楊磊

【摘 要】超塑性成型技術(shù)利用超塑性材料在特定穩(wěn)定和應(yīng)變速率下可達(dá)到較大變形量的特性，能夠在一次成型過程中成型難成型材料和含復(fù)雜結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的零部件，成型后的零件性能較好，能夠較大的減少生產(chǎn)費(fèi)用和達(dá)到良好的減重效果。本文介紹了超塑性成型技術(shù)在航空中的應(yīng)用，為后續(xù)開展相關(guān)研究做了基本的鋪墊。

【關(guān)鍵詞】超塑性；航空；應(yīng)用

1 超塑成形技術(shù)

超塑性是指材料在一定的溫度范圍內(nèi)或一定的組織條件下，以很低的應(yīng)變速率進(jìn)行變形時(shí)不發(fā)生宏觀頸縮，表現(xiàn)出抗力小和應(yīng)變大的特性。其材料的本構(gòu)關(guān)系可用Norton-Hoff公式定義：

式中：

？滓：等效應(yīng)力，一般采用von Mises等效應(yīng)力；

K：材料性能參數(shù)；

m：應(yīng)變速率敏感系數(shù)；

n：材料硬化系數(shù)。

一般的，上式可以在不考慮超塑性材料的硬化性能（即n=0）的情況下簡化為：

簡化后需確定的材料性能參數(shù)為K和m。以上兩個(gè)參數(shù)一般通過以下公式計(jì)算得到：

一般的，超塑性有以下特性：

——在斷裂前的大變形；

——在低應(yīng)力水平下的低變形速率。

超塑性是由晶界滑動(dòng)、晶內(nèi)位錯(cuò)運(yùn)動(dòng)及擴(kuò)散運(yùn)動(dòng)等多種極值組合共同實(shí)現(xiàn)的[4]，已經(jīng)在金屬材料（尤其是鋁合金和鈦合金）、金屬間化合物和陶瓷材料等材料中實(shí)現(xiàn)。超塑成型技術(shù)（SuperPlastic Forming，SPF）利用材料的超塑性來成形零件，可用來制造具有較好力學(xué)性能的復(fù)雜大變形零件。作為一種近凈成形技術(shù)，在航空、航天、交通和醫(yī)療等領(lǐng)域獲得了廣泛的應(yīng)用。

在實(shí)際應(yīng)用中，氣壓成形是最能體現(xiàn)超塑成形全部特點(diǎn)的一種新工藝，適用于用板材加工制造復(fù)雜形狀的空心零件。通常采用超塑性氣壓脹形來制造難變形材料復(fù)雜零部件。與常規(guī)方法相比，可減輕構(gòu)件重量，顯著降低制造成本，目前在航空航天等領(lǐng)域有著廣泛的應(yīng)用。然而，超塑性氣壓脹形加工的時(shí)間長，零件在高溫下的變形過程十分復(fù)雜，容易出現(xiàn)孔洞、壁厚分布不均勻、晶粒長大等缺陷[5]。

2 超塑成型技術(shù)的優(yōu)勢(shì)與劣勢(shì)

2.1 超塑性成型技術(shù)的優(yōu)勢(shì)

超塑性成形技術(shù)對(duì)復(fù)雜零件的制造有其非常明顯的優(yōu)勢(shì)。它可在一次成形過程中獲得具有如加強(qiáng)細(xì)筋等結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)的零件，具有較高的成型性能和良好的設(shè)計(jì)適應(yīng)性（圖 1），最終成型的零件具有較高的外形精度，回彈量小，幾乎無殘余應(yīng)力，且可在大幅降低零件加工次數(shù)的同時(shí)減少裝配結(jié)構(gòu)的零件數(shù)。

B737登機(jī)門采用Al7475鋁合金制造，如圖 2所示。在采用超塑性成型技術(shù)來制造該登機(jī)門后，與傳統(tǒng)裝配技術(shù)相比，超塑性成型技術(shù)由于一體化成型從而大幅度減少了功能件安裝，減少了75%的裝配費(fèi)用[13]。

超塑性下的低水平應(yīng)力可以用來成型在常規(guī)加工方式難以加工的硬材料。該技術(shù)還可與擴(kuò)散焊接工藝（Diffusion Bonding，DB）相結(jié)合，該方法稱為超塑性成型-擴(kuò)散焊工藝（SPF-DB），可用來實(shí)現(xiàn)較多零部件集合而成的復(fù)雜零件，如圖3所示。

2.2 超塑成型技術(shù)的劣勢(shì)

為能采用超塑成型技術(shù)，需要成型材料本身具有較高的應(yīng)變速率敏感系數(shù)。為滿足以上要求，材料一般需要晶粒大小小于10？滋m，同時(shí)具有較為穩(wěn)定的等晶軸結(jié)構(gòu)。這些微觀條件在大部分材料中都不滿足，需要通過一定的熱加工處理或其他工藝方式處理來得到，這些處理常常會(huì)增加材料的成本和降低材料的經(jīng)濟(jì)性[8]。

超塑性成型技術(shù)能夠獲得較大變形量的最終成型零件，其成型過程限制在較小的參數(shù)范圍內(nèi)，主要是應(yīng)變速率和溫度的要求。為了獲得所需超塑性性能，在成型過程中應(yīng)變速率被控制在m>0.3的范圍下，一般為小于10-3s-1，從而使得成型時(shí)間較傳統(tǒng)加工方法大為增加。

除了將應(yīng)變速率控制在所需范圍內(nèi)外，還需要配合合適的成型溫度（圖4）。一般超塑性成型所要求的成型溫度在50%～75%的絕對(duì)融化溫度，在該溫度下一般需要復(fù)雜的溫度控制和設(shè)備冷卻系統(tǒng)，同時(shí)還需要有保護(hù)性氣體來解決氧化問題。

超塑性材料沒有加工硬化效應(yīng)，如果用一般常規(guī)方法拉深，其效果還不如一般的金屬?zèng)_壓。因此，要提高超塑性材料的拉深性能，必須采用特殊的拉深方法[7]。

以上的劣勢(shì)一般通過減少加工和裝配的費(fèi)用及極大的降低裝配件的數(shù)量來補(bǔ)償。

3 超塑成形技術(shù)在航空中的應(yīng)用

在航空工業(yè)中，一般對(duì)年批量50～1000件左右的零件采用超塑性成型技術(shù)較為經(jīng)濟(jì)[2]。

民機(jī)中的超塑性成型零件典型的有機(jī)翼口蓋、尾椎艙和維修口蓋等。

美國的遠(yuǎn)程戰(zhàn)斗機(jī)B-1B的機(jī)翼上下壁板蒙皮采用超塑性成型技術(shù)中的蠕變老化成型方式（Creep age forming， CAF），該機(jī)翼蒙皮長15.2m，在靠近翼根內(nèi)端寬2.7m，厚度從內(nèi)向外由63.5mm逐漸過渡到2.5mm[6]。

A380飛機(jī)的機(jī)翼蒙皮用AA7055鋁合金制造，長度為33m，最寬的地方為2.8mm，且為雙曲率氣動(dòng)表面，如圖5所示[6]。

Boyer總結(jié)了航空工業(yè)中的鈦合金使用情況[10]。鈦合金由于其較好的比強(qiáng)度和優(yōu)秀的抗腐蝕性能，是航空業(yè)中常用的超塑性材料。Ti6Al4V是其中最常用的材料，它的晶粒大小約在8？滋m，常用超塑性成型溫度為900～920℃。在上世紀(jì)90年代后期，日本NKK公司開發(fā)了稱為SP700的鈦合金，其成型溫度降低至760℃。所示的B757飛機(jī)艙門下限位角原來采用Ti6Al4V，在2000年時(shí)選用了SP700[11]。

Hefti系統(tǒng)展示了超塑性技術(shù)SPF和SPF-DB技術(shù)在美國部分飛機(jī)上的應(yīng)用[14]。該方面技術(shù)早期的應(yīng)用主要在軍用飛機(jī)上。圖9所示為F-15E飛機(jī)上應(yīng)用SPF和SPF-DB技術(shù)所生產(chǎn)的部分零部件，這也是SPF-DB技術(shù)首次應(yīng)用于飛機(jī)主要結(jié)構(gòu)件上。通過采用超塑性相關(guān)成型技術(shù)，F(xiàn)-15E飛機(jī)實(shí)現(xiàn)了15%的成本縮減和44%的減重效果。endprint

在民機(jī)方面，B737飛機(jī)APU艙門（參見圖2）采用SPF技術(shù)，將部件數(shù)量由31個(gè)降為6個(gè)（降低81%），緊固件數(shù)量從237個(gè)減至137，減少42%。反推腹板采用SPF技術(shù)，將鎳合金改為超塑性鈦合金材料，達(dá)到了減重40%、節(jié)省費(fèi)用17%的效果，同時(shí)該方案將零部件數(shù)量從32個(gè)減少至3個(gè)（縮減91%），緊固件數(shù)量從816個(gè)降低至596個(gè)（降低了27%）[14]。

隨著研究的深入和技術(shù)的發(fā)展，SPF技術(shù)在航空方面的應(yīng)用越來越多。采用SPF-DB技術(shù)成型的融合式翼梢小翼，費(fèi)用節(jié)省23%，減重效果達(dá)到38%[14]。

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[責(zé)任編輯：張濤]endprint