随着新一代航天装备向轻量化和高可靠发展,迫切需求一类大尺寸、超薄壁厚的铝合金球壳。常温拉深成形此类球壳,极易出现起皱和开裂并存缺陷。针对此难题,本文提出铝合金超低温拉深成形技术。该技术采用超低温介质将铝合金板材冷却至具有双增效应的临界温度,通过模具整体成形出薄壁壳体,具有成形极限高、组织性能易控制等系列技术优势。本文以2219铝合金球壳为对象,通过数值模拟和工艺实验方法,研究铝合金在不同超低温温度分布条件下的拉深变形规律和缺陷形式,获得球壳超低温成形温度窗口,为大尺寸薄壁壳体整体成形提供理论指导和技术支持。通过平底筒形件极限拉深比实验获得了2219-W态板材在超低温温度场下的拉深性能。板材的拉深性能在超低温温度场下显著提高,极限拉深比由常温下的1.8增加至2.2,极限成形深度由常温的54.3mm增加至95.3mm。通过数值模拟,获得了厚径比对球壳起皱趋势和变形能力的影响规律。球壳厚径比越小,临界起皱应力越小,起皱趋势越大。同时,球壳厚径比越小,变形越大,开裂趋势越大。揭示了超低温拉深起皱机制和变形均匀协调机制。超低温拉深时,法兰区强度受温度影响。试件法兰区强度越低,悬空区起皱趋势越大,变形越小且壁厚分布越均匀。获得了压边力对球壳起皱行为和变形能力的影响规律。球壳悬空区起皱与环向压应力有关,增大压边力可以减小环向压应力,抑制试件悬空区起皱。但是压边力越大,试件的变形越大,开裂趋势越大。因此,应当根据构件厚径比选择合适的的温度分布。成形厚径比较大球壳时,缺陷以开裂为主,应当采用对应法兰区材料强度较低的温度分布;成形厚径比较小球壳时,起皱趋势大,确保满足变形条件下控制起皱,应当采用对应法兰区材料强度较高的温度分布。通过超低温拉深成形工艺实验,阐明了不同温度分布和压边力条件下的成形缺陷演变规律,建立了球壳超低温拉深成形工艺窗口。试件法兰区强度越低,悬空区起皱趋势越大;法兰区塑性越低,试件悬空区开裂趋势越大。随着温度降低,材料的强度和延伸率先降低再升高,法兰区常温和法兰区温度低于-160℃的超低温温度场为成形小厚径比球壳的优异温度窗口。