基于ProCAST的ZL114A尾段殼體凝固成形數值模擬與工藝優化

樊振中，叢延，吳凌華，李衛東，羅磊，張楊，劉國，張勇為，王剛，肖佑濤

基于ProCAST的ZL114A尾段殼體凝固成形數值模擬與工藝優化

樊振中1,2*，叢延3，吳凌華4，李衛東5，羅磊4，張楊5，劉國5，張勇為5，王剛5，肖佑濤5

（1.中國航發北京航空材料研究院，北京 100095；2.北京市先進鋁合金材料及應用工程技術研究中心，北京 100095；3.北京宇航系統工程研究所，北京 100076；4.海裝西安局駐成都地區第四軍事代表室，成都 610100；5.四川航天長征裝備制造有限公司，成都 610100）

針對ZL114A尾段殼體研制需求，利用低壓充型液態成形工藝與數值仿真計算，預測疏松缺陷分布位置及嚴重程度，通過改進工藝來減少疏松缺陷，進而提高生產合格率。基于ProCAST軟件對ZL114A尾段殼體低壓充型凝固過程進行仿真計算，分析充型凝固過程中的流動場與溫度場分布、充型時間、流動長度與凝固時間，預測疏松缺陷分布位置及嚴重程度，結合枝晶相干點雙電偶熱分析法測試結果，對低壓充型工藝進行設計優化。由尾段殼體凝固疏松缺陷的仿真計算結果與枝晶相干點溫度測試結果可知，低壓充型增壓速度得到提高，保壓時間有所延長，對安裝凸臺冷鐵材質與厚度進行設計優化后，疏松缺陷得到顯著改善。通過數值仿真計算指導了鑄造工藝設計，制備得到了滿足技術指標要求的ZL114A尾段殼體。

ZL114A鋁合金；數值模擬；凝固成形；工藝優化；力學性能；尾段殼體

鋁合金因其密度低、比強度高、比剛度高、耐蝕性佳、加工性能優異且成形性能好等特點而在航空航天、新能源汽車、船舶和海洋裝備中得到了廣泛的應用[1-6]。與變形鋁合金、粉末鋁合金不同，鑄造鋁合金的制造成本低、生產周期短，可采用液態成形工藝實現復雜結構的一體化成形制造，其結構可靠性高，且具有良好的耐蝕性能與連接成形工藝性能[7-8]。

考慮到裝備結構制件的使役技術指標，一般選用鋁硅系鑄造合金進行液態成形制造。在熔鑄階段，通過添加硅相變質元素或Zr、Sc等晶粒細化元素，可改善共晶硅相的尺寸、取向、形貌及分布，細化初生α-基體尺寸與二次枝晶臂間距SDAS尺寸，以及提高合金的鑄態力學性能[9-10]。在T5、T6熱處理階段，通過調控熱處理工藝參數，可提高Mg、Si強化元素的過飽和固溶度，細化Mg2Si強化相的析出尺寸，提高Mg2Si強化相的析出密度，顯著提升材料的塑韌性，實現合金的力學性能匹配調控[11-13]。

在裝備結構制件批量生產過程中，除合金材料成分優化與精密熱處理調控外，液態成形工藝設計直接決定和影響了結構制件的生產成本與成品率。若在凝固過程中，液態成形工藝設計不當會產生冶金缺陷，造成巨大的經濟損失，因此，實現結構制件液態成形工藝的設計優化，對提高產品出品率和降低批量制造成本至關重要。傳統的工藝試錯法研制周期長、研發成本高，采用數值仿真計算分析可實現液態成形過程中合金熔體充型和凝固的直觀觀察以及缺陷大小、分布的精準預測，進而優化液態成形工藝，降低產品的研制周期與研發成本[14-18]。20世紀60年代，有研究者首次使用計算機模擬鑄造過程中的溫度場；20世紀80年代，鑄造充型過程及應力場的數值模擬開始普及；20世紀90年代，開始對鑄件微觀組織進行模擬。目前國外商業化鑄造模擬軟件主要為MAGMA Soft、ProCAST、Flow-3D等，國內鑄造模擬研究起始于20世紀70年代末，代表性的軟件包括清華大學的FT-STAR與華中科技大學的華鑄CAE等[18-24]。本文以尾段殼體為研究對象，通過ProCAST仿真軟件對尾段殼體液態成形低壓鑄造工藝進行計算分析，確定尾段殼體充型流動場與凝固溫度場的分布情況，探究成品率的關鍵影響因素，并對液態成形工藝進行設計優化，完成尾段殼體組織性能的測試評估，以期指導結構制件類產品的工藝設計并為其設計選材提供工藝數據支撐。

1 尾段殼體鑄件結構設計與數值模型建立

1.1 尾段殼體鑄件結構設計

試驗所用原材料為Al錠（質量分數為99.99%）、Mg錠（質量分數為99.9%，按3.0%燒損比例配制）、Al-12Si中間合金、Al-5Ti-B中間合金、Al-4Be中間合金與Al-6Sb中間合金。按照表1所示的ZL114A合金化學成分進行配制，其中Mg元素取上限，Si元素取中下限，Si、Mg元素的質量比為7.0～8.5。采用電阻式坩堝爐進行熔煉，過熱溫度為820 ℃，采用六氯乙烷與氬氣進行精煉除氣處理，精煉溫度為720～740 ℃，精煉時間為16～24 min，扒渣靜置10～ 15 min后降溫添加Mg錠，隨后攪拌6～10 min，待熔體溫度控制為（715±5）℃時進行澆鑄。ZL114A尾段殼體材料狀態為T6，T6熱處理工藝參數如表2所示。ZL114A尾段殼體金相腐蝕劑為低濃度混合酸（HF、HCl、HNO3、H2O的體積比為2︰3︰5︰195），采用AX10-ZIESS型光學顯微鏡觀測微觀組織，利用WDW-100KN萬能試驗機測試力學性能，試樣為5 mm標準拉伸試棒，應變速率為0.1 mm/min。

表1 ZL114A鋁合金材料化學成分

Tab.1 Chemical composition of ZL114A aluminum alloy wt.%

表2 ZL114A鋁合金T6熱處理工藝參數

Tab.2 T6 heat treatment process parameters of ZL114A aluminum alloy

ZL114A尾段殼體為回轉體結構，直徑≥500 mm，高度≥300 mm，上法蘭為連接區，蒙皮壁厚≤3 mm，下法蘭與發動機相連，布置多處減重槽孔，見圖1a。由于尾段殼體與導彈發動機相連，因此內置了多處安裝凸臺，凸臺直徑分別為15、20、30 mm，凸臺高度≥20 mm，凸臺與蒙皮連接區域形成了多處凝固熱節，在液態成形時易產生疏松缺陷，見圖1b。如圖1c所示，尾段殼體沿水平方向截面存在較大的壁厚差異，蒙皮壁厚≤3 mm，法蘭區域壁厚≥45 mm，壁厚差異≥15，在充型凝固時，過大的壁厚差異易在凝固末期產生嚴重的“凝固反抽”，降低鑄態組織的致密性，影響尾段殼體的力學性能。基于圖1所示的ZL114A尾段殼體結構示意圖，需對尾段殼體進行凝固成形工藝設計，以降低尾段殼體的壁厚差異，同時著重考慮安裝凸臺位置的凝固熱節，從液態成形工藝設計上提高ZL114A尾段殼體的成形工藝性能。

如圖2a所示，對ZL114A尾段殼體進行液態成形工藝設計，蒙皮壁厚增厚至18 mm，上下法蘭區域壁厚內腔增厚至50 mm，法蘭區域與蒙皮區域壁厚差異由≥15降至≤3；尾段殼體內腔增設1 mm工藝補正量，安裝凸臺與蒙皮連接區域的凝固熱節嚴重程度大幅降低。ZL114A尾段殼體采用低壓充型凝固成形工藝，鑄型材質為PEP-SET樹脂砂鑄型，采用縫隙澆道對尾段殼體進行壓力充型和壓力補縮，縫隙澆道設計形式見圖2b，縫隙澆道工藝設計參數見式（1）。與縫隙澆道相連蒙皮壁厚為18 mm，縫隙澆道有10個，縫隙澆道間隔距離設置為150 mm，縫隙澆道內澆口厚度為20 mm，縫隙澆道內澆口寬度為45 mm，縫隙澆道立筒直徑為85 mm，縫隙澆道內澆口截面積為96 834 mm2，橫澆道截面積為82 352 mm2，直澆道直徑為120 mm，面積為11 304 mm2，直澆道、橫澆道、內澆口的截面面積比為1︰7.2︰8.6，為開放式澆注系統。

式中：為縫隙澆道數量；為鑄件周長；為縫隙澆道內澆口厚度；0為與縫隙澆道緊鄰位置鑄件壁厚；為縫隙澆道內澆口寬度；為縫隙澆道立筒直徑。

ZL114A尾段殼體為QJ 3185-2018A Ⅱ類鑄件，內腔尺寸精度要求為HB6103—2004 CT8級，采用附鑄試樣進行力學性能驗收，從每塊附鑄試樣中切取加工出3根力學性能拉伸試棒，3根中有2根合格即認為力學性能合格，力學性能拉伸試棒尺寸如圖3所示。附鑄試樣T6態力學性能要求如下：m（抗拉強度）≥320 MPa，P0.2（屈服強度）≥260 MPa，（伸長率）≥4%，（彈性模量）≥67 GPa（彈性模量測試值僅提供數據作為參考，不作為評判合格的依據）。為了提高ZL114A尾段殼體低壓充型液態成形凝固冷卻速度，在尾段殼體上法蘭頂端、內側布置激冷冷鐵，冷鐵材質為45#鋼（冷鐵經熱烘烤脫除表面油脂和水分后使用，冷鐵熱烘烤溫度為300 ℃±5 ℃，熱烘烤時間為2～3 h），頂端冷鐵厚度為15 mm，為便于低壓充型時鑄型型腔內的氣體排出，在頂端冷鐵處設置排氣孔，排氣孔直徑為3 mm，內側冷鐵厚度為30 mm；為盡量降低安裝凸臺與蒙皮連接區域凝固熱節的影響，在尾段殼體所有內腔安裝凸臺側面均布置激冷冷鐵，冷鐵材質為黃銅，冷鐵厚度為40 mm；在蒙皮與縫隙澆道連接間隔區域布置激冷冷鐵，冷鐵材質為工業純鋁，冷鐵厚度為20 mm；在下法蘭底端、內側布置激冷冷鐵，冷鐵材質為45#鋼，底端冷鐵厚度為40 mm，內側冷鐵厚度為30 mm；將附鑄試樣布置在縫隙澆道立筒上，共布置4處附鑄試樣，附鑄試樣尺寸為100 mm×100 mm×20 mm，在附鑄試樣底端布置激冷冷鐵，材質為45#鋼，冷鐵厚度為20 mm，如圖2c所示。基于生產研制經驗，將ZL114A尾段殼體徑向凝固收縮率設置為0.80%，高向凝固收縮率設置為0.65%。ZL114A尾段殼體低壓充型液態成形模具設計示意圖如圖4所示，液態成形模具為四箱合箱造型，分別為底箱、橫澆道箱、縫隙澆道箱與蓋箱，為了實現尾段殼體內腔HB6103—2004 CT8尺寸精度制造要求，型芯采用整體型芯造型，整體型芯模具見圖4d，底箱、橫澆道箱、縫隙澆道箱與蓋箱模具材質為紅松木，整體型芯模具為金屬型模具，材質為ZL101A。ZL114A尾段殼體低壓充型液態成形工藝參數如表3所示，充型增壓速度為0.5 kPa/s，PEP-SET樹脂砂低壓充型澆鑄溫度為25 ℃。

圖1 尾段殼體結構示意圖

圖2 尾段殼體凝固成形工藝設計示意圖

圖3 力學性能拉伸試棒尺寸示意圖

1.2 數值模型與材料熱物性參數建立

將ZL114A尾段殼體低壓充型液態成形工藝三維模型導入ProCAST仿真計算軟件meshCAST中進行網格剖分和網格修復，為了保證計算結果的精度，設置網格剖分尺寸為2.5 mm，網格剖分后面網格數量為18 642，體網格數量為214 386，見圖5a。待ZL114A尾段殼體低壓充型液態成形工藝網格剖分結束后，在meshCAST中建立鑄型網格，鑄型材料設置為Resin Bonded Sand，網格剖分尺寸為8 mm，網格剖分數量為12 376，見圖5b。鑄件/鑄型界面換熱系數類型選擇COINC，換熱系數設置為800 W/(m2·K)，選擇低壓鑄造模塊，砂型冷卻方式為空冷，計算結束條件為ZL114A尾段殼體溫度低于100 ℃。采用Jmat-PRO材料相圖軟件計算得到ZL114A合金材料的固相率、密度、熱導率與熱焓熱物性參數隨凝固溫度變化數值，如圖5c～f所示，并輸入至ProCAST仿真計算軟件中，由ZL114A合金材料固相率隨凝固溫度變化曲線（見圖5c）可知，ZL114A合金材料液相線溫度為615 ℃，固相線溫度為550 ℃。

圖4 尾段殼體凝固成形模具結構設計示意圖

表3 ZL114A尾段殼體低壓充型液態成形工藝參數

Tab.3 Low-pressure filling process parameters of ZL114A tail section shell

2 數值仿真計算分析與材料組織性能測試

2.1 充型流動場

ZL114A尾段殼體低壓充型液態成形流動場仿真計算結果如圖6所示。合金熔體在充型壓力作用下由升液管充填至直澆道，隨后于2.15 s完成對橫澆道的充填，如圖6a和圖6b所示。完成橫澆道填充后，在充型壓力作用下沿縫隙澆道立筒繼續充填，之后開始逐步充填樹脂砂鑄型型腔，如圖6c和圖6d箭頭位置所示。當低壓充型5.17 s時，樹脂砂鑄型型腔已實現體積80%以上的充填，如圖6e箭頭所示；當低壓充型6.18 s時，ZL114A尾段殼體完成了完整充填，見圖6f。由圖6可知，合金熔體在低壓充型過程中的充填順序為自下而上，整個充型流動過程較為平穩，未產生明顯的卷氣、紊流等現象，低壓充型總時長為6.18 s。

2.2 凝固固相場

ZL114A尾段殼體低壓充型液態成形凝固固相場計算結果如圖7所示。在ZL114A尾段殼體低壓充型結束后，尾段殼體整體為液態，固相率為0%，見圖7a。在充型增壓壓力作用下，合金熔體受鑄件/鑄型界面換熱和激冷冷鐵傳熱影響，在冷鐵位置處首先凝固形核結晶，起始于尾段殼體上法蘭激冷冷鐵位置，見圖7b箭頭位置。尾段殼體上法蘭區域在71.60 s時的固相率達到75%以上，僅剩激冷冷鐵相鄰區域未完全達到固相，見圖7c箭頭位置。繼續冷卻凝固至401.60 s，尾段殼體上法蘭、蒙皮與下法蘭區域均開始形核結晶，固相率達到80%以上，僅剩縫隙澆道對接區域未完全達到固相，此時合金熔體在充型增壓壓力的補縮作用下對尾段殼體進行壓力補縮，提高了尾段殼體的凝固組織致密度。當冷卻凝固至1 316.50 s時，尾段殼體已完全達到固相，此時僅剩縫隙澆道立筒、橫澆道與直澆道部分區域仍殘留少數液相，見圖7e。當凝固至1 881.50 s時，尾段殼體冷卻凝固過程結束，固相率達到100%，見圖7f。

由圖7可知，尾段殼體凝固過程為順序凝固，凝固次序沿高度方向為自下而上，沿徑向方向為自內向外。考慮到激冷冷鐵的傳熱系數（2 680 W/(m2·K)）遠高于鑄件/鑄型界面換熱系數（500 W/(m2·K)），凝固形核結晶起始于激冷冷鐵位置，并在低壓充型增壓壓力的補縮作用下，合金熔體沿縫隙澆道內澆口持續對尾段殼體進行補縮，當尾段殼體完全凝固后，合金熔體沿縫隙澆道立筒、橫澆道與直澆道逐序凝固，直至整個凝固冷卻過程結束。

圖5 尾段殼體網格剖分與ZL114A合金材料熱物性參數

圖6 尾段殼體低壓充型流動場

圖7 尾段殼體低壓充型凝固固相場

2.3 疏松缺陷

ZL114A尾段殼體充型凝固工藝性能與疏松缺陷仿真計算結果如圖8所示。由圖8a可知，ZL114A尾段殼體低壓充型液態成形過程充型平穩，沿重力方向自下而上完成了對鑄型型腔的完整充填，充型總時長為6.18 s。由圖8b計算結果可知，在ZL114A尾段殼體低壓充型液態成形過程中，合金熔體流動長度峰值為212.4 mm，低于ZL114A合金的砂型流動長度（370 mm），ZL114A合金良好的工藝流動性能確保了尾段殼體的完整充型。ZL114A尾段殼體凝固時長計算結果如圖8c所示，可知尾段殼體冷卻凝固過程具有明顯的凝固次序，尾段殼體先于縫隙澆道凝固完畢，縫隙澆道先于橫澆道凝固完畢，直澆道為最后凝固區域，整個冷卻凝固過程總時長為4 286.6 s，按表3所示的工藝參數設置900 s保壓時間，此時尾段殼體已基本凝固完畢，可進行補縮壓力的卸壓。ZL114A尾段殼體冷卻凝固結束時的疏松分布計算結果如圖8d所示，可知尾段殼體存在較為嚴重的疏松缺陷，集中分布于尾段殼體內腔的安裝凸臺處與厚大壁厚位置處。

圖8 尾段殼體疏松缺陷計算結果

2.4 低壓充型凝固成形工藝設計優化

ZL114A尾段殼體冷卻凝固過程起始于與鑄件型腔接觸的冷鐵位置，部分晶粒形核結晶，并不斷長大成樹枝狀枝晶，隨著枝晶的不斷長大，兩相鄰枝晶互相接觸搭接，此時對應的枝晶長度即為凝固后的最終晶粒尺寸，此時的熔體溫度即為枝晶相干點溫度。枝晶相干點溫度的確定主要通過雙電偶熱分析法和連續扭矩法，本文采用雙電偶熱分析法測定了ZL114A尾段殼體的枝晶相干點溫度。分別在鑄型型腔的中間位置與邊緣位置布置了K型熱電偶，鑄型型腔中間位置與邊緣位置的K型熱電偶測溫頭位于同一高度，均距鑄件型腔底部30 mm，通過多通道溫度記錄儀采集ZL114A尾段殼體自合金熔體澆鑄至冷卻凝固結束階段的溫度變化曲線，溫度數據采集頻率為10 Hz，K型熱電偶在鑄件型腔中的位置見圖9a。當鑄件型腔邊緣K型熱電偶的溫度與鑄件型腔中心位置K型熱電偶的溫度差值首次達到最小值時，對應的鑄件型腔中心位置熱電偶的溫度即為枝晶相干點溫度，對應的時間即為枝晶相干點時間。由圖9b所示的K型熱電偶測溫溫度曲線和溫差曲線測試結果可知，ZL114A尾段殼體枝晶相干點時間為31.7 s。考慮到ZL114A尾段殼體內腔安裝凸臺處的冷鐵材質為黃銅，且厚度較大（40 mm）、激冷效果較強，當ZL114A合金熔體流動至安裝凸臺激冷冷鐵區域時，合金熔體急速冷卻后呈糊狀凝固組織，流動性能顯著下降，補縮效果較差。將充型增壓速度設置為0.5 kPa/s，ZL114A尾段殼體低壓充型總壓力為充型壓力、充型增壓壓力與結殼壓力之和，為45 kPa，在低壓充型過程中，到達總壓力時長為90 s，遠高于枝晶相干點時間，即當ZL114A尾段殼體鑄件型腔凝固形核的枝晶已相互搭接時，低壓充型總壓力僅為15.85 kPa，難以實現對ZL114A尾段殼體鑄件型腔的有效壓力補縮。結合圖8c的凝固時長計算結果可知，當保壓900 s后卸除充型壓力時，縫隙澆道立筒、橫澆道與直澆道大部分區域仍處于液固糊狀區，充型壓力卸除后會產生一定程度的“凝固反抽”，進而降低充型壓力的補縮效果，最終導致ZL114A尾段殼體產生嚴重疏松缺陷。

基于ZL114A尾段殼體枝晶相干點測試結果與圖8d所示的計算結果，將ZL114A尾段殼體內腔安裝凸臺激冷冷鐵由黃銅更換為45#鋼，厚度由40 mm降至25 mm；低壓充型增壓速度由0.5 kPa/s提升至1.5 kPa/s，保壓時間由900 s延長至1 200 s。對工藝設計優化后的ZL114A尾段殼體充型與凝固過程進行仿真計算分析，如圖9c所示，ZL114A尾段殼體低壓充型過程仍較為平穩，未出現明顯的紊流，疏松缺陷嚴重程度顯著降低，見圖9d。

圖9 尾段殼體枝晶相干點測試與流動長度、疏松分布計算結果

3 力學性能測試與組織性能分析

3.1 力學性能測試

待ZL114A尾段殼體凝固結束后，切取附鑄試樣并加工成力學性能拉伸試棒進行力學性能測試，以消除加工刀痕對力學性能測試結果的影響，分別采用800#、1200#、1500#與3000#砂紙打磨拉伸試棒的表面，力學性能測試結果如表4所示。可知，ZL114A尾段殼體附鑄試樣的平均抗拉強度、屈服強度、伸長率與彈性模量分別為347 MPa、285 MPa、8.5%與72 GPa，滿足了技術指標要求。對ZL114A尾段殼體上法蘭、蒙皮與下法蘭區域進行本體取樣測試，測試結果如圖10所示，尾段殼體上法蘭和蒙皮區域的本體抗拉強度較為接近，均高于下法蘭區域的抗拉強度，蒙皮區域本體試樣屈服強度最高，其次為上法蘭區域，下法蘭區域屈服強度最低；上法蘭、蒙皮與下法蘭區域本體試樣伸長率差異明顯，蒙皮區域伸長率最高；3個區域的彈性模量基本一致，未觀察到明顯的差異。分析認為，由于下法蘭區域壁厚較大，且在冷卻凝固過程中為最后凝固的部位，鑄態組織比上法蘭、蒙皮區域的組織粗大，導致材料強度與塑韌性略差，但均滿足技術指標要求。

3.2 內腔尺寸與組織性能

待ZL114A尾段殼體低壓鑄造后對凝固尺寸進行藍光掃描比對分析，結果見圖11。采用AXE-G7移動式三維光學掃描儀進行藍光掃描，經國防科技工業第一計量測試研究中心校準，校準證書編號為GFJGJL1001220906113。

表4 ZL114A尾段殼體附鑄試樣力學性能測試結果

Tab.4 Mechanical properties test results of specimen of ZL114A tail section shell

圖10 尾段殼體力學性能測試結果

由藍光掃描比對分析結果可知，尾段殼體內腔尺寸無超差區域，所有內腔尺寸均為正值，對于內腔尺寸超厚區域，可采用機械加工進行去除，在批量段將ZL114A尾段殼體徑向凝固收縮率由0.80%調整為1.00%，將高度方向凝固收縮率由0.65%調整為0.95%，內腔尺寸精度達到HB 6103—2004 CT8級，可節省內腔機械加工工序，實現近凈成形精密鑄造，降低ZL114A尾段殼體的批量生產制造成本與生產周期。

ZL114A尾段殼體上法蘭區域、蒙皮區域與下法蘭區域鑄態組織晶粒形貌與拉伸斷口測試結果如圖12所示。ZL114A合金為Al-Si系鑄造鋁合金，鑄態組織主要包括α-Al基體、（α-Al+Si）共晶體、Mg2Si相與Al3Ti相等，在固溶處理時，Mg2Si溶入α-Al基體中形成過飽和固溶體，在175 ℃以下時效時，過飽和固溶體分解產生GP Ⅰ區或GP Ⅱ區，達到最佳強化效果，進一步提高時效溫度后將轉變為β'相或最終平衡相β（Mg2Si）相。通過添加微量的Al-Ti-B中間合金形成Al3Ti或TiB2等高熔點化合物，以Al3Ti、TiB2相作為α-Al基體的結晶核心彌散分布，進而細化α-Al基體晶粒，提高合金的力學性能。本文在ZL114A合金熔鑄階段未添加硅相變質元素做變質處理，鑄態組織中的共晶硅相形貌呈現為板條狀、粗塊狀，與下法蘭區域共晶硅相形貌相比，尾段殼體上法蘭區域、蒙皮區域的共晶硅相未出現明顯的集中分布，且蒙皮區域的共晶硅相尺寸更為細小，硅相的長寬比最低。在上法蘭區域、蒙皮區域與下法蘭區域的拉伸斷口表面可觀察到明顯的沿晶斷裂帶與長條狀韌窩，力學性能測試時拉伸應力集中分布于（Al+Si）共晶組織，（Al+Si）共晶組織中Si相為硬脆相，Al相為FCC晶體結構，滑移面多、材料塑性好；當拉伸應力超出（Al+Si）共晶組織材料的屈服極限時，產生微觀塑性應變，在（Al+Si）共晶組織中出現微裂紋，且微裂紋沿硬脆Si相界面快速擴展，當硬脆Si相表面微裂紋完全擴展后，Si相顆粒被剝離脫落，在拉伸斷口表面形成凹坑（微觀韌窩）。與上法蘭區域、蒙皮區域相比，下法蘭區域沿晶斷裂帶寬度明顯增大，數量有所上升，且韌窩尺寸更為粗大，見圖12d、圖12e與圖12f箭頭位置。基于凝固疏松缺陷仿真計算結果與枝晶相干點溫度測試結果，對尾段殼體凝固成形工藝進行設計優化，調整低壓充型液態成形工藝參數，將尾段殼體內腔安裝凸臺冷鐵材質由黃銅替換為45#鋼，同時將冷鐵厚度由40 mm降至25 mm，調控了凝固固相場的分布，使疏松缺陷數量大大減少，獲得了完整無缺陷的ZL114A尾段殼體鑄件，如圖13所示，且ZL114A尾段殼體的生產合格率顯著提高。

圖11 尾段殼體藍光掃描尺寸測試結果

圖12 晶粒形貌與拉伸斷口測試結果

圖13 工藝改進后的尾段殼體實物

4 結論

1）基于ProCAST軟件對ZL114A尾段殼體充型凝固過程進行了仿真計算分析，ZL114A尾段殼體低壓充型總時長為6.18 s，冷卻凝固總時長為1 881.50 s，充型順序為自下而上，凝固次序為自內向外與自上而下。通過觀察及分析充型與凝固過程流動場、溫度場、充型時間、流動長度與凝固時間等計算結果，預測了疏松缺陷的分布位置與嚴重程度。

2）根據疏松缺陷計算結果并結合凝固過程中枝晶相干點雙電偶熱分析法，提高了低壓充型增壓速度，延長了保壓時間，并對內腔安裝凸臺位置的冷鐵材質及厚度進行了工藝優化，工藝改進后尾段殼體疏松缺陷改善顯著。

3）ZL114A尾段殼體附鑄試樣的平均抗拉強度、屈服強度、伸長率與彈性模量分別為347 MPa、285 MPa、8.5%與72 GPa，本體切取試樣上法蘭區域和蒙皮區域的力學性能基本相當，均高于下法蘭區域的力學性能；徑向、高向凝固收縮率分別由0.80%和0.65%提高至1.00%和0.95%，內腔尺寸精度達到HB 6103-2004 CT8級。鑄態晶粒組織主要由α-Al基體、（α-Al+Si）共晶體、Mg2Si相與Al3Ti等相組成，共晶硅相形貌呈板條狀、粗塊狀，材料斷裂機制為沿晶斷裂與韌窩斷裂，韌窩尺寸粗大且呈板條狀。

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Numerical Simulation and Forming Optimization of ZL114A Tail Section Shell Solidification Process Based on ProCAST

FAN Zhenzhong1,2*, CONG Yan3, WU Linghua4, LI Weidong5, LUO Lei4, ZHANG Yang5, LIU Guo5, ZHANG Yongwei5, WANG Gang5, XIAO Youtao5

(1. Beijing Institute of Aeronautical Materials, Beijing 100095, China; 2.Beijing Advanced Engineering Technology and Application Research Center of Aluminum Materials, Beijing 100095, China; 3. Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing 100076, China; 4. The Fourth Military Representative Office of Xi'an Bureau of Seafarers in Chengdu Area, Chengdu 610100, China; 5. Sichuan Aerospace Changzheng Equipment Manufacturing Co., Ltd., Chengdu 610100, China)

The work aims to use numerical simulation analysis in conjunction with low-pressure filling process to forecast the micro-shrinkage distribution and severity of the ZL114A tail section shell according to the development needs, reducing the micro-shrinkage defects and improving the production conformity. The low-pressure filling and solidification process of the ZL114A tail section shell was simulated by ProCAST software to analyze the flow field and temperature field distribution, filling time, flow length and solidification time and predict the distribution location and severity of micro-shrinkage. Combined with the dendritic coherent point double-eletric-couple thermoanalysis test results, the design of filling process was optimized. Based on the simulation calculation of solidification shrinkage defects and the dendrite coherent point temperature test results, the pressurizing speed was improved and the pressure holding time was extended. After the design optimization of the material and thickness of the chill, a significant reduction in severity of micro-shrinkage was observed. The ZL114A tail section shell in conformity with technical standards is prepared based on the results of numerical simulation computation for guiding the solidification process design.

ZL114A aluminum alloy; numerical simulation; solidification; process optimization; mechanical properties; tail section shell

10.3969/j.issn.1674-6457.2024.03.009

TG244

A

1674-6457(2024)03-0096-12

2024-01-05

2024-01-05

樊振中, 叢延, 吳凌華, 等. 基于ProCAST的ZL114A尾段殼體凝固成形數值模擬與工藝優化[J]. 精密成形工程, 2024, 16(3): 96-107.

FAN Zhenzhong, CONG Yan, WU Linghua, et al. Numerical Simulation and Forming Optimization of ZL114A Tail Section Shell Solidification Process Based on ProCAST[J]. Journal of Netshape Forming Engineering, 2024, 16(3): 96-107.

（Corresponding author）