自1970年成功地利用钛合金超塑成形大型航空结构件以来,钛合金超塑成形在航空航天领域得到了越来越广泛的应用。超塑成形技术正被越来越多地应用于航空宇航结构件的加工和制造,由于超塑成形采用胀形工艺,其成形精度的控制也就必然是一个关键问题。本文以TC4合金深筒形零件的超塑成形为背景,对超塑成形工艺中的精度控制进行了研究。通过有限元分析和模拟件成形实验对胀形精度的影响因素进行了分析和总结,结合TC4合金的超塑成形实验,提出了一系列的工艺优化方案,对超塑成形技术精确度的控制和提高具有实际意义。首先根据深筒形零件的制造工艺流程,制定了超塑正反向胀形工艺,并设计了上模和下模。使用ZnAl5共晶合金板料进行了模拟件的超塑成形实验。结果显示,零件在壁厚分布上得到了较好的控制,初步验证了超塑性正反胀形工艺用于成形该深筒形零件的可行性。使用MARC软件对胀形过程以及壁厚分布进行了有限元模拟。对于不同的预成形方案以及不同摩擦系数的胀形过程进行有限元模拟的结果表明,合理的预成形工艺可以在很大程度上起到变形均匀化、缓解零件壁厚不均匀的问题;适当增加上模的摩擦系数,有助于增强预成形的工艺效果。而下模的摩擦会加剧板料的拉薄,且胀形深度越大,摩擦对于板料拉薄的影响越明显,减小下模的摩擦系数有助于壁厚的均匀分布。与TC4合金超塑成形实验得到的深筒形零件厚度分布实测结果比较,表明有限元模拟能很好地对成形过程以及零件厚度分布做出预测。对TC4合金进行了高温拉伸试验,分别对模具材料和TC4合金进行了高温线膨胀测试,测试结果用于模具与工件冷却过程的有限元模拟。模拟结果显示,冷却过程中,工件变形以弹性变形为主,等效塑性应变小于10-4。在弹性变形假设下,通过解析的方法推导了针对热膨胀效应的模具尺寸修正公式,并将实验结果与公式计算结果进行了对比,每100 mm尺度上,公式计算结果产生的绝对误差小于0.01 mm,满足精度要求。以模具尺寸修正公式为出发点,提出了模具的修改方案,该方案对于TC4合金超塑成形工艺具有参考价值。