为了满足先进航空发动机高推动比等性能需要,钣金结构件正在代替传统的铸件、锻件等零部件,在航空发动机中所占比重越来越大。航空发动机因其特殊的高温工作环境,其钣金结构件通常使用服役性能好而成形性能差的板材,对其成形工艺带来严重困难,已成为我国航空发动机钣金件制造的技术瓶颈。因此,对典型航空发动机钣金件成形工艺研究有其重要的实际应用价值。本文以某航空发动机厂中广泛应用的GH163高温合金火焰筒及LY16铝合金异形拉深件为研究对象,针对当前企业生产中所存在的问题,依据材料成形性能研究、成形工艺模拟仿真及实际工艺验证的思路,展开了深入研究工作:通过单向拉伸试验得到了GH163、LY16两种合金常温下基本成形性能参数,根据材料流变应力曲线特点分别为其选择了合适的本构模型并得到相应本构方程;利用模拟成形试验的方法分别对其相关性能进行了探究,客观的评估了两种板料成形性能,为其有限元仿真分析与成形工艺的制定提供了必要条件;结合GH163板料的压延与扩孔性能,对火焰筒提出了拉深-冲孔-扩孔与一道次拉深两种成形工艺并分别对其工艺过程进行模拟仿真将结果进行对比,选择了更优的工艺方案;分析了异形拉深件成形过程中出现球面起皱、底部破裂等缺陷的主要原因,通过理论分析及有限元模拟等手段探究了压边力及预成形高度等因素对缺陷的影响并提出了解决办法;最后,由主要工艺参数设计两种零件成形模具进行试验验证并对其质量进行检测。通过以上研究获得如下成果:在GH163合金成形性能试验的基础上对其板料压延性能作出了正确评估从而摒弃了火焰筒原有的多工序焊接成形方法,制定了单道次拉深成形工艺,所得到零件回弹小、外形准确、排除了焊接质量无法保证等不利因素;LY16铝合金异形拉深件成形时,通过增大预成形高度,后两道次采用不压边的方式成功解决了其底部破裂的问题,对于成形过程中出现球面起皱问题利用软性介质代替刚性凸模的方法起到了很好的消除效果,最终所成形零件壁厚分布均匀,表面质量良好。本研究突破了合作企业航空发动机典型钣金件生产中的技术瓶颈问题,从根本上解决了其生产合格率偏低、试制以经验为主且周期长的难题。