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。从而解决了传统成型工艺连接下大型薄壁铝合金翼身异形舱壳强度较低的技术问题。
以上的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的技术方案的基础之上，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包括在本发明的保护范围之内。
1.一种大型薄壁翼身融合异形舱壳高强铝合金精密铸造成型技术，其特征在于，包括以下步骤：
通过整体精密砂型铸造成型工艺铸造出zl205a高强铝合金大型薄壁网格筋翼身融合舱壳，形成大型薄壁高强铝合金精密铸件毛坯；
对所述大型薄壁铝合金异形舱壳进行热处理，并在热处理过程中通过参数调整进行变形量控制，以形成经热处理后的铸件；
对所述经过热处理后的铸件进行数控加工，并在数控加工过程中通过整体环绕分层切削循环加工与基准转换等进行变形量控制，完成产品的精密加工变形控制。
2.根据权利要求1所述的大型薄壁翼身融合异形舱壳高强铝合金精密铸造成型技术，其特征在于，通过整体精密砂型铸造成型工艺铸造出zl205a高强铝合金大型薄壁网格筋翼身融合舱壳，形成大型薄壁高强铝合金精密铸件毛坯，具体包括以下步骤：
s11：制定砂型铸造成型工艺流程，并根据所述砂型铸造成型工艺流程设计铸件图；
s12：根据所述铸件图设计浇铸系统，并对所述浇铸系统进行模拟仿真优化，以得到优化后的最终浇铸系统；
s13：根据所述最终浇铸系统进行整体砂型铸造模具设计及制造装配；
s14：对获得的模具进行砂型型芯和型腔的制造检测；
s15：对获得的整体砂型铸造模具进行三维扫描检测；
s16：通过配比和熔炼得到高强铝铜合金zl205a；
s17：将配比和熔炼后得到的高强铝铜合金zl205a通过挤压浇铸得到异形舱壳坯料；
s18：根据所述浇铸系统对所述异形舱壳坯料进行切割去除，以形成异形舱壳铸件毛坯；
s19：对所述异形舱壳进行三维扫描检测工序，并获得所述毛坯铸件。
3.根据权利要求2所述的大型薄壁翼身融合异形舱壳高强铝合金精密铸造成型技术，其特征在于，所述浇铸系统为底注式加缝隙混合式浇铸系统。
4.根据权利要求2所述的大型薄壁翼身融合异形舱壳高强铝合金精密铸造成型技术，其特征在于，所述通过配比和熔炼得到高强铝铜合金zl205a，具体包括：
采用精a1锭和精铝熔铸的al一cu、al—mn、al-ti-b、mg中间合金配制zl201a合金，其中，合金中的主杂质fe含量低于0.1％；
在所述zl201a合金中加入cd，以获得zl204a合金；
在所述zl204a合金加入zr、v、b、re、ni、cu和ti，以获得zl205a合金。
5.根据权利要求4所述的大型薄壁翼身融合异形舱壳高强铝合金精密铸造成型技术，其特征在于，所述通过配比和熔炼得到高强铝铜合金zl205a，具体包括：
中间合金熔炼覆盖剂各组分在200℃-300℃烘烤3-5h，混合后再150℃保存待用；
加料融化阶段加入回炉料、合金锭、纯铝、铝锰、铝钒和铝锆中间合金融化后，加入铝铜中间合金和金属镉融化后，在740℃-750℃温度范围内加入al-ti-b中间合金，搅拌10-30min按照不低于20min控制；
精炼阶段在710℃-730℃用六氯乙烷二氧化钛精炼剂精炼，静置10-20min按照15min中控制，按照工艺要求调整温度，正式浇铸前轻微搅拌均匀；
保温浇铸时间1-2h，总融化时间4-6h；
坩埚底部金属剩余量150-200mm或者金属总重量的15-20％。
6.根据权利要求1所述的大型薄壁翼身融合异形舱壳高强铝合金精密铸造成型技术，其特征在于，对所述大型薄壁铝合金异形舱壳进行热处理，并在热处理过程中通过参数调整进行变形量控制，以形成经热处理后较高性能的铸件；具体包括：
s21：对舱壳铸件毛坯进行热处理的工装设计与制造；
s22：将所述舱壳铸件毛坯与工装装配；
s23：将所述舱壳铸件毛坯进行固熔及t6淬火；
s24：对固熔及t6淬火出炉后的铸件进行三维检测；
s25：对三维检测后的铸件毛坯进行人工时效处理；
s26：对人工时效后的毛坯部件进行再次三维检测；
s27：检测热处理后铸件的铸造缺陷；
s28：对所述铸件进行不同部位本体取样与系列高温力学性能测试；
s29：对所述铸件进行过烧后热处理回复，以形成合格的铸件。
7.根据权利要求6所述的大型薄壁翼身融合异形舱壳高强铝合金精密铸造成型技术，其特征在于，在步骤s23中，将初型部件进行固熔及t6淬火时，采用如下工艺参数：
固溶参数是先升温至520℃保温2h，再升温至工艺范围538℃±5℃按照544℃保温，保温时间工艺范围10-18h小时由于大型薄壁异形铸件按照保温18h出炉控制；固溶处理后在专用的铝合金淬火液中淬火，尽量缩短铸件入水时间，转移时间小于15s，水温按照60℃-80℃控制不低于70℃。
8.根据权利要求7所述的大型薄壁翼身融合异形舱壳高强铝合金精密铸造成型技术，其特征在于，在s29中，对所述铸件毛坯进行过烧后热处理回复方法包括：
当合金中氢的质量分数小于1x10-7和过烧后不产生裂纹的情况下，将铸件进行重复热处理；若合金中氢的质量分数高于1x10-7时，可将合金铸件进行真空去氢处理后，再进行重复热处理；
其中，al-cu高强铝铜合金铸件过烧后热处理回复工序依据cu含量进行调整，依据5％cu含量为界限，当cu含量低于5％时，采用538℃保温14h再升温555℃，保温4h淬火，然后在175℃±5℃时效4h；
当cu含量高于5％时，采用538℃保温14h再升温545℃，保温4h淬火，然后在175℃±5℃时效4h。
9.根据权利要求1所述的大型薄壁翼身融合异形舱壳高强铝合金精密铸造成型技术，其特征在于，对所述经过热处理后的铸件进行数控加工，并在数控加工过程中通过整体环热分层切削循环加工与基准转换等进行变形量控制，完成产品的精密加工与变形控制，具体包括：
s31：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十字矩形工艺凸台，确定中心，粗加工工艺凸台；
s32：舱壳的三维扫描及检测，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十字矩形工艺凸台中心确定检测坐标系，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；
s33：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，然后对壳体端面和十字矩形工艺凸台进行加工，确定粗加工基准；
s34：舱壳数控粗加工外形，根据粗加工基准粗加工壳体外形；
s35：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；
s36：热处理人工时效去应力；
s37：三维摄像扫描几何检测；
s38：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；
s39：根据精加工基准精加工舱壳壳体外形与内型特征；
s310：对精加工后壳体进行检测，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，以获取目标部件。
10.根据权利要求9所述的大型薄壁翼身融合异形舱壳高强铝合金精密铸造成型技术，其特征在于，在步骤s34中，舱壳数控粗加工外形，根据粗加工基准粗加工壳体外形，具体包括：
s341、以后端面及定位销孔定位，铣加工壳体前端面，留余量2mm；
s342：铣削壳体外形，单边留余量不小于1.5mm；
s343、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。
技术总结