TA15鈦合金航空復雜構件等溫級進熱成形工藝創新:多工序集成、數值模擬與試驗驗證

TA15 鈦合金因其卓越的比強度?優異的耐腐蝕性能以及高溫穩定性，已成為現代航空裝備輕量化的關鍵材料 [1]?統計數據顯示，美國 F-22 戰斗機的鈦合金用量占比達 41% (質量分數), 中國 J-20 戰斗機鈦合金比例亦突破 20%, 并呈現持續增長態勢 [2]?在飛機結構系統中，鈦合金不僅應用于蒙皮?翼梁等主承力構件，更在發動機高溫部件中發揮著不可替代的作用 [3-4]?

在鈦合金的應用中，板料成形尤其是薄板成形一直是成形領域的難點?室溫條件下，TA15 鈦合金板材的伸長率僅為 8% ~ 12%, 遠低于鋁合金的 20% ~30%, 導致傳統冷成形難以滿足航空零件復雜曲面的成形需求 [3]?現有研究表明，通過等溫成形工藝 (溫度區間為 700 ~ 900 ℃) 可使 TA15 鈦合金的成形極限提高 200% 以上 [5]; 但隨之引發的模具熱力耦合效應 (模具與坯料熱膨脹系數差異達 8×10-6℃-1) 和工藝參數敏感性 (隨溫度和應變速率變化等) 顯著增加了工藝復雜度 [6-7]?

當前，對鈦合金等溫成形研究多聚焦于單工序成形的優化，對多工序的級進成形技術探索尚存空白 [8-12]?多工序成形的鈦合金零件，每一成形工序需要專用的模具在等溫熱成形壓機上完成零件成形?在每一工序，模具均會在等溫熱成形設備上經歷升溫 - 成形 - 降溫這一過程，其占用設備時間約為 3 天，且該過程大部分時間設備處于高溫狀態?現有多工序成形鈦合金零件的模具形式導致制件周期長?成本高?因此，本研究針對 TA15 鈦合金三角盒形零件，提出一種通過級進模實現的多工序等溫熱成形工藝，將其稱為等溫級進熱成形工藝?

1、研究對象

研究對象為 TA15 鈦合金板料成形件，其幾何模型如圖 1 所示，其壁厚為 1.2 mm, 外形輪廓尺寸約為 666 mm×45 mm×145 mm, 側壁與法蘭過渡處圓角 (凹模圓角) 半徑為 3.5 mm, 側壁過渡圓角半徑為 15 mm, 底部圓角 (凸模圓角) 半徑為 5 mm, 翻孔圓角半徑為 12 mm?根據零件技術要求，成形件最大減薄率不大于 25%?

2、多工序等溫熱成形工藝分析

2.1 成形工藝設計

成形件的投影整體呈三角形狀，中間部分有圓形翻孔，翻邊高度較深?設計下料?切工藝孔及切割零件外形 3 個分離工序；等溫熱預拉深?等溫熱拉深和等溫熱翻孔 3 個成形工序?成形工藝路線如圖 2 所示?

2.2 成形過程有限元模擬

選用有限元軟件，分別構建 3 工序等溫熱成形有限元模型，如圖 3~ 圖 5 所示?

1) 預拉深工序

上模下行與壓邊合模，夾持板料繼續下行，與下模合模成形?該工序主要成形凸模上的特征形狀，在無外側三角盒形特征的情況下，最大程度地保證凸模成形時的材料塑性流動?

2) 熱拉深工序

上模下行與壓邊合模，夾持前序成形零件繼續下行，與下模合模成形?該工序主要成形出三角盒形的形狀特征?同時，保證前序成形的凸包特征在該序基本不發生變形?

3) 熱翻孔工序

上模下行與壓邊合模，夾持前序成形零件繼續下行，與下模合模成形?該工序主要完成翻孔成形，同時對前序進行校形?

上述 3 個成形工序的邊界條件為: (1) 下模被固定；(2) 上模用位移控制，保證最終合模位置如表 1 所示；(3) 采用位移控制壓邊，保證壓邊圈與上模的間隙如表 1 所示；(4) 800 ℃等溫熱成形；(5) 成形速率為0.5mm.s-1; (6) 上模及壓邊圈與板料間摩擦因數為 0.2; (7) 下模與板料間摩擦因數為 0.45?

TA15 鈦合金在 800 ℃下的彈塑性變形本構模型采用 Johnson-Cook 本構模型，即:

式中:σ為流動應力,MPa;ε為流動應變;ε.為應變速率,s-1;ε0為參考應變速率,取0.001s-1;T?為歸一化溫度,

T為成形溫度K;Troom為室溫,為298K;Tmelt為TA15鈦合金熔點,為1923K;A為初始屈服應力,MPa;B為應變硬化系數,MPa;C為應變率敏感系數;n為應變硬化指數;m為溫度軟化指數。

將高溫單拉試驗獲得的數據帶入上述本構模型,得到TA15鈦合金的高溫彈塑性本構模型參數如下:A=930MPa、B=467MPa、n=0.28、C=0.021、m=0.15。

帶入本研究成形溫度800℃,平均應變速率0.01s-1,其本構方程簡化為:

表 1 壓邊及凸凹模間隙設置  Table 1 Setting of blank holder clearance and punch-die clearance

成形及最終零件仿真減薄率云圖如圖6~圖8所示。結果顯示,各工序中的成形件均無破裂、褶皺等失效形式。在本研究中,主要關注的是成形件的厚度變化。如圖6所示,等溫熱預拉深工序(級進工序I)零件成形,零件最大減薄率約為11.3%,出現在凸包側壁;最大增厚率約為16.1%,出現在近凸包的法蘭邊緣。如圖7所示,等溫熱拉深工序(級進工序II)零件成形,零件最大減薄率約為17.1%,出現在凸包側壁;最大增厚率約為35.6%,出現在近凸包的法蘭邊緣。如圖8所示,等溫熱翻孔工序(級進工序III)零件成形,零件最大減薄率約為18.0%,出現在翻孔邊緣處;最大增厚率約為35.5%,出現在近孔的法蘭邊緣。各工序成形件的

最大減薄率均小于25%,因此成形滿足零件技術要求。

3、等溫級進熱成形工藝設計

經過對 TA15 鈦合金等溫熱拉深的有限元模擬可知，3 個工序的成形過程是相似的，模具的型腔形狀和尺寸接近?因此，可以考慮在一套模具中設計 3 個型腔，形成級進模，完成上述 3 個工序的等溫熱成形?這樣，能夠有效提高熱成形設備和模具利用率，降低生產周期和成本?

首先，完成級進模的工藝補充面設計，如圖 9 所示?

(a) 等溫熱預拉伸工序 (b) 等溫熱拉深工序 (c) 等溫熱翻孔工序

然后，遵循以下原則對 3 個工序的工藝面進行排布: (1) 型腔盡量對稱布置，減少設備偏載；(2) 型腔高度一致，保證多工序相同的初始成形位置；(3) 型腔盡量按工藝順序排布?

3 個工序等溫熱成形的工藝補充面差距不大，工藝面排布對設備偏載的影響不大，因此對 3 個工藝面的排布不做特殊安排，僅按成形順序從左至右依次排布?

根據上述 TA15 鈦合金零件等溫級進熱成形工藝，設計了等溫級進熱成形模結構如圖 10 所示?

其主要結構如下:

下模?下模固定于設備下工作平臺上?

上模?上模固定于設備上工作平臺上，隨設備下行完成合模成形工藝動作?

壓邊?壓邊放置于設備下頂桿上?

承壓塊?承壓塊保證成形高度?

取料槽?便于 3 工序零件的取放?

頂桿孔?設備頂桿通過頂桿孔帶動壓邊運動?

工藝動作如下:

設備頂桿帶動壓邊升起至合模初始位置；

將各預成形件放置在壓邊對應的加工位置上并預熱；

設備滑塊帶動上模與壓邊合模；

合模后的上模和壓邊夾持零件整體向下運動，直至與凸模完全合模后保溫保壓；

上模回程，壓邊升起至零件脫離下模，將零件取出?

4、試驗驗證

拉深試驗用雙動熱成形液壓機部分參數如表 2 所示，成形參數參考有限元模擬設置如表 3 所示?

表 2 熱成形設備參數

Table 2 Parameters of hot forming equipment

表 3 零件成形參數

Table 3 Forming parameters for part

圖 11 為等溫級進熱成形模實物圖，試模過程中發現，在等溫級進熱成形模滿工位工作時，模具運行正常，未發生偏載，試制的零件成形效果良好，級進型面的設計合理；在 I?III 工位空置的情況下，模具發生偏載，試制零件出現壓痕?卡模等情況，因此，在批量成形開始和結束，生產零件不能滿足滿工位工作時，需要用等厚的料片或試驗件填充空工位，保證級進模不發生偏載?

圖 12 為級進等溫熱成形各工序的成形件?

(a) 等溫熱預拉深 (b) 等溫熱拉深 (c) 等溫熱翻孔

圖 13 為最終成形零件，可以發現，零件成形效果良好，無破裂褶皺等失效形式；零件成形尺寸滿足技術要求；最大減薄率約為 19%, 出現在翻孔邊緣處?

在最終成形零件上截取如圖 14 所示的截面，并在截面上選取 9 個測量點實測零件的減薄率，與仿真結果對比如表 4 所示，零件試制成形效果與模擬高度一致?

表 4 仿真與實測減薄率對比 (%)

Table 4 Comparison of thinning rate between simulation and measured (%)

5、結論

(1) 工藝設計與模擬優化：基于 TA15 鈦合金三角盒形零件的幾何特征與成形要求，設計了包含下料?預拉深?拉深?切工藝孔?翻孔及外形切割的 6 工序成形路線?利用模擬軟件構建了 3 工序等溫熱成形模擬模型，明確了壓邊間隙?凸凹模間隙?摩擦因數等關鍵邊界條件，并通過級進工藝排布實現 3 工序 (預拉深?拉深?翻孔) 在一次模壓中同步完成，減少了設備占用時間與模具數量?

(2) 成形質量驗證：模擬結果表明，各工序成形過程中未出現破裂?褶皺等缺陷，最大減薄率 (18.0%) 符合技術要求 (最大減薄率 ≤25% )?試驗驗證中，采用雙動熱成形液壓機進行零件試制，成形件尺寸精度達標且表面質量良好，驗證了工藝參數的合理性與模具設計的可靠性?

(3) 模具創新與效率提升：設計的等溫級進熱成形模通過設計整體工藝動作實現了多工序的高效集成?與傳統單序成形相比，設備利用率提高約 50%, 生產周期縮短至原工藝的 1/3, 顯著降低了成本?

(4) 應用價值與推廣潛力：本研究為復雜鈦合金零件的多工序熱成形提供了新思路，尤其適用于航空領域對高精度?輕量化零件的需求?等溫級進熱成形技術的成功應用，為后續拓展至更多工序或不同工藝的熱成形工藝奠定了基礎?

(5) 拓展應用：受限于等溫熱成形連續送料機構的搭建難度和等溫熱成形沖孔工藝的實現難度，本研究未能實現對研究對象的連續級進成形，這也是阻礙等溫級進熱成形工藝進一步提高成形效率?降低成本的關鍵?

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