TA15 钛合金因其卓越的比强度?优异的耐侵蚀机能以及高温不变性，已成为现代航空设备轻量化的关键资料 [1]?统计数据显示，美国 F-22 战斗机迪胙合金用量占比达 41% (质量分数), 中国 J-20 战斗机钛合金比例亦突破 20%, 并出现持续增长态势 [2]?在飞机结构系统中，钛合金不仅利用于蒙皮?翼梁等主承力构件，更在发起机高温部件中阐扬着不成代替的作用 [3-4]?

在钛合金的利用中，板料成形尤其是薄板成形一向是成形领域的难点?室温前提下，TA15 钛合金板材的伸长率仅为 8% ~ 12%, 远低于铝合金的 20% ~30%, 导致传统冷成形难以满足航空零件复杂曲面的成形需要 [3]?现有钻研批注，通过等温成形工艺 (温度区间为 700 ~ 900 ℃) 可使 TA15 钛合金的成形极限提高 200% 以上 [5]; 但随之引发的模具热力耦合效应 (模具与坯料热膨胀系数差距达 8×10-6℃-1) 和工艺参数敏感性 (随温度和应变速度变动等) 显著增长了工艺复杂度 [6-7]?

当前，对钛合金等温成形钻研多聚焦于单工序成形的优化，对多工序的级进成形技术索求尚存空缺 [8-12]?多工序成形迪胙合金零件，每一成形工序必要专用的模具在等温热成形压机上实现零件成形?在每一工序，模具均会在等温热成形设备上经历升温 - 成形 - 降温这一过程，其占用设备功夫约为 3 天，且该过程大部门功夫设备处于高温状态?现有多工序成形钛合金零件的模具大局导致造件周期长?成本高?因而，本钻研针对 TA15 钛合金三角盒形零件，提出一种通过级进模实现的多工序等温热成形工艺，将其称为等温级进热成形工艺?

1、钻研对象

钻研对象为 TA15 钛合金板料成形件，其几何模型如图 1 所示，其壁厚为 1.2 mm, 表形概括尺寸约为 666 mm×45 mm×145 mm, 侧壁与法兰过渡处圆角 (凹模圆角) 半径为 3.5 mm, 侧壁过渡圆角半径为 15 mm, 底部圆角 (凸模圆角) 半径为 5 mm, 翻孔圆角半径为 12 mm?凭据零件技术要求，成形件最大减薄率不大于 25%?

2、多工序等温热成形工艺分析

2.1 成形工艺设计

成形件的投影整体呈三角状态，中央部门有圆形翻孔，翻边高度较深?设计下料?切工艺孔及切割零件表形 3 个分离工序；等温热预拉深?等温热拉深和等温热翻孔 3 个成形工序?成形工艺路线如图 2 所示?

2.2 成形过程有限元仿照

选用有限元软件，别离构建 3 工序等温热成形有限元模型，如图 3~ 图 5 所示?

1) 预拉深工序

上模下行与压边合模，夹持板料持续下行，与下模合模成形?该工序重要成形凸模上的特点状态，在无表侧三角盒形特点的情况下，最大水平地保障凸模成形时的资料塑性流动?

2) 热拉深工序

上模下行与压边合模，夹持前序成形零件持续下行，与下模合模成形?该工序重要成形出三角盒形的状态特点?同时，保障前序成形的凸包特点在该序根基不产生变形?

3) 热翻孔工序

上模下行与压边合模，夹持前序成形零件持续下行，与下模合模成形?该工序重要实现翻孔成形，同时对前序进行校形?

上述 3 个成形工序的天堑前提为: (1) 下模被固定；(2) 上模用位移节造，保障最终合模地位如表 1 所示；(3) 选取位移节造压边，保障压边圈与上模的间隙如表 1 所示；(4) 800 ℃等温热成形；(5) 成形速度为0.5mm.s-1; (6) 上模及压边圈与板料间摩擦因数为 0.2; (7) 下模与板料间摩擦因数为 0.45?

TA15 钛合金在 800 ℃下的弹塑性变形本构模型选取 Johnson-Cook 本构模型，即:

式中:σ为流动应力,MPa;ε为流动应变;ε.为应变速度,s-1;ε0为参考应变速度,取0.001s-1;T?为归一化温度,

T为成形温度K;Troom为室温,为298K;Tmelt为TA15钛合金熔点,为1923K;A为初始屈服应力,MPa;B为应变硬化系数,MPa;C为应变率敏感系数;n为应变硬化指数;m为温度软化指数。

将高温单拉试验获得的数据带入上述本构模型,得到TA15钛合金的高温弹塑性本构模型参数如下:A=930MPa、B=467MPa、n=0.28、C=0.021、m=0.15。

带入本钻研成形温度800℃,均匀应变速度0.01s-1,其本构方程简化为:

表 1 压边及凸凹模间隙设置  Table 1 Setting of blank holder clearance and punch-die clearance

成形及最终零件仿真减薄率云图如图6~图8所示。了局显示,各工序中的成形件均无分裂、褶皱等失效大局。在本钻研中,重要关注的是成形件的厚度变动。如图6所示,等温热预拉深工序(级进工序I)零件成形,零件最大减薄率约为11.3%,呈此刻凸包侧壁;最大增厚率约为16.1%,呈此刻近凸包的法兰边缘。如图7所示,等温热拉深工序(级进工序II)零件成形,零件最大减薄率约为17.1%,呈此刻凸包侧壁;最大增厚率约为35.6%,呈此刻近凸包的法兰边缘。如图8所示,等温热翻孔工序(级进工序III)零件成形,零件最大减薄率约为18.0%,呈此刻翻孔边缘处;最大增厚率约为35.5%,呈此刻近孔的法兰边缘。各工序成形件的

最大减薄率均幼于25%,因而成形满足零件技术要求。

3、等温级进热成形工艺设计

经过对 TA15 钛合金等温热拉深的有限元仿照可知，3 个工序的成形过程是类似的，模具的型腔状态和尺寸靠近?因而，能够思考在一套模具中设计 3 个型腔，形成级进模，实现上述 3 个工序的等温热成形?这样，可能有效提高热成形设备和模具利用率，降低出产周期和成本?

首先，实现级进模的工艺补充面设计，如图 9 所示?

(a) 等温热预拉伸工序 (b) 等温热拉深工序 (c) 等温热翻孔工序

而后，遵循以下准则对 3 个工序的工艺面进行排布: (1) 型腔尽量对称安插，削减设备偏载；(2) 型腔高度一致，保障多工序一样的初始成形地位；(3) 型腔尽量按工艺挨次排布?

3 个工序等温热成形的工艺补充面差距不大，工艺面排布对设备偏载的影响不大，因而对 3 个工艺面的排布不做特殊铺排，仅按成形挨次从左至右顺次排布?

凭据上述 TA15 钛合金零件等温级进热成形工艺，设计了等温级进热成形模结构如图 10 所示?

其重要结构如下:

下模?下模固定于设备下工作平台上?

上模?上模固定于设备上工作平台上，随设备下行实现合模成形工艺作为?

压边?压边搁置于设备下顶杆上?

承压块?承压块保障成形高度?

取料槽?便于 3 工序零件的取放?

顶杆孔?设备顶杆通过顶杆孔带头压边活动?

工艺作为如下:

设备顶杆带头压边升起至合模初始地位；

将各预成形件搁置在压边对应的加工地位上并预热；

设备滑块带头上模与压边合模；

合模后的上模和压边夹持零件整体向下活动，直至与凸模齐全合模后保温保压；

上；爻，压边升起至零件脱离下模，将零件取出?

4、试验验证

拉深试验用双动热成形液压机部门参数如表 2 所示，成形参数参考有限元仿照设置如表 3 所示?

表 2 热成形设备参数

Table 2 Parameters of hot forming equipment

表 3 零件成形参数

Table 3 Forming parameters for part

图 11 为等温级进热成形模实物图，试模过程中发现，在等温级进热成形模满工位工作时，模具运行正常，未产生偏载，试造的零件成形成效优良，级进型面的设计合理；在 I?III 工位空置的情况下，模具产生偏载，试造零件出现压痕?卡模等情况，因而，在批量成形起头和实现，出产零件不能满足满工位工作时，必要用等厚的料片或试验件填充空工位，保障级进模不产生偏载?

图 12 为级进等温热成形各工序的成形件?

(a) 等温热预拉深 (b) 等温热拉深 (c) 等温热翻孔

图 13 为最终成形零件，能够发现，零件成形成效优良，无分裂褶皱等失效大局；零件成形尺寸满足技术要求；最大减薄率约为 19%, 呈此刻翻孔边缘处?

在最终成形零件上截取如图 14 所示的截面，并在截面上拔取 9 个丈量点实测零件的减薄率，与仿真了局对好比表 4 所示，零件试造成形成效与仿照高度一致?

表 4 仿真与实测减薄率对比 (%)

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

5、结论

(1) 工艺设计与仿照优化：基于 TA15 钛合金三角盒形零件的几何特点与成形要求，设计了蕴含下料?预拉深?拉深?切工艺孔?翻孔及表形切割的 6 工序成形路线?利用仿照软件构建了 3 工序等温热成形仿照模型，明确了压边间隙?凸凹模间隙?摩擦因数等关键天堑前提，并通过级进工艺排布实现 3 工序 (预拉深?拉深?翻孔) 在一次模压中同步实现，削减了设备占用功夫与模具数量?

(2) 成形质量验证：仿照了局批注，各工序成形过程中未呈显炱裂?褶皱等缺点，最大减薄率 (18.0%) 切合技术要求 (最大减薄率 ≤25% )?试验验证中，选取双动热成形液压机进行零件试造，成形件尺寸精度达标且表表质量优良，验证了工艺参数的合理性与模具设计的靠得住性?

(3) 模具创新与效能提升：设计的等温级进热成形模通过设计整体工艺作为实现了多工序的高效集成?与传统单序成形相比，设备利用率提高约 50%, 出产周期缩短至原工艺的 1/3, 显著降低了成本?

(4) 利用价值与推广潜力：本钻研为复杂钛合金零件的多工序热成形提供了新思路，尤其合用于航空领域对高精度?轻量化零件的需要?等温级进热成形技术的成功利用，为后续拓展至更多工序或分歧工艺的热成形工艺奠定了基础?

(5) 拓展利用：受限于等温热成形陆续送料机构的搭建难度和等温热成形冲孔工艺的实现难度，本钻研未能实现对钻研对象的陆续级进成形，这也是故障等温级进热成形工艺进一步提高成形效能?降低成本的关键?

参考文件

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