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李 荣
(西安航空学院 飞行器学院，西安 710077)
钛合金和铝合金、钢等其他结构材料相比较具有良好的抗疲劳、抗蠕变和耐腐蚀性能。此外，钛合金还具有良好的高温性能，部分钛合金能够在高于500 ℃温度下正常工作，且在比较宽的温度范围内保持良好的韧性，因此，钛合金广泛应用于航空领域[1]。
为解决钛合金成形难的问题，可采用热蠕变成形工艺，该技术已相当成熟，且大多数钛合金钣金零件都可以采用该工艺成形[2]。热蠕变成形将欲成形的钛合金板材放入温度为600 ℃的模具中，当钛合金板材温度升至600 ℃时，保温保压一段时间，钛合金板材在高温和高压作用下，缓慢蠕变至完全贴模，消除回弹，可降低零件废品率[3]。近年来，蠕变成形仍然是钛合金板材成形的重要工艺之一[4-7]。钛合金热拉深成形是钛合金蠕变成形的难点，采用热蠕变一次成形的工艺方法通常无法生产出合格零件，存在拉深断裂和材料严重变薄的问题[8]。
某型号飞机盒形类零件三维模型图如图1所示，所用材料为TC1钛合金，制备工艺为钛合金板材热拉深成形。TC1钛合金为中等强度低合金化α+β两相钛合金，焊接性能良好，在航空领域常用作飞机蒙皮和进气道材料。然而，TC1钛合金常温塑性差、变形抗力大，加工多以热成形为主[9]。本文对图1所示零件的成形问题进行数值计算分析，制定热拉深成形的工艺，并根据数值计算结果设计模具制备盒型零件。
图1 某型飞机盒形类零件三维模型图
为较为准确地进行数值计算分析并在此基础上制备盒型零件，对TC1钛合金在不同温度下的性能进行测试以获得模拟计算分析所需的有关物性参数。
1.1 各向异性指数
板状试件各向异性指数是指在单向拉应力状态下的不同方向上应变增量比值，其表达式为
(1)
式中：dεb为单向拉深试件的宽度应变增量；
dεt为厚度的应变增量[10]。
表1所示为TC1钛合金板材试样(矩形试样，宽度为12.5 mm，标距长度为50.0 mm)与其轧制方向成90°方向的测试结果。根据式(1)有
(2)
式中：W0为试样宽度；
W为试样变形后的平均宽度；
L0为试样标距长度；
L为试样变形后的长度。根据表1中的测试结果，可得TC1钛合金板材的各向异性指数为1.43。
表1 TC1板材与轧制方向成90°方向测试结果
1.2 不同温度下物性参数
TC1钛合金板材不同温度下物性参数测试采用拉伸法进行测试，使用的设备为CSS-44100电子万能试验机。试验样件的制备依据国家标准规定进行[11]，测试温度为450 ℃、500 ℃和600 ℃。拉伸前和450 ℃条件下拉伸后的TC1钛合金试件如图2所示。
试件在450 ℃、500 ℃和600 ℃温度下测试所得真应力-真应变曲线如图3所示。
图2 TC1钛合金物性参数拉伸试件
图3 TC1钛合金试件真应力-真应变曲线
由图3(a)可知，450 ℃下TC1钛合金真应力-真应变曲线最大真应力为495.0 MPa，最大真应变为0.15。该温度下弹性模量为67.9 GPa。由图3(b)可知，500 ℃时TC1钛合金样件的最大真应力为368.0 MPa，最大真应变为0.31。该温度下TC1钛合金的弹性模量为56.3 GPa。图3(c)表明，600 ℃下TC1钛合金样件的最大真应力为194.0 MPa，最大真应变为0.3。该温度下TC1钛合金的弹性模量为14.2 GPa。
1.3 气压状态材料应变速率敏感性指数
材料应变速率敏感性指数(m)是体现材料抵抗颈缩能力表征材料气压性能的重要指标，表明应力随着应变速率变化而变化的剧烈程度，其值越大，材料的延伸率就越大，气压性能越好[6,12]。
材料应变速率敏感性指数的准确与否，直接关系到有限元数值计算的准确性[13]。应变速率敏感性指数m值可以通过拉伸、压缩、扭转、胀形等方法进行测量，其中最常用较为准确的方法是单向拉伸试验[14]。本文采用速度突变单向拉伸试验法进行TC1钛合金样件m值的测定[15]。
根据国家标准[11]，TC1钛合金速度突变单向拉伸试验采用矩形非比例样件，测试设备为CSS-44100电子万能试验机。夹头先以恒定速率拉伸试样，待稳定后突然增大拉伸速率。测试前后的试件如图4所示，测试的结果示于表2。
图4 TC1钛合金应变速率敏感性指数测定试验试件
表2 TC1钛合金应变速率敏感性指数测定试验数据
根据试验结果所得的试件载荷和位移关系拟合曲线如图5所示。
图5 TC1钛合金拉伸速度突变法载荷与位移关系曲线
由图5可见，当试件的拉伸速率突然增大时，试件的载荷随着位移的增大先减小后增大，当拉伸至A点处试件开始出现非均匀塑性变形，此后随着位移的增大，试件承载能力下降直至试件破坏。基于图5中的曲线用外推法得到点B，由此可得图中B点的载荷大小为67.70 MPa。则TC1钛合金材料应变速率敏感性指数可由下式近似计算：
(3)
由前述测试结果可知，TC1钛合金试样拉伸测试结果表明其最大应力随温度的升高而降低，弹性模量也随之减小，且温度对TC1钛合金材料的性能影响比较明显，后续有限元计算分析和热成形工艺应关注温度的影响。此外，测试结果表明TC1钛合金应变速率敏感性指数m的值为0.59，可进行超塑性成形。
2.1 数值计算分析
对难成形的零件，毛坯的尺寸与形状对零件的成形影响很大，合理确定初始毛坯尺寸与形状可提高成形的可行性。毛坯形状对薄板热压超塑性成形结果也有较大的影响，若毛坯初始形状不合适，成形零件容易出现破裂和起皱等缺陷，甚至无法成形[16]。
如前所述，由于TC1钛合金常温塑性差难以加工成形，其成形应采用热加工工艺，且成形所需模具造价较高。常用热成形工艺有热压成形、超塑性成形和复合成形三种。根据某型号飞机TC1钛合金盒形类零件结构特点，经分析确定采用热压成形和超塑性成形两段成形方法，成形工艺较为复杂。其中，超塑性成形可以借鉴铝合金超塑性成形提高效率的方法[17]。据此，先利用PAMSTAMP2G软件中的反求模块(INVERSE模块)对某型号飞机TC1钛合金盒型零件进行毛坯形状和尺寸的计算，计算流程如图6所示。
图6 毛坯形状和尺寸计算流程图
2.1.1 模具工作型面设计和有限元模型建立
凹凸模模具型面设计、压边圈生成、成形坐标系的建立等是有限元数值计算成形过程的关键因素。零件成形采用热压成形和超塑性成形两段成形方法，所使用的模具包括凹模、凸模、压边装置、密封装置、保温装置和定位装置等。
凹模设计为一套，即热压部分和超塑性部分共用一套凹模。根据所要成形零件的外表面特点，反向生成凹模的模具型面。因成形材料为厚度不足1.0 mm的TC1钛合金薄板件，所以通过成形零件外表面反向生成的轮廓线可直接作为凹模的外缘轮廓线。
凸模仅用于热压成形阶段，超塑性成形过程无需凸模，故凸模设计相对简单，可根据凹模的几何特征和拓扑结构可直接生成凸模。
热压成形和超塑成形所需的压边装置不同：热压成形压边装置的作用主要是为了避免冲压件的外边缘起皱；
超塑性成形的压边装置主要是和密封装置和保温装置一起工作，起到辅助密封和保温的作用。因此在两个成形阶段所需的压边装置不同。
模具的密封可通过密封圈来实现，保温可通过设备所带的保温装置实现[18]。有限元分析中密封和保温可采用软件本身所带模块，设置相应的具体参数即可。
模具选用的材料为Ni7N耐高温不锈钢，对称结构，不规则曲面深型腔，带有4个压边圈，如图7所示。
图7 模具设计图
对于热冲压成形零件，一般设计和制造专用成形设备，通过设备对成形件加热，加热源主要为电加热。将模具加热到成形温度，然后将已加热的坯料置入模具，进行热冲压成形。钣金件顺利成形应全面综合考虑加热温度、工作压力、隔热保温、冷却速率、时间等工艺参数，正确使用保护涂料及润滑剂，并制定合理的工艺规范[19-20]。
设置TC1钛合金盒型零件的参数，给定边界条件和热接触条件就可进行成形过程的有限元计算分析。基于PAM STAMP的板料热压成形有限元数值计算过程如图8所示。
图8 热压成形有限元数值计算过程
TC1钛合金盒型零件热压成形和超塑性成形组合可以为先超塑性成形再热压成形，也可以是先热压成形后超塑性成形。前者存在两个较为严重的问题：钛合金板材变薄，特别是该零件型腔较深，变薄率可达60%以上，不符合零件成形要求；
起皱、翘曲现象比较严重，降低成形精度，不易生产出合格的零件。因此，盒型零件选择先热压后超塑性成形的工艺。如前所述，TC1钛合金属于α+β双相钛合金，在室温平衡态下由α相和少量β相组成，在加热和冷却过程中，会发生相的转变。前期的相关工作表明，TC1钛合金超塑成形温度大约在750～850 ℃，热压成形温度大约在600～680 ℃。如果先将其加热到830 ℃左右进行超塑成形，然后再降温至680 ℃进行热压成形，材料在降温和加热过程中，两相之间进行转化，材料机理将发生变化，难以加工出符合要求的零件。
超塑性成形可以采用PAM软件中的气压模块进行计算分析，则某型号飞机TC1钛合金盒型零件成形热压成形和超塑性成形两段成形的复合成形工艺可利用PAM STAMP2G-2009中的热压和气压模块的结合，先将板料热压至一定形状，然后在同一加热过程中进行气胀吹气成形，使板材完全贴模，由于板材已经压制成一定形状，在贴模阶段体积变形大大降低，因而壁厚几乎没有变化[16]。
2.1.2 模具有限元计算分析
盒型零件的复合成形过程数值模拟的有限元模型如图9所示。
图9 热压成形部分压下量示意图
工装应以经过有限元分析计算的产品工艺型面为设计依据进行具体设计。有限元分析计算涉及热压成形和气压成形(超塑性成形)模具，即热压成形模具和气压成形模具。通过有限元计算分析，确定的成形模具应满足：
(1)热压成形模具的凸模与凹模成形部分应保持均匀并且间隙满足零件厚度及材料流动需求，防止成形过程中发生起皱、裂纹等缺陷出现；
合理设置压边结构或压边装置，为气压成形提供压边料的贮备；
(2)气压成形模具进气系统必须保证与外部气体加压装置的连接密闭性；
凹模底部型面低点处排气孔大小、分布和数量合理；
凹、凸模接合面为密封结构和压边结构。
2.1.3 成形方案的有限元计算分析
根据前述分析，为避免零件在成形过程中起皱，提出了鱼唇形薄壁钛合金零件复合成形方案：将成形模具和压力控制装置连接，成形模具加热到一定温度，放入坯料，预热后，在零件上表面均匀施加一定压力，先进行热压成形再进行气压成形，根据计算分析结果确定零件成形的最佳成形工艺组合。
热压成形涉及到机械加压过程，成形零件与加压装置的存在相互作用，因此，模具型面计算分析主要考虑热压成形阶段。
成形模具型面可以采用两种方案：型面两端敞口和型面两端封闭。图10和11所示分别为型面两端敞口和封闭的型面(图a)和有限元计算分析的模型图(图b)。
图10 两端敞口模具型面：(a)设计图;(b)计算模型图
图11 两端封闭的模具型面：(a)设计图;(b)计算模型图
有限元计算分析结果表明，型面为敞口方案不仅可以减少坯料材料用量，而且模具型面的设计更为简单，减小模具设计的难度。
2.2 热拉深成形可行性验证
热拉深成形可行性验证的装置示意图如图12所示。
图12 热拉深成形可行性验证的装置示意图
试验验证分别采用热拉深一次成形、二次成形、三次成形、四次成形、五次成形的工艺方法，图13所示为热拉深成形工艺流程图。
图13 热拉深成形工艺流程图
2.3 成形结果分析
盒形件拉深最大深度为40 mm，在600 ℃条件下，TC1钛合金坯料成形的热拉深试验结果可知，TC1钛合金盒型零件热拉深次数不高于3次时，由于钛合金较难变形，成形过程中在坯料变形的根部都出现了断裂的情况。此外，验证性试验结果还表明，厚度为1.2 mm材料为TC1钛合金坯料在600 ℃条件下成形盒型零件，单次热拉深的深度最大不能超过9.0 mm。4次热拉深时坯料变形未出现断裂，但变形的坯料明显变薄。
热拉深成形可行性有限元计算分析结果表明，3次成形时坯料出现破裂，无法成形合格的零件，4次成形时可以成零件。为揭示4次成形时坯料的变形情况，对4次成形热拉深进行有限元计算分析。
有限元分析计算冲压成形中所用的凸模是在软件中根据凹模自动生成的。复合成形过程中，冲压成形过程坯料冲至盒型零件深度的2/3处，坯料余下的变形由超塑性成形工艺完成，零件冲压气压复合成形的有限元计算分析模型如图14所示。
图14 盒型零件复合成形有限元计算分析图
图15所示为有限元计算所得的4次热拉深成形的厚度变化云图。根据有限元计算结果可知，冲压变形件的厚度在0.145～1.010 mm之间，零件成形坯料的减薄非常严重。
图16所示为4次热拉深成形超塑性成形(气压成形)阶段的有限元计算贴模云图。计算结果表明，气压成形过程中坯料最大移动距离出现在边缘，移动1.462 mm。零件成形后边缘部分需切除，该部分不影响成形件的质量。在零件成形部分最大移动距离出现在零件的两头，移动距离为0.394 mm，小于0.5 mm的成形精度要求。
为降低零件成形坯料的减薄率，将成形方案调整为冲压成形过程坯料冲至盒型零件深度的1/2处，坯料余下的变形由超塑性成形工艺完成，零件冲压气压复合成形的有限元计算分析模型如图17所示。
图17 盒型零件冲压气压复合成形有限元计算分析图
图18所示为有限元计算所得的4次热拉深成形的厚度变化云图。根据有限元计算结果可知，冲压变形件的厚度在0.21～0.91 mm之间，最薄处出现在两头的非零件区，在零件区的最小厚度为0.41 mm，由此可知，虽然改进方案的坯料成形减薄率较前一方案明显降低，但坯料的减薄依然比较严重，最大减薄率仍比较大。
图18 零件冲压成形厚度云图
图19所示为4次热拉深成形超塑性成形(气压成形)阶段的有限元计算贴模云图。计算结果表明，气压成形过程中坯料最大移动距离出现在边缘，移动0.583 mm。零件成形后边缘部分需切除，该部分不影响成形件的质量。在零件成形部分最大移动距离出现在零件的两头，移动距离为0.325 mm，小于0.5 mm的成形精度要求。
图19 气压成形零件贴模云图
由4次热拉深成形有限元计算分析还可见，压边圈与坯料的接触面积较大，因此零件成形过程中摩擦力较大，成形过程中坯料无法向盒形件凹槽区域流动。即便如此，因为每次热拉深成形的深度未超出单次变形深度极限，所以零件凹槽区域只是明显变薄但未发生坯料的破裂现象。
在有限元计算分析的基础上，盒型零件的最终成形工艺确定为5次热拉深成形的复合成形工艺；
为减小成型过程中坯料与压边圈之间的摩擦力，适当减小坯料的尺寸，使得坯料变形易向凹槽处流动，减轻坯料成型过程中的变薄现象。表3所示为零件成形工艺可行性试验结果。由表3可知，改进后的5次热拉深复合成形工艺成形所需时间变长，可成形合格的盒型零件，此时零件的成形压力在12～14 MPa之间。
表3 TC1钛合金热拉深试验结果
某型飞机TC1钛合金盒型零件成形使用的工装实物如图20所示，成形的合格零件如图21所示。
图20 盒型零件成形工装实物
图21 成形的盒形零件实物
本文以TC1钛合金板材制备某型飞机盒型零件成形为分析对象，利用PAMSTAMP2G有限元成形模拟软件对TC1钛合金的复合成形过程进行模拟，并确定了成形工艺条件。运用多层压边圈多次热拉深的成形工艺方法，确认了该盒型零件成形的可行性。利用PAM STAMP-2G板料成形有限元仿真软件，基于实测材料物性参数可预测TC1钛合金板料在成形过程中可能出现的成形缺陷。据此，采用多次成形的工艺方法，分析了试验件在成形过程中的厚度变化、位移量及拉伸深度对复合成形过程的影响，确定了合适的工艺参数，最终确定为5次热拉伸成形和超塑性成形复合成形工艺并成功制备了合格的TC1钛合金盒型零件，可为薄壁钛合金深腔不规则零件的成形问题提供参考和借鉴。
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