TA15 鈦合金因其卓越的比強(qiáng)度?優(yōu)異的耐腐蝕性能以及高溫穩(wěn)定性，已成為現(xiàn)代航空裝備輕量化的關(guān)鍵材料 [1]?統(tǒng)計數(shù)據(jù)顯示，美國 F-22 戰(zhàn)斗機(jī)的鈦合金用量占比達(dá) 41% (質(zhì)量分?jǐn)?shù)), 中國 J-20 戰(zhàn)斗機(jī)鈦合金比例亦突破 20%, 并呈現(xiàn)持續(xù)增長態(tài)勢 [2]?在飛機(jī)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)中，鈦合金不僅應(yīng)用于蒙皮?翼梁等主承力構(gòu)件，更在發(fā)動機(jī)高溫部件中發(fā)揮著不可替代的作用 [3-4]?

在鈦合金的應(yīng)用中，板料成形尤其是薄板成形一直是成形領(lǐng)域的難點(diǎn)?室溫條件下，TA15 鈦合金板材的伸長率僅為 8% ~ 12%, 遠(yuǎn)低于鋁合金的 20% ~30%, 導(dǎo)致傳統(tǒng)冷成形難以滿足航空零件復(fù)雜曲面的成形需求 [3]?現(xiàn)有研究表明，通過等溫成形工藝 (溫度區(qū)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(fā)的模具熱力耦合效應(yīng) (模具與坯料熱膨脹系數(shù)差異達(dá) 8×10-6℃-1) 和工藝參數(shù)敏感性 (隨溫度和應(yīng)變速率變化等) 顯著增加了工藝復(fù)雜度 [6-7]?

當(dāng)前，對鈦合金等溫成形研究多聚焦于單工序成形的優(yōu)化，對多工序的級進(jìn)成形技術(shù)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?zé)岢尚螇簷C(jī)上完成零件成形?在每一工序，模具均會在等溫?zé)岢尚卧O(shè)備上經(jīng)歷升溫 - 成形 - 降溫這一過程，其占用設(shè)備時間約為 3 天，且該過程大部分時間設(shè)備處于高溫狀態(tài)?現(xiàn)有多工序成形鈦合金零件的模具形式導(dǎo)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(jìn)模實現(xiàn)的多工序等溫?zé)岢尚喂に嚕瑢⑵浞Q為等溫級進(jìn)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(cè)壁與法蘭過渡處圓角 (凹模圓角) 半徑為 3.5 mm, 側(cè)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(jù)零件技術(shù)要求，成形件最大減薄率不大于 25%?

2、多工序等溫?zé)岢尚喂に嚪治?/strong>

2.1 成形工藝設(shè)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(shè)計下料?切工藝孔及切割零件外形 3 個分離工序；等溫?zé)犷A(yù)拉深?等溫?zé)崂詈偷葴責(zé)岱?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(gòu)建 3 工序等溫?zé)岢尚斡邢拊Ｐ停鐖D 3~ 圖 5 所示?

1) 預(yù)拉深工序

上模下行與壓邊合模，夾持板料繼續(xù)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(cè)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(xù)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(fā)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(xù)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(jìn)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?zé)岢尚危?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(shù)為 0.2; (7) 下模與板料間摩擦因數(shù)為 0.45?

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

式中:σ為流動應(yīng)力,MPa;ε為流動應(yīng)變;ε.為應(yīng)變速率,s-1;ε0為參考應(yīng)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(diǎn),為1923K;A為初始屈服應(yīng)力,MPa;B為應(yīng)變硬化系數(shù),MPa;C為應(yīng)變率敏感系數(shù);n為應(yīng)變硬化指數(shù);m為溫度軟化指數(shù)。

將高溫單拉試驗獲得的數(shù)據(jù)帶入上述本構(gòu)模型,得到TA15鈦合金的高溫彈塑性本構(gòu)模型參數(shù)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(yīng)變速率0.01s-1,其本構(gòu)方程簡化為:

表 1 壓邊及凸凹模間隙設(shè)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(jié)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(guān)注的是成形件的厚度變化。如圖6所示,等溫?zé)犷A(yù)拉深工序(級進(jìn)工序I)零件成形,零件最大減薄率約為11.3%,出現(xiàn)在凸包側(cè)壁;最大增厚率約為16.1%,出現(xiàn)在近凸包的法蘭邊緣。如圖7所示,等溫?zé)崂罟ば?級進(jìn)工序II)零件成形,零件最大減薄率約為17.1%,出現(xiàn)在凸包側(cè)壁;最大增厚率約為35.6%,出現(xiàn)在近凸包的法蘭邊緣。如圖8所示,等溫?zé)岱坠ば?級進(jìn)工序III)零件成形,零件最大減薄率約為18.0%,出現(xiàn)在翻孔邊緣處;最大增厚率約為35.5%,出現(xiàn)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(shù)要求。

3、等溫級進(jìn)熱成形工藝設(shè)計

經(jīng)過對 TA15 鈦合金等溫?zé)崂畹挠邢拊M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(shè)計 3 個型腔，形成級進(jìn)模，完成上述 3 個工序的等溫?zé)岢尚?這樣，能夠有效提高熱成形設(shè)備和模具利用率，降低生產(chǎn)周期和成本?

首先，完成級進(jìn)模的工藝補(bǔ)充面設(shè)計，如圖 9 所示?

(a) 等溫?zé)犷A(yù)拉伸工序 (b) 等溫?zé)崂罟ば?(c) 等溫?zé)岱坠ば?/p>

然后，遵循以下原則對 3 個工序的工藝面進(jìn)行排布: (1) 型腔盡量對稱布置，減少設(shè)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?zé)岢尚蔚墓に囇a(bǔ)充面差距不大，工藝面排布對設(shè)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(jù)上述 TA15 鈦合金零件等溫級進(jìn)熱成形工藝，設(shè)計了等溫級進(jìn)熱成形模結(jié)構(gòu)如圖 10 所示?

其主要結(jié)構(gòu)如下:

下模?下模固定于設(shè)備下工作平臺上?

上模?上模固定于設(shè)備上工作平臺上，隨設(shè)備下行完成合模成形工藝動作?

壓邊?壓邊放置于設(shè)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(shè)備頂桿通過頂桿孔帶動壓邊運(yùn)動?

工藝動作如下:

設(shè)備頂桿帶動壓邊升起至合模初始位置；

將各預(yù)成形件放置在壓邊對應(yīng)的加工位置上并預(yù)熱；

設(shè)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(yùn)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(jī)部分參數(shù)如表 2 所示，成形參數(shù)參考有限元模擬設(shè)置如表 3 所示?

表 2 熱成形設(shè)備參數(shù)

Table 2 Parameters of hot forming equipment

表 3 零件成形參數(shù)

Table 3 Forming parameters for part

圖 11 為等溫級進(jìn)熱成形模實物圖，試模過程中發(fā)現(xiàn)，在等溫級進(jìn)熱成形模滿工位工作時，模具運(yùn)行正常，未發(fā)生偏載，試制的零件成形效果良好，級進(jìn)型面的設(shè)計合理；在 I?III 工位空置的情況下，模具發(fā)生偏載，試制零件出現(xiàn)壓痕?卡模等情況，因此，在批量成形開始和結(jié)束，生產(chǎn)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(jìn)模不發(fā)生偏載?

圖 12 為級進(jìn)等溫?zé)岢尚胃鞴ば虻某尚渭?

(a) 等溫?zé)犷A(yù)拉深 (b) 等溫?zé)崂?(c) 等溫?zé)岱?/p>

圖 13 為最終成形零件，可以發(fā)現(xiàn)，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(shù)要求；最大減薄率約為 19%, 出現(xiàn)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(diǎn)實測零件的減薄率，與仿真結(jié)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(jié)論

(1) 工藝設(shè)計與模擬優(yōu)化：基于 TA15 鈦合金三角盒形零件的幾何特征與成形要求，設(shè)計了包含下料?預(yù)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(gòu)建了 3 工序等溫?zé)岢尚文M模型，明確了壓邊間隙?凸凹模間隙?摩擦因數(shù)等關(guān)鍵邊界條件，并通過級進(jìn)工藝排布實現(xiàn) 3 工序 (預(yù)拉深?拉深?翻孔) 在一次模壓中同步完成，減少了設(shè)備占用時間與模具數(shù)量?

(2) 成形質(zhì)量驗證：模擬結(jié)果表明，各工序成形過程中未出現(xiàn)破裂?褶皺等缺陷，最大減薄率 (18.0%) 符合技術(shù)要求 (最大減薄率 ≤25% )?試驗驗證中，采用雙動熱成形液壓機(jī)進(jìn)行零件試制，成形件尺寸精度達(dá)標(biāo)且表面質(zhì)量良好，驗證了工藝參數(shù)的合理性與模具設(shè)計的可靠性?

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

(4) 應(yīng)用價值與推廣潛力：本研究為復(fù)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(lǐng)域?qū)Ω呔?輕量化零件的需求?等溫級進(jìn)熱成形技術(shù)的成功應(yīng)用，為后續(xù)拓展至更多工序或不同工藝的熱成形工藝奠定了基礎(chǔ)?

(5) 拓展應(yīng)用：受限于等溫?zé)岢尚芜B續(xù)送料機(jī)構(gòu)的搭建難度和等溫?zé)岢尚螞_孔工藝的實現(xiàn)難度，本研究未能實現(xiàn)對研究對象的連續(xù)級進(jìn)成形，這也是阻礙等溫級進(jìn)熱成形工藝進(jìn)一步提高成形效率?降低成本的關(guān)鍵?

參考文獻(xiàn)

[1] 周宗熠，相志磊，馬小昭，等。高強(qiáng) β 鈦合金的發(fā)展現(xiàn)狀與強(qiáng)化方法 [J].北京工業(yè)大學(xué)學(xué)報，2024, 50 (5): 620-631.

[2] 劉世鋒，宋璽，薛彤，等。鈦合金及鈦基復(fù)合材料在航空航天的應(yīng)用和發(fā)展 [J].航空材料學(xué)報，2020, 40 (3): 77-94.

[3] Li X, Wei H, Zhang C, et al.Research on hot deformation behavior of TC4 titanium alloy under electromagnetic forming [J].Journal of Aeronautical Materials, 2022, 225: 111502.

[4] 陸子川，張緒虎，微石，等。航天用鈦合金及其精密成形技術(shù)研究進(jìn)展 [J].宇航材料工藝，2020, 50 (4): 1-7.

[5] 魏世龍，裴繼斌.TA15 鈦合金廣域溫度下的力學(xué)性能 [J].鍛壓技術(shù)，2024, 49 (12): 188-197.

[6] 郭文平，施立軍，曹江，等.Ti6Al4V 鈦合金盒形件熱拉深成形 [J].鍛壓技術(shù)，2023, 48 (12): 87-93.

[7] 蘇俊明，施立軍，趙文華，等。等溫?zé)岢尚吴伜辖鹆慵叽缇_控制方法 [J].塑性工程學(xué)報，2023, 30 (3): 39-45.

[8] 張釗，谷雨薇。基于起皺分析的鈦合金異形盒件缺陷控制研究 [J].塑性工程學(xué)報，2023, 30 (12): 55-61.

[9] 孫曉龍，涂璞，葛新，等。熱拉深鈦合金盒形件法蘭褶皺分析 [J].模具工業(yè)，2023, 49 (9): 25-30.

[10] 胡云，林彬。鈦合金曲面類零件的熱沖壓工藝 [J].鍛壓技術(shù)，2023, 48 (3): 95-98.

[11] 商正航，包明昊，陸陶冶，等。多道彎折鈦合金零件的熱成形工藝研究 [J].現(xiàn)代制造技術(shù)與裝備，2024 (2): 70-75.

[12] 高大明，王會東，王玨，等.TC4 鈦合金大深腔反向變曲率復(fù)雜蒙皮零件成形工藝 [J].塑性工程學(xué)報，2023, 30 (2): 48-54.

[13] Zhou Z, Xiang Z, Ma X, et al.Development status and strengthening methods of high-strength β-titanium alloy [J].Journal of Beijing University of Technology, 2024, 50 (5): 620-631.

[14] Liu S F, Song X, Xue T, et al.Application and development of titanium alloy and titanium matrix composites in the aerospace field [J].Journal of Aeronautical Materials, 2020, 40 (3): 77-94.

[15] Wei S L, Pei J B.Mechanical properties of TA15 titanium alloy at a wide range of temperatures [J].Forging & Stamping Technology, 2024, 49 (12): 188-197.

[16] Guo W P, Shi L J, Cao J, et al.Hot drawing on Ti6Al4V titanium alloy box-shaped parts [J].Forging & Stamping Technology, 2023, 48 (12): 87-93.

[17] Su J M, Shi L J, Zhao W H, et al.Precise control method of dimension of isothermal hot formed titanium alloy parts [J].Journal of Plasticity Engineering, 2023, 30 (3): 39-45.

[18] Zhang Z, Gu Y W.Research on defect control of titanium alloy irregular box parts based on wrinkle analysis [J].Journal of Plasticity Engineering, 2023, 30 (12): 55-61.

[19] Sun X L, Tu P, Ge X, et al.Analysis of flange wrinkling in hot drawn titanium alloy box [J].Mould & Die Industry, 2023, 49 (9): 25-30.

[20] Hu Y, Lin B.Hot Stamping Process of Titanium Alloy curved surface parts [J].Forging & Stamping Technology, 2023, 48 (3): 95-98.

[21] Shang Z H, Bao M H, Lu T Y, et al.Research on hot forming process of titanium alloy parts with multiple bends [J].Modern Manufacturing Technology and Equipment, 2024 (2): 70-75.

[22] Gao D M, Wang H D, Wang J, et al.Forming technology of complex skin parts with large deep cavity and reverse variable curvature of TC4 titanium alloy [J].Journal of Plasticity Engineering, 2023, 30 (2): 48-54.