某型飛機鈦合金盒形薄板零件熱拉深成形工藝

李 榮

(西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院，西安 710077)

0 引言

鈦合金和鋁合金、鋼等其他結(jié)構(gòu)材料相比較具有良好的抗疲勞、抗蠕變和耐腐蝕性能。此外，鈦合金還具有良好的高溫性能，部分鈦合金能夠在高于500 ℃溫度下正常工作，且在比較寬的溫度范圍內(nèi)保持良好的韌性，因此，鈦合金廣泛應(yīng)用于航空領(lǐng)域[1]。

為解決鈦合金成形難的問題，可采用熱蠕變成形工藝，該技術(shù)已相當(dāng)成熟，且大多數(shù)鈦合金鈑金零件都可以采用該工藝成形[2]。熱蠕變成形將欲成形的鈦合金板材放入溫度為600 ℃的模具中，當(dāng)鈦合金板材溫度升至600 ℃時，保溫保壓一段時間，鈦合金板材在高溫和高壓作用下，緩慢蠕變至完全貼模，消除回彈，可降低零件廢品率[3]。近年來，蠕變成形仍然是鈦合金板材成形的重要工藝之一[4-7]。鈦合金熱拉深成形是鈦合金蠕變成形的難點，采用熱蠕變一次成形的工藝方法通常無法生產(chǎn)出合格零件，存在拉深斷裂和材料嚴(yán)重變薄的問題[8]。

某型號飛機盒形類零件三維模型圖如圖1所示，所用材料為TC1鈦合金，制備工藝為鈦合金板材熱拉深成形。TC1鈦合金為中等強度低合金化α+β兩相鈦合金，焊接性能良好，在航空領(lǐng)域常用作飛機蒙皮和進氣道材料。然而，TC1鈦合金常溫塑性差、變形抗力大，加工多以熱成形為主[9]。本文對圖1所示零件的成形問題進行數(shù)值計算分析，制定熱拉深成形的工藝，并根據(jù)數(shù)值計算結(jié)果設(shè)計模具制備盒型零件。

圖1 某型飛機盒形類零件三維模型圖

1 TC1鈦合金板材參數(shù)的測定

為較為準(zhǔn)確地進行數(shù)值計算分析并在此基礎(chǔ)上制備盒型零件，對TC1鈦合金在不同溫度下的性能進行測試以獲得模擬計算分析所需的有關(guān)物性參數(shù)。

1.1 各向異性指數(shù)

板狀試件各向異性指數(shù)是指在單向拉應(yīng)力狀態(tài)下的不同方向上應(yīng)變增量比值，其表達式為

(1)

式中：dεb為單向拉深試件的寬度應(yīng)變增量；dεt為厚度的應(yīng)變增量[10]。

表1所示為TC1鈦合金板材試樣(矩形試樣，寬度為12.5 mm，標(biāo)距長度為50.0 mm)與其軋制方向成90°方向的測試結(jié)果。根據(jù)式(1)有

(2)

式中：W0為試樣寬度；W為試樣變形后的平均寬度；L0為試樣標(biāo)距長度；L為試樣變形后的長度。根據(jù)表1中的測試結(jié)果，可得TC1鈦合金板材的各向異性指數(shù)為1.43。

表1 TC1板材與軋制方向成90°方向測試結(jié)果

1.2 不同溫度下物性參數(shù)

TC1鈦合金板材不同溫度下物性參數(shù)測試采用拉伸法進行測試，使用的設(shè)備為CSS-44100電子萬能試驗機。試驗樣件的制備依據(jù)國家標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定進行[11]，測試溫度為450 ℃、500 ℃和600 ℃。拉伸前和450 ℃條件下拉伸后的TC1鈦合金試件如圖2所示。

試件在450 ℃、500 ℃和600 ℃溫度下測試所得真應(yīng)力-真應(yīng)變曲線如圖3所示。

圖2 TC1鈦合金物性參數(shù)拉伸試件

圖3 TC1鈦合金試件真應(yīng)力-真應(yīng)變曲線

由圖3(a)可知，450 ℃下TC1鈦合金真應(yīng)力-真應(yīng)變曲線最大真應(yīng)力為495.0 MPa，最大真應(yīng)變?yōu)?.15。該溫度下彈性模量為67.9 GPa。由圖3(b)可知，500 ℃時TC1鈦合金樣件的最大真應(yīng)力為368.0 MPa，最大真應(yīng)變?yōu)?.31。該溫度下TC1鈦合金的彈性模量為56.3 GPa。圖3(c)表明，600 ℃下TC1鈦合金樣件的最大真應(yīng)力為194.0 MPa，最大真應(yīng)變?yōu)?.3。該溫度下TC1鈦合金的彈性模量為14.2 GPa。

1.3 氣壓狀態(tài)材料應(yīng)變速率敏感性指數(shù)

材料應(yīng)變速率敏感性指數(shù)(m)是體現(xiàn)材料抵抗頸縮能力表征材料氣壓性能的重要指標(biāo)，表明應(yīng)力隨著應(yīng)變速率變化而變化的劇烈程度，其值越大，材料的延伸率就越大，氣壓性能越好[6,12]。

材料應(yīng)變速率敏感性指數(shù)的準(zhǔn)確與否，直接關(guān)系到有限元數(shù)值計算的準(zhǔn)確性[13]。應(yīng)變速率敏感性指數(shù)m值可以通過拉伸、壓縮、扭轉(zhuǎn)、脹形等方法進行測量，其中最常用較為準(zhǔn)確的方法是單向拉伸試驗[14]。本文采用速度突變單向拉伸試驗法進行TC1鈦合金樣件m值的測定[15]。

根據(jù)國家標(biāo)準(zhǔn)[11]，TC1鈦合金速度突變單向拉伸試驗采用矩形非比例樣件，測試設(shè)備為CSS-44100電子萬能試驗機。夾頭先以恒定速率拉伸試樣，待穩(wěn)定后突然增大拉伸速率。測試前后的試件如圖4所示，測試的結(jié)果示于表2。

圖4 TC1鈦合金應(yīng)變速率敏感性指數(shù)測定試驗試件

表2 TC1鈦合金應(yīng)變速率敏感性指數(shù)測定試驗數(shù)據(jù)

根據(jù)試驗結(jié)果所得的試件載荷和位移關(guān)系擬合曲線如圖5所示。

圖5 TC1鈦合金拉伸速度突變法載荷與位移關(guān)系曲線

由圖5可見，當(dāng)試件的拉伸速率突然增大時，試件的載荷隨著位移的增大先減小后增大，當(dāng)拉伸至A點處試件開始出現(xiàn)非均勻塑性變形，此后隨著位移的增大，試件承載能力下降直至試件破壞?；趫D5中的曲線用外推法得到點B，由此可得圖中B點的載荷大小為67.70 MPa。則TC1鈦合金材料應(yīng)變速率敏感性指數(shù)可由下式近似計算：

(3)

由前述測試結(jié)果可知，TC1鈦合金試樣拉伸測試結(jié)果表明其最大應(yīng)力隨溫度的升高而降低，彈性模量也隨之減小，且溫度對TC1鈦合金材料的性能影響比較明顯，后續(xù)有限元計算分析和熱成形工藝應(yīng)關(guān)注溫度的影響。此外，測試結(jié)果表明TC1鈦合金應(yīng)變速率敏感性指數(shù)m的值為0.59，可進行超塑性成形。

2 TC1鈦合金盒型零件成形方法

2.1 數(shù)值計算分析

對難成形的零件，毛坯的尺寸與形狀對零件的成形影響很大，合理確定初始毛坯尺寸與形狀可提高成形的可行性。毛坯形狀對薄板熱壓超塑性成形結(jié)果也有較大的影響，若毛坯初始形狀不合適，成形零件容易出現(xiàn)破裂和起皺等缺陷，甚至無法成形[16]。

如前所述，由于TC1鈦合金常溫塑性差難以加工成形，其成形應(yīng)采用熱加工工藝，且成形所需模具造價較高。常用熱成形工藝有熱壓成形、超塑性成形和復(fù)合成形三種。根據(jù)某型號飛機TC1鈦合金盒形類零件結(jié)構(gòu)特點，經(jīng)分析確定采用熱壓成形和超塑性成形兩段成形方法，成形工藝較為復(fù)雜。其中，超塑性成形可以借鑒鋁合金超塑性成形提高效率的方法[17]。據(jù)此，先利用PAMSTAMP2G軟件中的反求模塊(INVERSE模塊)對某型號飛機TC1鈦合金盒型零件進行毛坯形狀和尺寸的計算，計算流程如圖6所示。

圖6 毛坯形狀和尺寸計算流程圖

2.1.1 模具工作型面設(shè)計和有限元模型建立

凹凸模模具型面設(shè)計、壓邊圈生成、成形坐標(biāo)系的建立等是有限元數(shù)值計算成形過程的關(guān)鍵因素。零件成形采用熱壓成形和超塑性成形兩段成形方法，所使用的模具包括凹模、凸模、壓邊裝置、密封裝置、保溫裝置和定位裝置等。

凹模設(shè)計為一套，即熱壓部分和超塑性部分共用一套凹模。根據(jù)所要成形零件的外表面特點，反向生成凹模的模具型面。因成形材料為厚度不足1.0 mm的TC1鈦合金薄板件，所以通過成形零件外表面反向生成的輪廓線可直接作為凹模的外緣輪廓線。

凸模僅用于熱壓成形階段，超塑性成形過程無需凸模，故凸模設(shè)計相對簡單，可根據(jù)凹模的幾何特征和拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)可直接生成凸模。

熱壓成形和超塑成形所需的壓邊裝置不同：熱壓成形壓邊裝置的作用主要是為了避免沖壓件的外邊緣起皺；超塑性成形的壓邊裝置主要是和密封裝置和保溫裝置一起工作，起到輔助密封和保溫的作用。因此在兩個成形階段所需的壓邊裝置不同。

模具的密封可通過密封圈來實現(xiàn)，保溫可通過設(shè)備所帶的保溫裝置實現(xiàn)[18]。有限元分析中密封和保溫可采用軟件本身所帶模塊，設(shè)置相應(yīng)的具體參數(shù)即可。

模具選用的材料為Ni7N耐高溫不銹鋼，對稱結(jié)構(gòu)，不規(guī)則曲面深型腔，帶有4個壓邊圈，如圖7所示。

圖7 模具設(shè)計圖

對于熱沖壓成形零件，一般設(shè)計和制造專用成形設(shè)備，通過設(shè)備對成形件加熱，加熱源主要為電加熱。將模具加熱到成形溫度，然后將已加熱的坯料置入模具，進行熱沖壓成形。鈑金件順利成形應(yīng)全面綜合考慮加熱溫度、工作壓力、隔熱保溫、冷卻速率、時間等工藝參數(shù)，正確使用保護涂料及潤滑劑，并制定合理的工藝規(guī)范[19-20]。

設(shè)置TC1鈦合金盒型零件的參數(shù)，給定邊界條件和熱接觸條件就可進行成形過程的有限元計算分析。基于PAM STAMP的板料熱壓成形有限元數(shù)值計算過程如圖8所示。

圖8 熱壓成形有限元數(shù)值計算過程

TC1鈦合金盒型零件熱壓成形和超塑性成形組合可以為先超塑性成形再熱壓成形，也可以是先熱壓成形后超塑性成形。前者存在兩個較為嚴(yán)重的問題：鈦合金板材變薄，特別是該零件型腔較深，變薄率可達60%以上，不符合零件成形要求；起皺、翹曲現(xiàn)象比較嚴(yán)重，降低成形精度，不易生產(chǎn)出合格的零件。因此，盒型零件選擇先熱壓后超塑性成形的工藝。如前所述，TC1鈦合金屬于α+β雙相鈦合金，在室溫平衡態(tài)下由α相和少量β相組成，在加熱和冷卻過程中，會發(fā)生相的轉(zhuǎn)變。前期的相關(guān)工作表明，TC1鈦合金超塑成形溫度大約在750～850 ℃，熱壓成形溫度大約在600～680 ℃。如果先將其加熱到830 ℃左右進行超塑成形，然后再降溫至680 ℃進行熱壓成形，材料在降溫和加熱過程中，兩相之間進行轉(zhuǎn)化，材料機理將發(fā)生變化，難以加工出符合要求的零件。

超塑性成形可以采用PAM軟件中的氣壓模塊進行計算分析，則某型號飛機TC1鈦合金盒型零件成形熱壓成形和超塑性成形兩段成形的復(fù)合成形工藝可利用PAM STAMP2G-2009中的熱壓和氣壓模塊的結(jié)合，先將板料熱壓至一定形狀，然后在同一加熱過程中進行氣脹吹氣成形，使板材完全貼模，由于板材已經(jīng)壓制成一定形狀，在貼模階段體積變形大大降低，因而壁厚幾乎沒有變化[16]。

2.1.2 模具有限元計算分析

盒型零件的復(fù)合成形過程數(shù)值模擬的有限元模型如圖9所示。

圖9 熱壓成形部分壓下量示意圖

工裝應(yīng)以經(jīng)過有限元分析計算的產(chǎn)品工藝型面為設(shè)計依據(jù)進行具體設(shè)計。有限元分析計算涉及熱壓成形和氣壓成形(超塑性成形)模具，即熱壓成形模具和氣壓成形模具。通過有限元計算分析，確定的成形模具應(yīng)滿足：

(1)熱壓成形模具的凸模與凹模成形部分應(yīng)保持均勻并且間隙滿足零件厚度及材料流動需求，防止成形過程中發(fā)生起皺、裂紋等缺陷出現(xiàn)；合理設(shè)置壓邊結(jié)構(gòu)或壓邊裝置，為氣壓成形提供壓邊料的貯備；

(2)氣壓成形模具進氣系統(tǒng)必須保證與外部氣體加壓裝置的連接密閉性；凹模底部型面低點處排氣孔大小、分布和數(shù)量合理；凹、凸模接合面為密封結(jié)構(gòu)和壓邊結(jié)構(gòu)。

2.1.3 成形方案的有限元計算分析

根據(jù)前述分析，為避免零件在成形過程中起皺，提出了魚唇形薄壁鈦合金零件復(fù)合成形方案：將成形模具和壓力控制裝置連接，成形模具加熱到一定溫度，放入坯料，預(yù)熱后，在零件上表面均勻施加一定壓力，先進行熱壓成形再進行氣壓成形，根據(jù)計算分析結(jié)果確定零件成形的最佳成形工藝組合。

熱壓成形涉及到機械加壓過程，成形零件與加壓裝置的存在相互作用，因此，模具型面計算分析主要考慮熱壓成形階段。

成形模具型面可以采用兩種方案：型面兩端敞口和型面兩端封閉。圖10和11所示分別為型面兩端敞口和封閉的型面(圖a)和有限元計算分析的模型圖(圖b)。

圖10 兩端敞口模具型面：(a)設(shè)計圖;(b)計算模型圖

圖11 兩端封閉的模具型面：(a)設(shè)計圖;(b)計算模型圖

有限元計算分析結(jié)果表明，型面為敞口方案不僅可以減少坯料材料用量，而且模具型面的設(shè)計更為簡單，減小模具設(shè)計的難度。

2.2 熱拉深成形可行性驗證

熱拉深成形可行性驗證的裝置示意圖如圖12所示。

圖12 熱拉深成形可行性驗證的裝置示意圖

試驗驗證分別采用熱拉深一次成形、二次成形、三次成形、四次成形、五次成形的工藝方法，圖13所示為熱拉深成形工藝流程圖。

圖13 熱拉深成形工藝流程圖

2.3 成形結(jié)果分析

盒形件拉深最大深度為40 mm，在600 ℃條件下，TC1鈦合金坯料成形的熱拉深試驗結(jié)果可知，TC1鈦合金盒型零件熱拉深次數(shù)不高于3次時，由于鈦合金較難變形，成形過程中在坯料變形的根部都出現(xiàn)了斷裂的情況。此外，驗證性試驗結(jié)果還表明，厚度為1.2 mm材料為TC1鈦合金坯料在600 ℃條件下成形盒型零件，單次熱拉深的深度最大不能超過9.0 mm。4次熱拉深時坯料變形未出現(xiàn)斷裂，但變形的坯料明顯變薄。

熱拉深成形可行性有限元計算分析結(jié)果表明，3次成形時坯料出現(xiàn)破裂，無法成形合格的零件，4次成形時可以成零件。為揭示4次成形時坯料的變形情況，對4次成形熱拉深進行有限元計算分析。

有限元分析計算沖壓成形中所用的凸模是在軟件中根據(jù)凹模自動生成的。復(fù)合成形過程中，沖壓成形過程坯料沖至盒型零件深度的2/3處，坯料余下的變形由超塑性成形工藝完成，零件沖壓氣壓復(fù)合成形的有限元計算分析模型如圖14所示。

圖14 盒型零件復(fù)合成形有限元計算分析圖

圖15所示為有限元計算所得的4次熱拉深成形的厚度變化云圖。根據(jù)有限元計算結(jié)果可知，沖壓變形件的厚度在0.145～1.010 mm之間，零件成形坯料的減薄非常嚴(yán)重。

圖16所示為4次熱拉深成形超塑性成形(氣壓成形)階段的有限元計算貼模云圖。計算結(jié)果表明，氣壓成形過程中坯料最大移動距離出現(xiàn)在邊緣，移動1.462 mm。零件成形后邊緣部分需切除，該部分不影響成形件的質(zhì)量。在零件成形部分最大移動距離出現(xiàn)在零件的兩頭，移動距離為0.394 mm，小于0.5 mm的成形精度要求。

為降低零件成形坯料的減薄率，將成形方案調(diào)整為沖壓成形過程坯料沖至盒型零件深度的1/2處，坯料余下的變形由超塑性成形工藝完成，零件沖壓氣壓復(fù)合成形的有限元計算分析模型如圖17所示。

圖17 盒型零件沖壓氣壓復(fù)合成形有限元計算分析圖

圖18所示為有限元計算所得的4次熱拉深成形的厚度變化云圖。根據(jù)有限元計算結(jié)果可知，沖壓變形件的厚度在0.21～0.91 mm之間，最薄處出現(xiàn)在兩頭的非零件區(qū)，在零件區(qū)的最小厚度為0.41 mm，由此可知，雖然改進方案的坯料成形減薄率較前一方案明顯降低，但坯料的減薄依然比較嚴(yán)重，最大減薄率仍比較大。

圖18 零件沖壓成形厚度云圖

圖19所示為4次熱拉深成形超塑性成形(氣壓成形)階段的有限元計算貼模云圖。計算結(jié)果表明，氣壓成形過程中坯料最大移動距離出現(xiàn)在邊緣，移動0.583 mm。零件成形后邊緣部分需切除，該部分不影響成形件的質(zhì)量。在零件成形部分最大移動距離出現(xiàn)在零件的兩頭，移動距離為0.325 mm，小于0.5 mm的成形精度要求。

圖19 氣壓成形零件貼模云圖

由4次熱拉深成形有限元計算分析還可見，壓邊圈與坯料的接觸面積較大，因此零件成形過程中摩擦力較大，成形過程中坯料無法向盒形件凹槽區(qū)域流動。即便如此，因為每次熱拉深成形的深度未超出單次變形深度極限，所以零件凹槽區(qū)域只是明顯變薄但未發(fā)生坯料的破裂現(xiàn)象。

在有限元計算分析的基礎(chǔ)上，盒型零件的最終成形工藝確定為5次熱拉深成形的復(fù)合成形工藝；為減小成型過程中坯料與壓邊圈之間的摩擦力，適當(dāng)減小坯料的尺寸，使得坯料變形易向凹槽處流動，減輕坯料成型過程中的變薄現(xiàn)象。表3所示為零件成形工藝可行性試驗結(jié)果。由表3可知，改進后的5次熱拉深復(fù)合成形工藝成形所需時間變長，可成形合格的盒型零件，此時零件的成形壓力在12～14 MPa之間。

表3 TC1鈦合金熱拉深試驗結(jié)果

某型飛機TC1鈦合金盒型零件成形使用的工裝實物如圖20所示，成形的合格零件如圖21所示。

圖20 盒型零件成形工裝實物

圖21 成形的盒形零件實物

3 結(jié)論

本文以TC1鈦合金板材制備某型飛機盒型零件成形為分析對象，利用PAMSTAMP2G有限元成形模擬軟件對TC1鈦合金的復(fù)合成形過程進行模擬，并確定了成形工藝條件。運用多層壓邊圈多次熱拉深的成形工藝方法，確認(rèn)了該盒型零件成形的可行性。利用PAM STAMP-2G板料成形有限元仿真軟件，基于實測材料物性參數(shù)可預(yù)測TC1鈦合金板料在成形過程中可能出現(xiàn)的成形缺陷。據(jù)此，采用多次成形的工藝方法，分析了試驗件在成形過程中的厚度變化、位移量及拉伸深度對復(fù)合成形過程的影響，確定了合適的工藝參數(shù)，最終確定為5次熱拉伸成形和超塑性成形復(fù)合成形工藝并成功制備了合格的TC1鈦合金盒型零件，可為薄壁鈦合金深腔不規(guī)則零件的成形問題提供參考和借鑒。