TC17鈦合金壓氣機前軸頸鍛件β鍛造工藝優化

何 俊，王 鵬，覃佳棟，曾衛東，徐建偉

(1.中國航發動力股份有限公司，陜西 西安 710071)(2.西北工業大學 凝固技術國家重點實驗室，陜西 西安 710072)

TC17鈦合金是典型的近β型兩相鈦合金，其名義成分為Ti-5Al-2Sn-2Zr-4Mo-4Cr，不僅具備較好的塑性、強度及淬透性，而且具備優異的焊接性能、抗氧化性能和疲勞性能[1,2]。TC17鈦合金經過合理鍛造及熱處理后，不僅綜合性能良好而且可滿足損傷容限設計要求[3,4]，已成功應用于航空發動機風扇、壓氣機盤，成為制造高推比航空發動機關鍵部位的重要材料之一[5,6]。

隨著現代損傷容限設計理念的提出，β鍛造憑借變形抗力小、鍛件尺寸精度高、熱加工性能好及鍛造成本較低等優勢，成為TC17鈦合金的主要鍛造工藝[7-9]。然而，鈦合金β鍛造工藝過程十分復雜，在工程化應用過程中還存在一些技術問題，例如：由于航空發動機風扇和壓氣機盤件等鍛件的形狀復雜，不合理的預制坯設計會導致鍛件各個部位的變形不均勻，造成鍛件質量差或者不合格的情況出現。因此，合理的預制坯和模具結構設計成為保證鈦合金鍛件質量的關鍵技術之一。某發動機壓氣機前軸頸選用了TC17鈦合金，并采用β工藝鍛造，在實際生產中發現原工藝設計不合理，存在鍛件組織不均勻、β晶粒呈等軸狀、晶界平直以及局部β晶粒再結晶等問題。如何減小因鍛造工藝設計不合理而對鍛件高低倍組織及力學性能產生的不利影響，成為實際生產中亟待解決的問題。

因此，針對TC17鈦合金壓氣機前軸頸鍛件的原工藝進行了有限元模擬，為了找出原工藝存在的問題，將模擬結果與鍛件實際組織進行對比分析，以期實驗結果能夠為壓氣機前軸頸鍛件加工工藝優化及合金組織改善提供借鑒。

1 實 驗

實驗所使用的原材料為φ250 mm的TC17鈦合金棒材，其相變點約為900 ℃，低倍組織及高倍組織如圖1所示。棒材低倍組織上無肉眼可見的清晰晶粒，屬于模糊晶。高倍組織正常，為典型的兩相區等軸組織，等軸α晶粒分布均勻，粒徑約為5 μm。TC17鈦合金棒材實測化學成分見表1。

圖1 TC17鈦合金原始棒材低倍及高倍顯微組織Fig.1 Macrostructure (a) and microstructure (b) of as-received TC17 titanium alloy bar

表1 TC17鈦合金棒材化學成分(w/%)Table 1 Chemical composition of TC17 titanium alloy bar

數值模擬采用Deform-2D/3D有限元模擬軟件。由于本研究中的壓氣機前軸頸鍛件均為軸對稱結構，可直接采用模具的二維軸對稱模型代替三維模型進行壓縮變形模擬。為保證模擬結果的可靠性，需通過熱模擬壓縮試驗獲得TC17鈦合金的本構數據和熱力學參數，然后利用DEFORM-2D軟件對不同預制坯的成形過程進行數值模擬，并對其應變場的均勻性進行對比。

TC17鈦合金棒材在液壓機上鍛造成形，對成形后的壓氣機前軸頸鍛件進行熱處理，熱處理工藝為：(800±10)℃/4 h/WC+(630±10)℃/8 h/WC。熱處理后沿軸對稱面切取低倍試片，并在相應的位置切取高倍試塊，按照標準方法制作低倍和高倍試樣。采用Olympus/PMG3光學顯微鏡進行顯微組織觀察。在鍛件上沿弦向切取力學性能試樣，分別按照GB/T 4340.1—2009、GB/T 228.1—2010、GB/T 15248—2008進行硬度、室溫拉伸及低循環疲勞性能測試。

2 結果與分析

2.1 原工藝鍛件成形過程模擬及顯微組織分析

圖2所示為原工藝設計的TC17鈦合金壓氣機前軸頸鍛件的坯料與模具的三維模型。原工藝的模具采用了閉式結構，坯料的成形采用了棒材局部鐓頭的方式，鍛造時棒材下半段固定，上半段承受較大的鐓粗變形向型腔兩側填充。由于桿部直接插入下模，承受的變形量很小，幾乎沒有變形。

圖2 原工藝的TC17鈦合金預制坯與鍛件模具三維模型Fig.2 3D models of TC17 titanium alloy preform and forging die for original process

通過有限元模擬軟件對原工藝條件下的壓氣機前軸頸β鍛造的成形過程進行了數值模擬，獲得如圖3所示的等效應變分布圖。從圖3可以發現，原工藝成形后壓氣機前軸頸鍛件各個部位的等效應變分布很不均勻。由于坯料桿部承受的變形很小，故壓氣機前軸頸鍛件下半段的等效應變很小，幾乎為零(區域A、B等效應變幾乎為0)，而坯料上半段承受了很大的鐓粗變形，等效應變量很大，區域C和區域D的等效應變為1.1～1.3，區域C和區域D之間的等效應變為1.3～1.5，與上模接觸部位的等效應變達到了2.0以上。

圖3 原工藝條件下TC17鈦合金壓氣機前軸頸鍛件的等效應變分布圖Fig.3 Equivalent strain map of TC17 titanium alloy front axle neck forging for original process

圖4為按照原工藝生產的TC17鈦合金壓氣機前軸頸鍛件經熱處理后，沿縱切面的低倍組織。觀察發現，圖4中A、B區域分布著粗大且清晰的晶粒，結合圖3的數值模擬結果發現，該區域發生的等效應變較小。而C、D區域呈現出半模糊晶組織特征，結合圖3數值模擬結果發現，該區域承受的變形量較大，但是在低倍組織中沒有觀察到拉長的流線。在與上模接觸的部位附近，隱約可以看到一些流線痕跡，與圖3數值模擬結果中該部位的等效應變超過2.0有關?？傮w而言，TC17鈦合金壓氣機前軸頸鍛件的低倍組織特征與有限元數值模擬的應變分布結果是吻合的。

圖4 原工藝條件下TC17鈦合金前軸頸鍛件的低倍組織Fig.4 Macrostructure of TC17 titanium alloy front axle neck forging for original process

為了分析原工藝生產的TC17鈦合金壓氣機前軸頸鍛件各個部位的顯微組織形貌，選取了圖4中A、B、C、D 4個典型區域進行分析，如圖5所示。從圖5a～5d所示的高倍組織可以看出，小變形區(區域A、B)由于承受的變形很小，原始β晶粒基本沒有變形，保持原始的等軸狀分布，晶粒相對粗大，尺寸約為400～500 μm，晶界α相清晰且平直，呈連續狀分布。相關研究[7-9]表明，這種β晶粒粗大并呈等軸狀、晶界α相平直的組織可能導致β脆性，室溫塑性急劇下降，也會導致低周疲勞性能大幅度降低。

圖5 圖4中不同部位的顯微組織Fig.5 Microstructures in different zones in Fig.4: (a，b) zone A;(c，d) zone B;(e，f) zone C; (g，h) zone D

從圖5e～5h所示的高倍組織可以看出，大變形區(區域C、D)承受了較大的鐓粗變形，使得原始β晶粒發生了再結晶，晶粒也呈等軸狀分布，但晶粒尺寸大幅度減小，為50～100 μm。在較低放大倍數下再結晶β晶粒的輪廓不清晰(圖5e、5g)；在較高放大倍數下可以看到再結晶β晶粒呈現出等軸狀，晶界α相比小應變區的厚，仍然呈現出清晰且平直的高倍組織特征。晶內片狀α相沿著某些變體選擇方向平行分布，片狀α相較粗(圖5e～5h)。研究表明[10-12]，鈦合金β鍛造后保持較大、拉長的原始β晶粒有助于獲得較長的晶內片層α相，進而可獲得較高的斷裂韌性，而這種再結晶小晶粒的出現則會降低網籃組織的斷裂韌性。因此，必須通過優化鍛造工藝來消除鍛件中的劇烈變形帶。

通過對原工藝條件下TC17鈦合金壓氣機前軸頸鍛件各部位的應變分布圖并結合高低倍組織研究發現，由于預制坯設計不合理導致鍛件在成形過程中各部位組織差異較大，且應變分布極不均勻。為了改善小應變區存在的粗大的β晶粒、平直的晶界α相以及大應變區出現的小的再結晶β晶粒這種組織不均勻的現象，需要對預制坯結構進行調整。

2.2 工藝優化后鍛件成形過程模擬及顯微組織分析

通過對原工藝預制坯的分析，發現造成壓氣機前軸頸鍛件桿部變形量過小的原因是采用了棒材局部鐓粗的成形方式。為了增加桿部的變形，同時減小頭部的變形，設計了異形餅坯的預制坯結構，通過擠壓的方式成形，以達到改善應變均勻性的目的。圖6為采用優化工藝設計的TC17鈦合金壓氣機前軸頸鍛件坯料與模具的三維模型。優化工藝也采用了閉式模鍛，但是上下模的結構稍微做了調整，鍛件頭部中心部位由原來的大斜錐形改成了圓頭形，以利于該部位均勻成形。

圖6 工藝優化后的TC17鈦合金預制坯與鍛件模具三維模型Fig.6 3D models of TC17 titanium alloy preform and forging die for optimized process

圖7是工藝優化后的TC17鈦合金壓氣機前軸頸鍛件鍛造成形過程中的等效應變分布圖。從圖7可以看出，工藝優化后前軸頸鍛件等效應變的均勻性得到了很大的改善。原工藝中應變很小的桿部(區域A、B)通過工藝優化后等效應變得到了很大的改善，桿部區域A部位的等效應變在0.8～1.2之間，桿部底部存在部分應變較小的區域，等效應變小于0.5，這一部分在隨后機械加工過程中會切除掉。桿部區域B部位的等效應變在1.3～1.6之間，等效應變較原工藝有大幅度提高。桿部中心部位有一個大變形區域，等效應變超過了2.0，這一部分在隨后鍛件毛坯的機械加工過程中需要切除，所以不必考慮。原工藝應變較大的區域C和區域D部位的等效應變有所降低，工藝優化后這2個區域的等效應變控制在1.0左右。

圖7 優化工藝條件下TC17鈦合金壓氣機前軸頸鍛件等效應變分布圖Fig.7 Equivalent strain map of TC17 titanium alloy front axle neck forging for optimized process

綜上所述，與原工藝相比，工藝優化后TC17鈦合金壓氣機前軸頸鍛件各部位的等效應變分布明顯更加均勻，總體得到了改善。

圖8是優化工藝條件下TC17鈦合金壓氣機前軸頸鍛件縱切面的低倍組織。從圖8可以看出，壓氣機前軸頸鍛件低倍組織整體分布較為均勻，呈現出典型的清晰晶或半模糊晶形態，未出現明顯的流線分布特征，原工藝條件下存在的粗大晶粒得到明顯改善。

圖8 優化工藝條件下TC17鈦合金壓氣機前軸頸鍛件的低倍組織Fig.8 Macrostructure of TC17 titanium alloy front axle neck forging for optimized process

圖9為采用優化工藝后TC17鈦合金壓氣機前軸頸鍛件各部位的金相照片。從圖9可以看出，試樣組織形貌總體呈拉長趨勢。結合有限元數值模擬應變分布可得出，位于桿部靠下區域A的等效應變約為0.8，晶粒拉長比例為3∶1～4∶1，晶界α相出現明顯彎折；桿部靠上區域B的等效應變在1.6左右，β晶粒拉長比例為4∶1～5∶1, 同時相變點以上變形量稍大，導致晶界附近出現局部再結晶晶粒；位于斜面的區域C等效應變約為1.0，原始β晶粒拉長比例約為3∶1，晶界α相出現彎折；位于頂部位置區域D的等效應變約為0.9，晶粒拉長比例約為4∶1。由于鍛件在相變點以下承受一定的變形，導致晶界α相發生彎折，局部出現球化現象。通過對工藝優化后不同區域的β晶粒組織進行觀察，發現各部位β晶粒組織內部為編織較好的網籃結構?？傮w來看，前軸頸的微觀組織分布均勻，組織形貌滿足設計要求。

圖9 圖8中不同部位的顯微組織Fig.9 Microstructures in different zones in Fig.8: (a，b) zone A;(c，d) zone B;(e，f) zone C; (g，h) zone D

2.3 工藝優化前后壓氣機前軸頸鍛件的力學性能

表2為工藝優化前后TC17鈦合金壓氣機前軸頸鍛件不同部位的室溫拉伸性能、硬度(HBW)和低周疲勞性能(LCF)。從表2可見，工藝優化后TC17鈦合金壓氣機前軸頸鍛件各部位力學性能明顯優于優化前，且由于組織的不均勻性得到改善，不同方向(軸向、弦向)的室溫拉伸性能差異不大，硬度也相當。低周疲勞循環次數均大于11 010次，滿足相關技術標準要求。因此，本研究所采用的優化工藝對前軸頸不同部位組織的均勻性有明顯改善。

表2 TC17鈦合金前軸頸鍛件室溫拉伸性能、硬度及低周疲勞性能Table 2 Room temperature tensile properties，HBW and LCF of TC17 titanium alloy front axle neck forging

3 結 論

(1) TC17鈦合金壓氣機前軸頸鍛件成形過程中，原工藝采用棒材局部鐓粗的成形方式不太合理，導致前軸頸桿部組織為基本未變形的等軸狀粗大β晶粒，輪盤部位為再結晶的等軸狀較細β晶粒。

(2) 優化工藝中改用餅坯擠壓成形后，TC17鈦合金鍛件各部位等效應變分布均勻，小應變區域得到明顯改善。

(3) 優化工藝條件下，TC17鈦合金鍛件高倍組織為典型的網籃組織，β晶粒得到明顯拉長，大部分區域拉長比例約為3∶1，晶界處存在少量再結晶晶粒，同時晶界α相出現彎折，高低倍組織均滿足標準要求。

(4) 優化工藝條件下，TC17鈦合金鍛件不同部位的室溫拉伸性能、硬度和低周疲勞性能差異較小，滿足相關技術標準的要求。