如今整体化制造技术在航天领域被越来越多的采用,该技术可以制造出力学性能和耐久性能十分优良的构件,这使得该制造方式成为当今航空航天领域的主要制造方式之一。但是淬火变形超差一直以来都是制约该制造技术发展的瓶颈,据统计,在所有报废构件中,淬火变形超差占到了70%。此类构件往往尺寸较大,结构复杂,壁厚不均且整体偏薄,这些特点使得构件的刚度相对较低,故在淬火过程中极易发生较大的变形。目前,工艺试错和后续人工校核为主要的淬火变形控制方式,但因缺乏温度-应力-变形之间的耦合机理研究,及无法将已有的针对性本构模型更好的应用到工程应用上,使得淬火变形过程无法被准确的分析预测并加以控制。本文的研究对象为高强铸造铝合金ZL205A,该合金被广泛的应用于大型航天结构件中。通过淬火拉伸实验得到该合金在宽温度范围内,不同应变率下的拉伸真应力应变曲线。分析发现该合金在298-473K和573-773K两段温度区间内存在明显的力学性能差异。基于热激活机制,分别在两段温度区间内建立了Arrhenius-type的力学本构模型,为后续仿真分析奠定了基础。采用仿真分析软件ABAQUS的用户子程序接口,将得到的ZL205A铝铜合金宽温度淬火本构模型应用Fortran语言编写为用户子程序UMAT嵌入主程序。子程序中采用J2流动理论结合径向返回算法和牛顿迭代法,考虑了温度,应变和应变率对材料当前屈服应力的影响,计算材料的塑性应变及流动方向。使用该子程序对淬火拉伸实验进行了仿真,验证了其正确性。建立了某航天用大型薄壁结构件固溶淬火的有限元模型,采用该宽温度本构UMAT进行模拟。仿真中考虑了该构件实际进入淬火液过程中发生的倾斜现象,与水平进入淬火液的情况进行对比,解释了该构件一侧上翘的原因。提出了牺牲淬火转移时间来保证构件水平进入淬火液的工艺思路,结果证明了一侧上翘变形由15mm减少到5mm以内,满足了设计要求,实现了对淬火变形的有效控制。