尾翼支座零件属于形状复杂的轴对称零件,材料为30CrMnSiNi2A,国内过去主要采用传统的机加工工艺。由于是低合金超高强度钢,其强度、硬度高,韧性好,因此机械加工比较困难、材料利用率低、工序流程长、生产效率低。尤其在加工出六个爪根部为R8的圆角时,不仅对工人技术水平要求较高,而且切断热加工流线,影响产品的力学性能,不利于大批量生产。针对上述尾翼支座零件制造中存在的问题,本课题提出采用两次热挤压成形工艺,在第二次挤压时就成形出六个爪根部为R8的圆角的工艺方案,实现尾翼支座的近净成形,并提高产品的力学性能。利用三维有限元数值模拟技术对尾翼支座的成形过程进行分析,根据坯料在模具中的流动及凸模的受力情况,确定合理的成形工艺。在不同的变形温度、变形速度、摩擦和凸、凹模结构条件下,模拟得出等效应变、等效应力、挤压力—行程曲线。在此基础上,分析尾翼支座两次挤压成形中的变形工艺参数和模具结构对挤压过程的影响规律,确定出了合理的变形工艺参数和模具结构。模拟结果显示,在挤压温度为1100℃,挤压速度为70mm/s、摩擦系数为0.2的条件下,具有较小挤压力、合理的等效应变、等效应力分布,有利于尾翼支座成形;两次挤压的凹模台阶处都采用30°锥角,其中第一次挤压凸模采用椎底且圆角为R3时,改善了模具的受力情况。在数值模拟分析结果的基础上,制订尾翼支座成形工艺规范和设计模具结构。并且经过物理实验证明:通过两次挤压工艺的方法可以直接加工出尾翼支座爪根部的圆角R 8,不用再机加是可行的。而且其成形力小、金属流动性好。