高溫合金蜂窩成形制造工藝及性能評價

劉景濤，潘紅蕾，朱菱

（1.上海新力動力設備研究所，上海 201108；2.江蘇廣達合金有限公司，江蘇 丹陽 212300）

蜂窩結構是一種輕型復合結構，旨在適應航空航天裝備的特殊服役條件，其起源于仿生學，用等量材料制成各種結構，只有蜂窩狀結構同時具有大容積和大剛度等特性。常用的如正六邊形、菱形、矩形、正弦波形等形式的蜂窩結構中，正六邊形蜂窩結構能以最少的材料獲得最大的受力，結構效率最高，制造簡單，應用最為廣泛[1—3]，對航空航天發展起到了極大的促進作用。傳統的金屬蜂窩壁板結構包含3 部分：中間的蜂窩芯體及上下兩塊面板，各部分通過釬焊連接為一個整體。

蜂窩壁板結構具有許多常規材料所不具備的特性，如較高的比強度、比剛度以及優良的隔熱和隔聲性能[4—7]，其綜合性能十分突出[8—12]。這是因為蜂窩結構是一種不連續的空心材料，且厚度一般較薄，實體部分體積所占比例很小，因此蜂窩壁板密度小，質量輕；其次蜂窩壁板結構類似于大量具有較高抗壓強度的工字梁結構的集合，因此抗壓縮變形能力優異；同時由于面板有蜂窩芯的支持，且面板高度遠低于蜂窩芯的高度，蜂窩壁板的剛度隨之呈指數形式增大，因此蜂窩結構穩定性好且剪切強度高。蜂窩芯體與面板連接成整體后，在蜂窩壁板內形成了無數個接近真空的密閉六角柱形空間，熱量以熱傳導方式進入蜂窩壁板結構后，無法以對流的形式，只能以芯格壁內的輻射方式及芯格壁的熱傳導進行熱傳遞，因此在接近真空的密閉六角形空間的隔熱性能優于任何金屬材料，蜂窩壁板具有非常好的隔熱性能，因此金屬蜂窩壁板結構在飛機的機身、機翼，火箭、衛星等空間飛行器，以及海軍高速艦艇[13—15]中被廣泛應用。

對于蜂窩壁板的成形工藝，國外研究較早，且技術較為成熟。20 世紀60 年代美國NASA 針對釬焊鈦合金蜂窩壁板的結構工藝性能進行了相關研究，并成功在機身構件及航空發動機上得到應用。國內對于該方面的研究起步較晚，楊海波等[16]采用釬焊工藝制備鈦合金蜂窩壁板，并對其結構特性進行了研究，驗證了鈦合金蜂窩壁板結構在整體性能方面的優勢。劉艷輝等[17]采用釬焊工藝制備了GH99 高溫合金蜂窩壁板，并對其平面壓縮和彎曲性能進行了研究，結果表明高溫合金蜂窩壁板力學性能優于普碳鋼及鎂鋁合金蜂窩壁板。

高溫合金蜂窩壁板結構除具備傳統蜂窩壁板結構優點外，還具有更好的耐高溫、耐腐蝕等特性，可以滿足700～1100 ℃高溫環境條件下的使用要求，在高速飛行器舵翼面、操縱面及金屬熱防護結構等部位具有較大的應用前景[18—20]。比如美國X-33 的可重復使用運載器（RLV）迎風面，其采用了1333 塊MA754蜂窩預封裝式熱防護結構；日本HOPE 號航天飛機在550～1100 ℃高溫區，采用鎳基合金面板防熱結構；荷蘭開展了“Delflt”航天載人試驗飛行器研究，該飛行器表面全部采用PM1000 鎳基高溫合金蜂窩熱防護結構。

目前對于金屬蜂窩芯體的制造主要有拉伸法、成形法及燒結法。由于高溫合金蜂窩結構芯格尺寸小，材料剛度與回彈量大，采用拉伸法無法有效制造出規格滿足使用要求的蜂窩芯體。燒結法制備的高溫合金蜂窩芯體芯格壁性能穩定性及壁厚均勻性差、成本高[21]。成形法原理簡單且成形效率高，制造出的金屬蜂窩芯體精度較高，因此文中采用成形法制造高溫合金蜂窩芯體，先將高溫合金箔帶滾剪到要求高度，再采用成形法將箔帶形成半六角形的瓦楞板，然后采用激光焊或電阻點焊方法將瓦楞板連接制成蜂窩芯體，如圖1 所示，最后對其壓縮和剪切性能進行了表征。開展高性能高溫合金蜂窩板制造技術及其力學性能的研究，對于高性能金屬蜂窩板的工程化應用和促進我國航空航天高性能新結構的開發均具有重要的推動作用。

圖1 高溫合金蜂窩芯體制造過程Fig.1 Manufacturing process of superalloy honeycomb core

1 高溫合金蜂窩試樣制備工藝

1.1 蜂窩瓦楞板成形工藝

研制的高溫合金蜂窩芯體材料為GH3536，箔帶壁厚分別為0.05 mm 和0.1 mm，芯格尺寸分別為2 mm 和4 mm，芯體高度為12 mm，高溫合金蜂窩樣件尺寸為40 mm×30 mm。

采用成形法制造蜂窩芯體，半六邊形瓦楞板的成形質量將直接決定蜂窩芯體的質量，成形方式和設備的選擇均會對瓦楞板的成形質量有重要影響。目前對于金屬材質瓦楞板主要采用兩種方法成形：軋制成形法和輥壓成形法。軋制成形法效率高，適用于厚度較薄的瓦楞板的成形。瓦楞的成形必須依靠材料大范圍剛性遷移完成，但材料塑性變形發生在非常有限的區域，因此材料寬度必須足夠大。文中采用的高溫合金箔帶僅為0.05 mm 和0.1 mm，變形空間小，軋制成形易產生撕裂現象。輥壓成形法是通過齒形輥將箔材滾壓成瓦楞板，成形原理簡單，對設備要求不高，且成形效率與成形精度高，故對于高溫合金蜂窩芯體用瓦楞板，采用輥壓成形法最為合適。

采用齒輪對瓦楞板進行輥壓成形的方法較為普遍，其中輥壓齒輪需根據瓦楞板形狀、尺寸進行設計，需遵循瓦楞板中性層相鄰波峰和波谷的長節距等于輥輪副中心層節距的原則，其質量直接影響瓦楞板質量和加工效率。文中待成形的瓦楞板屬于半正六邊形結構，尺寸參數如圖2 所示，其中α=120°，t=0.05 mm。當芯格尺寸為2.0 mm 時，a=1.05 mm，芯格尺寸為4.0 mm 時，a=2.05 mm。齒輪設計包括齒數n的確定以及齒形設計，齒數過少，在成形過程中易發生咬齒現象，導致成形后瓦楞板出現撕裂、偏斜現象，為此設計齒輪時，理論上直徑越大越好，齒輪角度β′越接近α′，即120°，如圖3 所示，但齒輪直徑過大會增加齒輪制造成本。對于芯格尺寸為2.0 mm，初步設計齒輪齒數n=120，β′=118.5°，對于芯格尺寸為4.0 mm，初步設計齒輪齒數n=60，β′=117°。由于需要考慮箔材厚度的影響，凹齒邊長a′根據瓦楞板輪廓長度進行設計，為確保齒輪成形過程中不發生干涉，考慮留出一定間隙，對于芯格尺寸為2.0 mm 的瓦楞板，a′取1.212 mm，芯格尺寸為 4.0 mm 的瓦楞板，a′取2.367 mm，對加工后的齒輪棱進行倒圓角，圓角半徑r=2t=0.1 mm。

圖2 瓦楞板尺寸參數Fig.2 Dimension parameters of corrugated board

圖3 成形齒輪齒形參數及成形齒輪設計圖Fig.3 Tooth profile parameters and design drawing of formed gear

為滿足高硬度高溫合金的加工需求，齒輪材料選用進行過淬火處理的能提供較高齒面硬度的W2 高碳合金工具鋼。圖4 和圖5 分別為加工后的成形齒輪和設計的齒輪輥壓裝置的結構示意圖，其工作原理是電動機帶動主軸轉動，依靠平鍵聯接使主動齒輪轉動，從而帶動從動齒輪與從動軸轉動，金屬箔材經過導向機構送入齒輪嚙合區，進行輥壓成形。

圖4 成形齒輪圖Fig.4 Forming gear diagram

圖5 齒輪輥壓裝置示意圖Fig.5 Schematic diagram of gear rolling device

由于制備的高溫合金蜂窩芯格尺寸僅為2.0 mm和4.0 mm，壁厚僅為0.05 mm，高度較高，達到12 mm，且高溫合金材料強度和屈服強度較高，在蜂窩成形過程中存在成形性能差，成形后易回彈等缺點。在瓦楞板成形過程中，成形齒輪尺寸精度不足，齒輪間嚙合配合不夠精確，兩側壓力不均，易導致成形后的瓦楞板出現尺寸偏差大，芯格偏斜、扭曲，甚至撕裂現象，而瓦楞板的成形質量直接關系到后續蜂窩芯體的拼焊質量。文中重點針對高溫合金蜂窩成形回彈大、成形難度大的問題展開研究。采用FWCX003型金屬蜂窩成形裝置進行瓦楞板成形試驗，并觀察瓦楞板的成形效果，如果瓦楞板尺寸成形不到位，說明成形壓力不足，則需要調整兩端壓力，保證成形尺寸到位；如果瓦楞板兩端出現撕裂現象，說明壓力過大或成形齒輪根部出現咬齒現象，則需調整壓力或打磨成形齒輪的根部，消除齒輪嚙合過程的咬齒現象；如果瓦楞板出現偏斜或弧形現象，兩端尺寸不一致，說明在裝配過程中成形壓力不均，則需采用力矩扳手調整瓦楞板尺寸偏小一側的壓力，保證兩端壓力均勻。根據成形后瓦楞板尺寸檢測情況，分別采取不同調整措施，來使成形后的瓦楞板尺寸精度滿足±0.1 mm 要求。

1.2 蜂窩瓦楞板焊接工藝

采用電阻點焊方式將成形的半六邊形瓦楞板進行拼焊，得到高溫合金蜂窩芯體。在對瓦楞板進行拼焊前，采用丙酮對其表面進行清洗，去除表面油污，避免點焊過程發生燒蝕現象。由于點焊是利用電流對工件做功產生的熱量，使工件接觸表面熔化從而形成熔核，所以影響熔核形成質量的好壞關鍵在于產生熱量的大小與速度，點焊焊點質量主要與焊接電流和焊接時間兩個參數相關。為此通過調整不同的焊接電流和焊接時間，根據焊點質量來確定最佳點焊工藝參數。根據確定的最佳點焊工藝，調整儲能點焊機工藝參數，并按照圖6 所示方式對瓦楞板進行定位，定位過程中要保證拼焊瓦楞板間隙，如果間隙過大，將會引起焊點燒穿或飛濺，直接影響焊點質量。

圖6 瓦楞板點焊過程定位Fig.6 Positioning of corrugated board spot welding process

2 結果與分析

2.1 蜂窩瓦楞板輥壓成形工藝研究

基于輥壓成形法采用齒輪輥壓裝置成形了兩組瓦楞板，芯格尺寸分別為2 mm 和4 mm，如圖7 所示。兩種瓦楞板尺寸檢測結果如表1 所示，從瓦楞板檢測結果可以發現，瓦楞板無撕裂、偏斜現象，這表明在瓦楞板成形過程中，成形滾輪尺寸精度足夠，滾輪間嚙合配合精確，兩側壓力滿足需求，但成形后的瓦楞板深度尺寸不足，角度也較要求值偏低，因此還需對瓦楞板進一步做校形處理，以更好滿足后續蜂窩芯體拼焊尺寸精度要求。

圖7 成形后瓦楞板Fig.7 Corrugated board after forming

表1 成形后瓦楞板尺寸檢測結果Tab.1 Dimension test results of corrugated board after forming

2.2 蜂窩瓦楞板整形工藝研究

高溫合金蜂窩芯體用瓦楞板高度較高，且瓦楞板箔材厚度很薄，在輥壓齒輪初成形過程中極易產生變形，如果變形太大，則會在很大程度上影響到下一步的裝夾和點焊，從而降低蜂窩芯體的綜合力學性能。另外在初成形過程中存在彎曲回彈，導致瓦楞板彎曲角度及半徑難以達到設計要求，因此要保證蜂窩芯體滿足成形精度要求，必須對初成形的瓦楞板進行精密校形處理。如圖8 所示的校形模具齒形根據瓦楞板輪廓進行設計，在模具上設置定位孔，以保證上下模校形過程位置的準確度，同時在側壁增設螺紋孔，便于搬運以及安裝。由于模具需承受大噸位壓力，為提高模具強度及韌性，其材料選用經過中溫淬火+高溫回火熱處理方式的冷作模具鋼Cr12。

圖8 瓦楞板校形模具Fig.8 Sizing mould of corrugated board

經多次整形試驗后發現，當選取的整形壓力為30 t 時，校形后的瓦楞板沒有產生破裂、起皺、屈曲等缺陷，同時也可對齒輪輥壓成形產生的寬向彎曲進行矯正，使瓦楞板整體結構精度達到使用要求，見圖9。任取校形后的瓦楞板的5 個齒進行測量，其尺寸檢測結果如表2 所示，從表2 可發現，校形后的瓦楞板角度尺寸及尺寸深度較表1 中有所增加，誤差在允許范圍內，基本符合設計要求。

圖9 校形后的瓦楞板Fig.9 Corrugated board after sizing

表2 校形后瓦楞板尺寸檢測結果Tab.2 Dimension test results of corrugated board after sizing

2.3 蜂窩芯體點焊裝置設計及點焊工藝研究

由于點焊焊點質量主要由焊接電流和焊接時間兩個參數決定，為了探究高溫合金蜂窩芯體最佳點焊工藝參數，對兩層厚度為0.05 mm 的GH3536 箔帶進行點焊試驗，研究在不同的焊接電流和焊接時間下對應的焊點質量情況，如表3 所示。

表3 不同電阻點焊工藝參數對應焊點質量Tab.3 Solder joint quality corresponding to different process parameters of resistance spot welding

由表3 可知，當焊接時間為0.005 s，焊接電流小于500 A 時，焊點強度不足；焊接電流為500 A時，焊點強度較高，無燒蝕現象，能夠滿足使用要求；當焊接電流繼續增加時，焊點出現燒蝕，甚至穿透現象。當焊接電流為500 A，焊接時間為0.001 s時，焊接時間不足，未能形成完整熔核；隨著焊接時間的增加，焊點強度提高，焊接時間達0.005 s 時，焊點強度較高；繼續增加焊接時間，焊點強度無太大變化。為此，對于厚度為0.05 mm 的GH3536 箔帶，最佳的點焊工藝參數為：焊接電流500 A，焊接時間0.005 s。根據確定的最佳點焊工藝，調整儲能點焊機工藝參數，并按照圖10 所示方式進行蜂窩芯體點焊試驗。

圖11 為拼焊后的GH3536 高溫合金蜂窩芯體樣件，對拼焊后的蜂窩芯體樣件焊點質量進行檢查發現焊點質量良好，無虛焊、脫焊、燒蝕及燒穿現象，滿足使用要求。

2.4 蜂窩芯體性能表征及失效分析

參照ASTM 標準對制備的GH3536 蜂窩芯體分別進行壓縮、剪切性能測試。根據ASTM365 標準規定，壓縮試樣取50 mm×50 mm。如圖12 所示，試驗在壓縮試驗機上進行，上下兩塊加載板對蜂窩夾層結構施加壓力，加載采用位移控制，位移加載速率設定為0.5 mm/min，并通過測量其間距的變化得到應力-應變曲線，具體測試結果如表4 所示，其中編號1—5的蜂窩材料為GH3536，蜂窩規格為2.0-0.05-12；編號 6—10 的蜂窩材料為 GH3536，蜂窩規格為4.0-0.05-12，兩組失效方式均為蜂窩芯體失穩。圖13為蜂窩芯體壓縮失效圖片，可以發現壓縮后蜂窩芯體發生失穩，繼續壓縮會發生迭代現象。

圖10 高溫合金蜂窩芯體拼焊裝置Fig.10 Welding equipment for superalloy honeycomb core

圖11 GH3536 高溫合金蜂窩芯體樣件Fig.11 Sample of GH3536 superalloy honeycomb core

圖12 壓縮試驗安裝圖Fig.12 Installation drawing of compression test

依據ASTMC273 標準進行高溫合金蜂窩芯體的剪切試驗，剪切試驗件尺寸為180 mm×50 mm。剪切試驗裝置如圖14a 所示，在試驗過程中，上下兩塊加載板對蜂窩夾層結構上下面板施加拉力，而試驗夾具可以不斷旋轉，從而保證試驗機力值加載線始終通過試驗件對角線，加載同樣采用位移控制，位移加載速率設定為0.5 mm/min。兩組高溫合金蜂窩芯體剪切試驗結果如表5 所示，兩組失效方式均為蜂窩芯體發生S 形變形失穩，同時由圖14b 可知，蜂窩芯體在剪切試驗下發生了明顯的S 形變形失穩。

表4 高溫合金蜂窩芯平面壓縮測試結果Tab.4 Plane compression test results of superalloy honeycomb core

圖13 高溫合金蜂窩芯壓縮失效圖Fig.13 Compression failure diagram of superalloy honeycomb core

圖14 高溫合金蜂窩芯剪切實驗Fig.14 Shear test of superalloy honeycomb core

表5 高溫合金蜂窩芯剪切測試結果Tab.5 Shear test results of superalloy honeycomb core

3 結語

高溫合金蜂窩壁板具有比強度、比剛度高，隔熱性能好，耐高溫、耐腐蝕等優良特性，作為一種為了適應航空航天科技的特殊需求而發展起來的輕量化復合結構，其使用對航空航天的發展起了很大的推動作用。針對高溫合金蜂窩成形回彈大、成形難度高的問題，提出采用輥壓成形、整形和點焊三步成形法制備高溫合金蜂窩壁板。通過調整和優化工藝參數，得到了滿足使用需求的高溫合金蜂窩壁板，并對其分別進行壓縮、剪切性能測試和失效分析，得到了不同規格的高溫合金蜂窩壁板的最大壓縮力、平面壓縮強度以及失效方式，為其在航空航天等領域的深入應用提供了有效指導。