魏 科，馬 慶，唐海兵，王高潮

（南昌航空大學(xué)航空制造工程學(xué)院，江西 南昌 330063）

航空航天高端產(chǎn)業(yè)的蓬勃發(fā)展對其關(guān)鍵承力構(gòu)件的高性能、輕量化和高可靠性的要求日益嚴(yán)苛，構(gòu)件通常采用大尺寸框梁形狀的輕量高效整體結(jié)構(gòu)，在材料上優(yōu)先選取鈦合金等輕質(zhì)高強(qiáng)材料[1-2]。這種大型鈦框整體構(gòu)件的結(jié)構(gòu)形式在保證強(qiáng)度和剛度的同時可減輕飛機(jī)機(jī)體重量，如今在航空航天領(lǐng)域中的應(yīng)用日益增加[3-4]。例如，美國F22戰(zhàn)機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)框的投影面積超過5 m2[4]，如圖1（a）所示；我國也在8萬t巨型液壓機(jī)上生產(chǎn)出了殲20機(jī)身承力結(jié)構(gòu)框[5]，如圖1（b）所示。

圖1 航空大型鈦框構(gòu)件Fig.1 Aeronautical large-scale titanium alloy bulkhead components

新一代飛機(jī)廣泛采用了大型復(fù)雜整體結(jié)構(gòu)，構(gòu)件尺寸越來越大，結(jié)構(gòu)形狀也越來越復(fù)雜，使得成形載荷的升級不斷挑戰(zhàn)設(shè)備成形能力的提升[6]。哈爾濱工業(yè)大學(xué)王仲仁教授提出雖然鍛件尺寸在不斷增大，強(qiáng)度指標(biāo)也在不斷增加，但其生產(chǎn)并不能完全依靠增加設(shè)備噸位，即“以大干大”來實現(xiàn)[7]。另外，大型整體模具在非常高的接觸應(yīng)力下工作時，壽命將大為縮短，鍛件的制造成本也不斷提高[8]。大量實踐證實了通過加快大型設(shè)備的研制來提高噸位，以此生產(chǎn)出大型構(gòu)件已不再是僅有方式[7]，發(fā)展省力近凈成形的新方法對于實現(xiàn)航空大型鈦框構(gòu)件的精確塑性成形顯得尤為重要。

等溫局部鍛造將等溫成形和局部鍛造的優(yōu)勢相結(jié)合，是一種先進(jìn)、柔性的塑性成形技術(shù)[9-10]，加載過程如圖2所示。等溫成形可避免常規(guī)熱變形時模具對工件溫度的激冷效應(yīng)，可大幅減小金屬的變形抗力，提高其塑性；另外，局部鍛造能夠突破設(shè)備制約，降低構(gòu)件承載面積，拓寬構(gòu)件尺寸，實現(xiàn)大型構(gòu)件的省力成形。采用等溫局部鍛造技術(shù)，可為航空大型鈦框的省力成形制造提供一種新的可行方法。

圖2 局部鍛造過程示意圖[9]Fig.2 Schematic diagram of local forging process[9]

先進(jìn)飛行器中的關(guān)鍵承力構(gòu)件對成形質(zhì)量的要求極高，這就對等溫局部鍛造過程宏微觀成形的精確控制提出了更高要求。然而，大型鈦框構(gòu)件的等溫局部鍛造是一個多場耦合，多變形區(qū)交互，多參數(shù)影響的高度非線性復(fù)雜問題。在多模具的施載及交替約束作用下，加載區(qū)的材料會跨越至非加載區(qū)，以致變形區(qū)與未變形區(qū)之間存在交互作用，引發(fā)劇烈的不均勻變形，易使構(gòu)件產(chǎn)生折疊、充填不滿及組織不均勻等問題[11-13]，以致成形質(zhì)量難以滿足大型鈦框構(gòu)件實際應(yīng)用的需求。

目前，已有大量學(xué)者對整體模鍛中的宏微觀成形和缺陷預(yù)測控制進(jìn)行了研究。如Ou等[14]研究了航空翼型截面葉片鍛造過程中的材料流動、載荷、模具受力，采用較好的預(yù)制坯提高了材料利用率和鍛件精度，并降低了載荷及模具受力。Petrov等[15]針對帶深孔的非對稱鋁合金復(fù)雜構(gòu)件，采用等溫成形方式，優(yōu)化了模具結(jié)構(gòu)和潤滑條件，抑制了折疊的生成。Chan等[16]針對法蘭軸對稱零件，探明了不同坯料尺寸下材料流動及折疊的變化規(guī)律。Chen等[17]分析了馬氏體不銹鋼渦輪葉片在模鍛過程中的應(yīng)變場、溫度場、再結(jié)晶體積分?jǐn)?shù)和晶粒尺寸分布，并優(yōu)化了鍛造工藝參數(shù)。姜靜[18]針對某機(jī)型起落架外筒鍛件，研究了其頭部充填困難的問題，采用改變不同區(qū)域飛邊厚度的方法以調(diào)控材料流動，并分析了應(yīng)變和晶粒尺寸，獲得了宏微觀質(zhì)量優(yōu)異的鍛件。然而，局部鍛造過程中因模具加載和卸載不斷交替進(jìn)行，以致材料發(fā)生跨區(qū)轉(zhuǎn)移，與整體鍛造相比具有較大差異，尤其在鄰近模具分區(qū)區(qū)域。

近年來，針對航空大型鈦框構(gòu)件等溫局部鍛造的省力精確成形已開展了一定研究，取得了一些進(jìn)展。本文首先介紹了等溫局部鍛造工藝的實現(xiàn)方案，隨后回顧了等溫局部鍛造中的材料流動規(guī)律、成形缺陷形成機(jī)理及其控制方法以及微觀組織演化等相關(guān)研究結(jié)果，最后提出了目前仍然存在的難題與挑戰(zhàn)。

1 等溫局部鍛造工藝的實現(xiàn)方案

為實現(xiàn)航空大型鈦框的等溫局部鍛造過程，把整體模具劃分成了多個分塊模具，再根據(jù)分塊模具的加載位置使工件產(chǎn)生局部變形。各分塊模具的加載可選用雙動或單動壓機(jī)設(shè)備[19]，局部鍛造實施過程如圖3所示。其中雙動壓力機(jī)由主、輔液壓系統(tǒng)控制，但由于輔助系統(tǒng)對工件的施載較低，難以完成航空大型鈦框的實際成形過程。為使單動壓力機(jī)達(dá)到局部鍛造省力成形的目的，有效挖掘設(shè)備潛力，將整體模具沿上?；蛳履＝钚颓坏牡撞縿澐殖扇舾蓚€分塊模具，以下模分區(qū)為例，所實施的方案分為以下兩個步驟[20]：

1）第一加載步成形前。在局部鍛造之前，需調(diào)整分塊模具的相對位置，安裝模具時將下模1接觸坯料，墊板放置在下模1下方，而下模2與墊板平齊，從而使下模1相對凸出，實現(xiàn)局部鍛造。局部鍛造采用閉式模鍛形式，截面圖如圖4所示。

2）第二加載步成形前。第一加載步完成后，將工件從分塊模具型腔中取出并冷卻。在第二加載步開始前，取出下模1下方的墊板，并下移下模1，使兩個下模的底面處于同一水平面，構(gòu)成整體下模。將第一次變形后的工件加熱后放置于下模中，再開始加載使工件的未變形區(qū)變形，進(jìn)而完成整個構(gòu)件的成形。

連接局部鍛造先后加載步的關(guān)鍵步驟是將墊板取出，實現(xiàn)工件在不同區(qū)域的局部變形。墊板厚度是須慎重考慮的環(huán)節(jié)。從圖4中還可以看出墊板厚度Hsb與下模2至對應(yīng)坯料之間的距離Lc相等，如上模壓下量I大于Lc，將會造成第一加載步結(jié)束前下模2與坯料接觸并產(chǎn)生變形，可能導(dǎo)致載荷劇烈增加，使局部鍛造省力成形的特點(diǎn)得不到體現(xiàn)，墊板厚度應(yīng)大于等于上模1的壓下量，即Hsb≥I。

圖3 局部鍛造實施過程[19]Fig.3 Implementation process of the local forging[19]

圖4 單動壓力機(jī)的局部鍛造第一加載步[20]Fig.4 First loading step of local forging under singleaction press[20]

2 局部鍛造材料流動規(guī)律

材料在局部鍛造分塊模具型腔內(nèi)的流動直接影響了鈦框構(gòu)件成形中的型腔充填及缺陷產(chǎn)生，掌握材料的流動規(guī)律是實現(xiàn)構(gòu)件精確成形的基礎(chǔ)。美國Wyman-Gordon公司借助有限元模擬，分析了局部鍛造成形過程中的材料流動和型腔充填情況，采用優(yōu)良的潤滑劑以降低變形抗力，并在此基礎(chǔ)上優(yōu)化了工藝參數(shù)[21]。Gao等采用單動壓力機(jī)局部加載方式，針對框梁類構(gòu)件局部鍛造成形特點(diǎn)設(shè)計了過渡區(qū)特征模型，并采用有限元模擬進(jìn)行了計算[22]。結(jié)果表明在兩個加載步中先后發(fā)生了兩次方向相反的材料流動，如圖5所示的先后加載步起始階段所示。根據(jù)材料流動特征，把第二加載步劃分成了兩個成形階段：材料的橫向流動和穩(wěn)定成形，其中材料橫向流動階段中腹板材料的跨筋流動是產(chǎn)生折疊的根本原因，且隨材料轉(zhuǎn)移量增加，折疊的嚴(yán)重程度越劇烈。

Wei等[23]基于圖6中TA15鈦合金框類構(gòu)件等溫局部鍛造有限元模型的兩個路徑，分析了先后加載步中的材料跨區(qū)轉(zhuǎn)移規(guī)律。圖7是路徑A下構(gòu)件在第一加載步75%和100%壓下量的速度矢量。在先加載區(qū)內(nèi)鄰近分模線的腹板處，材料從分流層位置流向分模線，其中一部分充填分區(qū)筋槽（流動-Ⅰ），而剩余材料則轉(zhuǎn)移至未加載區(qū)內(nèi)（流動-Ⅱ）。這是因為在未加載區(qū)的坯料與下模2之間存在間隙，轉(zhuǎn)移材料不受模具約束影響，呈自由流動狀態(tài)。圖8是路徑B第二加載步壓下量達(dá)到75%和90%的速度矢量，在后加載區(qū)中靠近分模線的腹板處，材料也由分流層位置流向分模線，部分材料充填分區(qū)筋上下筋槽（流動-Ⅰ、流動-Ⅲ），剩余部分材料則轉(zhuǎn)移至未加載區(qū)中（流動-Ⅱ）。隨著行程的進(jìn)行，轉(zhuǎn)移材料逐漸增多，未加載區(qū)內(nèi)的間隙逐漸減小，轉(zhuǎn)移材料受到模具約束作用，在鄰近分區(qū)筋的未加載區(qū)中產(chǎn)生了如圖8（b）所示的新分流層。此后，材料停止了跨區(qū)轉(zhuǎn)移，并產(chǎn)生逆向流動（流動-Ⅳ），該部分材料也充填至分區(qū)筋槽。此外，Zhang等[24-25]針對多筋構(gòu)件局部鍛造加載區(qū)向未加載區(qū)的材料轉(zhuǎn)移過程，開發(fā)了一套二維截面下的型腔充填分析系統(tǒng)，并以此快速設(shè)計出了不等厚預(yù)制坯。李志燕等[26]研究了H形構(gòu)件等溫局部鍛造分模位置、過渡區(qū)寬度、構(gòu)件幾何特征及加載方式對分區(qū)線附近的筋型腔充填、變形均勻性及流線的影響。王炯[27]針對某鈦合金筋板構(gòu)件等溫局部鍛造過程，分析了材料流動、應(yīng)力場和應(yīng)變場，確定了等溫局部與整體鍛造相結(jié)合的方式可較好地成形高筋薄腹構(gòu)件。

圖5 局部鍛造不同階段速度矢量場分布[11]Fig.5 Velocity field distribution of local forging at different forming steps[11]

圖6 等溫局部鍛造有限元模型示意圖[23]Fig.6 Schematic diagram of finite element model of isothermal local forging[23]

圖7 路徑A下第一加載步的速度矢量[23]Fig.7 Velocity vector of the first loading step in Path A[23]

圖8 路徑B下第二加載步的速度矢量[23]Fig.8 Velocity vector of the second loading step in Path B[23]

3 宏觀成形缺陷分析

隨著計算機(jī)技術(shù)的發(fā)展及有限元技術(shù)的完善，采用有限元模擬不僅可以清晰地觀測任意空間及時間下的材料流動過程，還能細(xì)致地分析塑性成形中的缺陷生成情況，以此針對性地提出措施。在現(xiàn)有局部鍛造工藝的研究中，采用有限元模擬方法來揭示成形缺陷的生成機(jī)制，并探索控制成形缺陷的有效方法，是提升航空鈦框構(gòu)件精確塑性成形不可或缺的關(guān)鍵步驟。

Wei等[23]采用圖6中的路徑A分析了局部鍛造過渡區(qū)發(fā)生的折疊缺陷。圖9為第二加載步90%壓下量時工件與下模的接觸情況，其中位于鄰近分模線附近的先加載區(qū)中均產(chǎn)生了折疊，這主要是因為材料由加載區(qū)轉(zhuǎn)移至未加載區(qū)所致，如圖7所示的流動-Ⅱ模式是產(chǎn)生折疊的根本原因。避免因材料轉(zhuǎn)移引發(fā)的折疊是等溫局部鍛造省力成形工藝應(yīng)用的關(guān)鍵問題。針對特定的構(gòu)件幾何尺寸和模具參數(shù)，當(dāng)材料轉(zhuǎn)移小于某一數(shù)值時，可能可以避免折疊[13]。Gao等[11]和Wei等[13]分別采用以下方法調(diào)控了材料轉(zhuǎn)移量并控制了折疊：①優(yōu)化初始坯料體積分配；②增加加載道次以此減少單個道次的變形量；③增加摩擦因子；④增加分區(qū)筋槽的圓角半徑。針對某隔框特征區(qū)域的局部鍛造，采用有限元模擬和物理模擬實驗相結(jié)合的方式，依據(jù)優(yōu)化坯料體積分配，成功抑制了折疊缺陷的生成，如圖10所示。圖10（c）模擬了材料跨變形區(qū)材料流動；圖10（d）和圖10（f）為坯料優(yōu)化前和優(yōu)化后的實驗件。孫念光等[28]研究了摩擦和局部鍛造工藝參數(shù)對鈦框構(gòu)件變形均勻性、損傷因子和筋充填的影響；分析了筋型腔的充填困難問題；根據(jù)充填效果將大型筋板構(gòu)件分為難成形區(qū)和易成形區(qū)，依據(jù)不同成形區(qū)，在坯料上設(shè)計了不同的厚度，采用簡易的不等厚坯料緩解了充填不滿缺陷。Zhang等[29]研究了等溫局部鍛造成形所采用不等厚坯料的變厚度區(qū)可能出現(xiàn)的折疊缺陷，采用倒角過渡形式消除了該折疊缺陷，并提出了不等厚坯料變厚度區(qū)的設(shè)計準(zhǔn)則。劉君[30]研究分析了模具圓角、拔模、分區(qū)位置等幾何參數(shù)對大型鈦框等溫局部鍛造過程模具應(yīng)力的影響規(guī)律，預(yù)測了模具容易開裂的危險區(qū)域。

圖9 路徑A第二加載步下模與工件接觸及折疊生成情況[23]Fig.9 The situation of contact between bottom die and workpiece and folding generation under second loading step of Path A[23]

圖10 特征構(gòu)件局部鍛造模具分區(qū)附近區(qū)域模擬與實驗[20-23]Fig.10 Simulation and experiment of eigenstructure near the die partitioning under local forging die[20-23]

4 微觀組織演變規(guī)律

大型航空鈦框等溫局部鍛造在高溫與變形的熱力耦合作用下，不僅發(fā)生復(fù)雜的材料流動過程，其微觀組織同時也發(fā)生了一系列變化。鈦合金的微觀組織結(jié)構(gòu)決定了其使用性能。掌握等溫局部鍛造的微觀組織演變規(guī)律對于預(yù)測并調(diào)控鍛件組織與性能至關(guān)重要。

Fan等[31]設(shè)計了能夠反映局部鍛造過渡區(qū)變形特征的物理模擬實驗；研究了TA15鈦合金局部鍛造中變形歷史對過渡區(qū)微觀組織演變的作用機(jī)制；定量分析了變形溫度、變形程度、冷卻方式、加載道次對組織形態(tài)及參數(shù)的影響規(guī)律。結(jié)果表明在高溫多火次變形下組織中會產(chǎn)生少量的條狀α相，但局部鍛造成形不改變過渡區(qū)材料的主要組織構(gòu)成。局部鍛造后的組織主要包含初生等軸α相和轉(zhuǎn)變β基體；與整體加載相比，初生α相晶粒尺寸在多火次變形中有所增加，但粗化率較低。李志燕等[26]結(jié)合計算微觀組織演化的經(jīng)驗?zāi)Ｐ?，分析了“工”字形特征結(jié)構(gòu)等溫局部鍛造中過渡區(qū)的微觀組織演化行為及其影響因素。結(jié)果表明增加過渡區(qū)寬度、加載道次、加載速度或降低鍛造溫度均會減小平均晶粒尺寸。韓冠軍等[32]采用內(nèi)變量法模型與DEFORM-3D模擬軟件相結(jié)合，對大型筋板件等溫局部鍛造過程等軸α相晶粒尺寸演化進(jìn)行了數(shù)值模擬。結(jié)果表明隨著溫度的升高，鍛件等軸α相晶粒尺寸平均值呈先減小后增加的趨勢；鍛件等軸α相平均晶粒尺寸隨模具運(yùn)動速度增加，先快速減小后趨于平緩，較大的模具運(yùn)動速度易造成組織不均勻性增加。Fan等[33]結(jié)合實際局部鍛造成形實驗驗證了內(nèi)變量模型的可靠性，在此基礎(chǔ)上分析了局部加載成形各階段的組織演變機(jī)制和影響因素，在等軸α相體積分?jǐn)?shù)和晶粒尺寸預(yù)測上取得了較好的效果。

馬慶等[34]結(jié)合該內(nèi)變量模型模擬研究了等溫局部鍛造初生等軸α相平均晶粒尺寸的演變情況。結(jié)果表明第一加載步的平均晶粒尺寸由10μm逐漸減小至6～7μm，而后加載區(qū)鄰近分模線區(qū)域的晶粒尺寸也發(fā)生了一定程度減小，但幅度明顯小于先加載區(qū)，遠(yuǎn)離分模線區(qū)域基本未發(fā)生變化，如圖11（a）所示。第二加載步成形過程中先加載區(qū)晶粒尺寸無明顯變化，而后加載區(qū)因始終受到模具加載，晶粒尺寸逐漸減小。當(dāng)壓下量大約為40%時，晶粒尺寸細(xì)化明顯，局部鍛造結(jié)束時的后加載區(qū)晶粒尺寸總體大于先加載區(qū)，如圖11（b）所示。另外，還分析了不同分塊模具加載順序?qū)Ζ料嗥骄Я５挠绊憽D12為變換模具加載順序在第二加載步成形后期所選取12個點(diǎn)的晶粒尺寸對比，加載順序采用圖6的兩個路徑。結(jié)果表明點(diǎn)1～4通過路徑A的晶粒尺寸要明顯低于路徑B下同一區(qū)域。主要原因是不同加載順序使材料轉(zhuǎn)移至未加載區(qū)的數(shù)量有所不同；同理，點(diǎn)5～8也因此有所差異，處于過渡區(qū)的點(diǎn)4和點(diǎn)5尺寸差異最大。此外，變換模具加載順序?qū)h(yuǎn)離分模線區(qū)域的點(diǎn)9～12的晶粒尺寸影響不大，這是因為鈦框構(gòu)件的材料難以跨越已成形筋進(jìn)行大范圍轉(zhuǎn)移。

圖11 局部鍛造先、后加載步結(jié)束時α相晶粒尺寸分布[34]Fig.11 Grain size distrubution in the end of the first and second loading step[34]

圖12 加載順序變換對晶粒尺寸的影響對比[34]Fig.12 Influence of loading sequence changing on grain size[34]

5 結(jié)束語

發(fā)展先進(jìn)飛行器運(yùn)載裝備亟需的大型鈦框承力構(gòu)件等溫局部鍛造省力精確成形技術(shù)，對于提高我國大型構(gòu)件一體化制造的能力與水平具有重要的科學(xué)意義與應(yīng)用價值。針對成形過程的多模具約束、多變形區(qū)交互、多參數(shù)影響的高度非線性復(fù)雜問題，得到了以下結(jié)論：

1）探明了不同變形區(qū)材料的跨區(qū)流動行為，并分析了工藝參數(shù)對材料流動的影響。

2）揭示了折疊、充填不滿等缺陷形成機(jī)理，提出了調(diào)控材料轉(zhuǎn)移、控制折疊并改善充填的方法。

3）預(yù)測了等溫局部鍛造不同變形區(qū)及變換加載順序下的TA15鈦合金α相晶粒尺寸演變情況。

目前，航空大型鈦框等溫局部鍛造過程中存在的難題、挑戰(zhàn)及發(fā)展方向，主要為以下3個方面：

1）針對固有的材料跨區(qū)轉(zhuǎn)移及缺陷特征，需全局考慮工藝、模具及坯料等參數(shù)對缺陷影響的綜合作用機(jī)制，建立工藝、模具及坯料等顯著參數(shù)與缺陷的定量關(guān)聯(lián)關(guān)系，實現(xiàn)多缺陷演化的在線預(yù)測與調(diào)控。

2）考慮多因素耦合下不確定性因素對缺陷波動幅度的影響，探明確定性和不確定性因素綜合考慮的成形缺陷穩(wěn)健調(diào)控機(jī)理，發(fā)展等溫局部鍛造多缺陷穩(wěn)健控制的原理與方法。

3）針對加載變形區(qū)域和非加載保溫區(qū)域可能會產(chǎn)生的動態(tài)回復(fù)、動態(tài)再結(jié)晶、靜態(tài)回復(fù)、靜態(tài)再結(jié)晶及晶粒長大等軟化和硬化的共存機(jī)制，應(yīng)探明材料在不同區(qū)域變形及保溫下的組織演變及影響規(guī)律，利用材料的軟化行為調(diào)控變形參數(shù)及微觀組織，進(jìn)一步挖掘出等溫局部鍛造省力成形的優(yōu)勢。