鈦合金具有密度低、 強(qiáng)度高、 屈強(qiáng)比大、 耐高溫以及耐腐蝕等優(yōu)點(diǎn), 廣泛應(yīng)用于航空航天、 生物醫(yī)學(xué)和石油化工等重要領(lǐng)域。 尤其是在航空航天領(lǐng)域, 鈦合金自 20 世紀(jì) 50 年代首次在飛機(jī)機(jī)身上應(yīng)用以來(lái), 鈦合金零件數(shù)量越來(lái)越多, 結(jié)構(gòu)也愈來(lái)愈復(fù)雜, 鈦合金用量已成為衡量飛機(jī)選材先進(jìn)程度和航空工業(yè)發(fā)展水平的重要指標(biāo)。 然而, 與傳統(tǒng)金屬材料相比較, 由于鈦合金自身的伸長(zhǎng)率低、 變形抗力大, 室溫下鈦合金板材的塑性變形能力較差, 成形過(guò)程中容易發(fā)生過(guò)度減薄以及破裂等問(wèn)題, 很難成形出復(fù)雜形狀的鈑金零件[1-4]。

為了提高鈦合金的塑性變形能力, 一般多采用一定溫度條件下的熱成形方法, 并借助材料的高溫軟化效應(yīng), 降低變形抗力、 提高塑性變形能力。 現(xiàn)有資料顯示, 在航空制造領(lǐng)域中 80%以上的鈦合金鈑金零件是采用熱成形制造的, 但高溫加熱、 高溫模具、 高溫過(guò)程質(zhì)量控制等也較大幅度地增加了零件的制造難度和生產(chǎn)成本。 然而, 對(duì)于材料塑性變形能力的提高, 除了采用加熱方式外, 還可以通過(guò)改變板材受力狀態(tài)、 優(yōu)化加載路徑等方式, 同時(shí)也可以選擇新的成形工藝等方法[5-8]。

粘性介質(zhì)壓力成形是近年來(lái)發(fā)展起來(lái)的一種軟模成形工藝, 選用半固態(tài)、 可流動(dòng)及具有一定速率敏感性的高粘度聚合物作為成形用凸模 (或凹模)?，F(xiàn)有研究結(jié)果表明, 復(fù)雜形狀薄壁零件粘性介質(zhì)壓力成形過(guò)程中, 多采用剛性模具作為凹模、 粘性介質(zhì)作為凸模, 在正向粘性介質(zhì)壓力條件下進(jìn)行成形。如高鐵軍等[9]對(duì)復(fù)雜形狀 TA2 鈦合金半管件粘性介質(zhì)壓力成形進(jìn)行了分析, 并成形出滿足條件的零件;汪凱旋等[10]對(duì)底部中空方盒形件粘性介質(zhì)壓力成形進(jìn)行了有限元分析, 得到了坯料預(yù)制孔形狀和尺寸對(duì)其流動(dòng)及變形方式的影響規(guī)律。 而關(guān)于粘性介質(zhì)作為凹模方面的研究較少, 對(duì)于形狀復(fù)雜的錐形、半球形、 拋物線形等深腔類鈑金件, 采用反向壓力的成形質(zhì)量及效果一般要優(yōu)于正向壓力[11-15]。 因此, 本文對(duì)不同反向粘性介質(zhì)壓力條件下的鈦合金板材脹形性能進(jìn)行了系統(tǒng)研究。

1、 實(shí)驗(yàn)方案及材料

1. 1 實(shí)驗(yàn)原理及裝置

圖 1 為反向粘性介質(zhì)壓力脹形原理, 成形過(guò)程中成形坯料置于粘性介質(zhì)與凸模之間, 通過(guò)壓邊圈與介質(zhì)倉(cāng)之間的壓邊筋壓緊, 限制法蘭區(qū)材料流動(dòng),通過(guò)控制凸模向下運(yùn)動(dòng)及反向粘性介質(zhì)壓力之間的耦合作用和變形路徑, 提高板材的脹形性能。 

圖 1中, P 為柱塞壓力, S 為凸模下行距離。圖 2 為鈦合金板材反向粘性介質(zhì)壓力脹形裝置及模具, 主要由脹形模具與液壓控制系統(tǒng)兩大部分組成。 脹形模具由脹形凸模、 壓邊圈及凹模等組成, 考慮到零件復(fù)雜程度與脹形性能的關(guān)系,脹形 過(guò) 程 選 取 凸 模 橢 圓 度 η 分 別 為 1. 0、 0. 9、0. 8、 0. 7 和 0. 6, 凸模長(zhǎng)軸固定不變, 為 100mm。

反向粘性介質(zhì)壓力大小通過(guò)調(diào)整液壓回路節(jié)流閥進(jìn)行控制。

1. 2 實(shí)驗(yàn)材料及力學(xué)性能

實(shí)驗(yàn)用鈦合金牌號(hào)為 TA1, 該材料鈦的含量較高, 成形性能較為優(yōu)異, 主要用于非承力結(jié)構(gòu)件,如飛機(jī)的內(nèi)蒙皮、 發(fā)動(dòng)機(jī)波紋板等。 實(shí)驗(yàn)用 TA1 鈦合金板材的厚度為 0. 5mm, 通過(guò)單向拉伸實(shí)驗(yàn)得到的真實(shí)應(yīng)力-真實(shí)應(yīng)變曲線如圖 3 所示, 材料的屈服強(qiáng)度為 350MPa、 極限強(qiáng)度為 500MPa、 伸長(zhǎng)率為20%。 同時(shí), 為了便于脹形試件的應(yīng)變分析, 脹形前采用光纖激光標(biāo)刻機(jī)在坯料表面印制直徑為Φ2. 5mm的圓形網(wǎng)格。

2、 有限元分析模型

采用有限元軟件 Ansys/ Ls-Dyna 對(duì)鈦合金板材反向粘性介質(zhì)壓力脹形過(guò)程進(jìn)行仿真分析。 建模過(guò)程中考慮到脹形零件及模具結(jié)構(gòu)的對(duì)稱性, 在不影響計(jì)算精度和質(zhì)量的情況下, 為減少運(yùn)算時(shí)間、 提升運(yùn)算效率, 采用 1 / 4 模型輔以約束條件進(jìn)行過(guò)程仿真。 所建立的有限元分析模型如圖 4 所示, 其中粘性介質(zhì)采用 SOLID164 實(shí)體單元, 凸模、 壓邊圈等采用 SHELL163 殼單元, 為保證計(jì)算精度, 所劃分的網(wǎng)格尺寸均為 1. 0mm。 同時(shí)分析過(guò)程中, 對(duì)柱塞分別施加 0、 2、 4、 6 和 8MPa 的 5 種反向粘性介質(zhì)壓力。

3、 有限元分析結(jié)果

圖 5 為反向粘性介質(zhì)壓力脹形過(guò)程, 主要包括3 個(gè)階段: 階段Ⅰ, 脹形凸模與板材接觸并保持不動(dòng), 之后通過(guò)柱塞向上加載粘性介質(zhì)使其達(dá)到指定壓力, 此時(shí)脹形試件形狀與傳統(tǒng)剛性凸模脹形不同,表現(xiàn)出一定的預(yù)反脹形效果; 階段Ⅱ, 在指定反向粘性介質(zhì)壓力作用下凸模向下移動(dòng)實(shí)現(xiàn)脹形, 直至預(yù)反脹形形狀消失; 階段Ⅲ, 凸模繼續(xù)向下移動(dòng)進(jìn)行完全脹形, 直至試件破裂。

3. 1 橢圓度 η=1. 0 凸模反向粘性介質(zhì)壓力脹形

圖 6 為階段Ⅰ橢圓度 η= 1. 0 時(shí)、 不同反向粘性介質(zhì)壓力下脹形試件的截面及等效應(yīng)力分布情況,其中, h1 ~ h5 為不同反向粘性介質(zhì)壓力下試件預(yù)反脹形高度。 此時(shí), 坯料在反向粘性介質(zhì)壓力作用下,變形主要集中在凸模中心與壓邊圈凹模口之間, 并形成了一定的預(yù)反脹形效果。 不同反向粘性介質(zhì)壓力條件下預(yù)反脹形試件高度分別為 0. 0、 6. 3、 7. 6、 9. 1 和 10. 4mm, 隨著反向粘性介質(zhì)壓力的增大而增大; 預(yù)反脹形試件的最大等效應(yīng)力分別為 0. 0、369. 9、 381. 8、 391. 2 和 398. 3MPa, 隨著反向粘性介質(zhì)壓力的增大而增大, 最大等效應(yīng)力主要位于脹形凸模中心與預(yù)反脹形最高處之間的過(guò)渡區(qū)域。 這是由于板材受到凸模與粘性介質(zhì)的摩擦力以及預(yù)反脹形等因素的影響, 從而使最大等效應(yīng)力由脹形試件中心向外側(cè)偏移。

圖 7 為階段Ⅱ橢圓度 η= 1. 0 時(shí)預(yù)反脹形效果消除時(shí)的脹形試件截面形狀及等效應(yīng)力分布情況。 當(dāng)板材完全消除預(yù)反脹形后, 反向粘性介質(zhì)壓力為 0、2、 4、 6 和 8MPa 對(duì)應(yīng)的凸模移動(dòng)距離 S1 ~ S5 分別為 15. 08、 16. 85、 19. 51、 21. 29 和 24. 31mm, 對(duì)應(yīng)的等效應(yīng)力分別為 365. 8、 373. 7、 386. 4、 406. 0和 429. 3MPa。 反向粘性介質(zhì)壓力越大, 消除預(yù)反脹形所需要的凸模移動(dòng)距離越大, 對(duì)應(yīng)的等效應(yīng)力也越大。

圖 8 為階段Ⅲ橢圓度 η= 1. 0 時(shí)不同反向粘性介質(zhì)壓力條件下凸模下行距離與脹形試件最小壁厚分布關(guān)系曲線, 相比剛模脹形, 施加反向粘性介質(zhì)壓力能夠減緩脹形試件壁厚的減薄, 且隨著反向粘性介質(zhì)壓力的增大, 減緩效果有一定的提升。

3. 2 不同橢圓度凸模反向粘性介質(zhì)壓力脹形

假設(shè)脹形破裂試件的最小壁厚為 0. 365mm, 那么凸模橢圓度 η 為 1. 0、 0. 9、 0. 8、 0. 7 和 0. 6 時(shí),無(wú)反向粘性介質(zhì)壓力條件下對(duì)應(yīng)的板材脹形高度分別為 28. 0、 26. 6、 25. 2、 23. 5 和 21. 7mm, 隨著凸模橢圓度的降低, 相同最小壁厚條件下的脹形高度不斷下降。 因此, 成形零件的復(fù)雜程度對(duì)板材脹形性能具有極大的影響。

圖 9 為上述不同橢圓度脹形高度條件下施加6MPa 的反向粘性介質(zhì)壓力與無(wú)反向粘性介質(zhì)壓力(0MPa) 脹形試件的最大等效應(yīng)力對(duì)比。 反向粘性介質(zhì)壓力為 0MPa, 橢圓度 η 分別為 1. 0、 0. 9、0. 8、 0. 7 和 0. 6 時(shí), 對(duì)應(yīng)的最大等效應(yīng)力分別為505. 1、 511. 0、 515. 5、 519. 1 和 520. 5MPa。 反向粘性介質(zhì)壓力為 6MPa 時(shí), 對(duì)應(yīng)的最大等效應(yīng)力分別為 476. 2、 486. 6、 490. 9、 494. 6 和 497. 5MPa,隨著橢圓度 η 的減小, 板材所受最大等效應(yīng)力不斷提高, 成形難度增大。 但與無(wú)反向粘性介質(zhì)壓力相比, 6MPa 的反向粘性介質(zhì)壓力下, 板材的最大等效應(yīng)力均有所降低。 這說(shuō)明反向粘性介質(zhì)壓力的存在可以有效降低成形零件的應(yīng)力集中, 抑制成形過(guò)程中板材的破裂。

4 、實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證及結(jié)果分析

在 0 和 6MPa 反向粘性介質(zhì)壓力下, 進(jìn)行不同橢圓度凸模脹形并得到成形試件的極限脹形高度對(duì)比如 圖 10 所 示。 當(dāng) 橢 圓 度 η 分 別 為 1. 0、 0. 9、0. 8、 0. 7 和 0. 6 時(shí), 在無(wú)反向粘性介質(zhì)壓力條件下的極限脹形高度分別為 29. 1、 27. 5、 26. 4、 25. 4 和24. 5mm; 施加 6MPa 的反向粘性介質(zhì)壓力后, 對(duì)應(yīng)的極限脹形高度分別為 31. 2、 29. 5、 27. 9、 26. 7 和25. 7mm。 對(duì)比可知, 施加 6MPa 的反向粘性介質(zhì)壓力后, TA1 鈦合金板材不同橢圓度凸模極限脹形高度 分 別 提 高 了 7. 5%、 7. 3%、 5. 7%、 5. 1% 和4. 9%, 隨著橢圓度 η 的減小, 成形難度的增大, 提高幅度有所減小。

圖 11 為通過(guò)應(yīng)變網(wǎng)格法測(cè)量得到的不同反向粘性介質(zhì)壓力下的成形極限曲線, 對(duì)比無(wú)反向粘性介質(zhì)壓力脹形 (0MPa), 施加 6MPa 反向粘性介質(zhì)壓力后的成形極限略有提升, 但幅度小于極限脹形高度的提升幅度。 對(duì)比圖 10 和圖 11 可知, 反向粘性介質(zhì)壓力脹形過(guò)程除了應(yīng)力狀態(tài)外, 變形路徑的改變對(duì)提高極限脹形高度的影響最大。

5、 結(jié)論

(1) 鈦合金板材脹形過(guò)程中, 通過(guò)對(duì)鈦合金施加一定大小的反向粘性介質(zhì)壓力, 改變板材的變形路徑和變形規(guī)律, 使板材的變形更加均勻, 從而有效提高了鈦合金板材的脹形性能。

(2) 不同橢圓度凸模反向粘性介質(zhì)壓力脹形研究結(jié)果表明: 隨著脹形凸模橢圓度 η 的減小, 脹形難度增大, 反向粘性介質(zhì)壓力對(duì)鈦合金板材脹形性能的提高幅度有所減小, 需要增大反向粘性介質(zhì)壓力。

(3) 通過(guò)不同反向粘性介質(zhì)壓力極限脹形高度和成形極限圖對(duì)比可知, 相比較應(yīng)力狀態(tài)的改變,反向粘性介質(zhì)壓力大小及對(duì)應(yīng)的變形路徑的改變對(duì)極限脹形高度提高的影響較大。

參考文獻(xiàn):

[1] 李毅,趙永慶,曾衛(wèi)東.航空鈦合金的應(yīng)用及發(fā)展趨勢(shì) [J].材料導(dǎo)報(bào),2020,34 (S1):280-282.

Li Y, Zhao Y Q, Zeng W D. Application and development of aeri- al titanium alloys [J]. Materials Reports, 2020, 34 (S1): 280- 282

[2] 劉志成, 張利軍, 薛祥義. 關(guān)于先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)結(jié)構(gòu)制造用鈦概述 [J]. 航空制造技術(shù), 2017, (6): 76-83.

Liu Z C, Zhang L J, Xue X Y. Overview about advanced fighter aircraft structure made with titanium [ J]. Aeronautical Manufac- turing Technology, 2017, (6): 76-83.

[3] 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(bào), 2020, 40 (3): 77-94.

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

[4] Williams J C, Boyer R R. Opportunities and issues in the applica- tion of titanium alloys for aerospace components [ J]. Metals, 2020, 10 (6): 705.

[5] 王玨, 韓穎杰, 謝洪志, 等. TC4 鈦合金雙曲度復(fù)雜航空零件 熱成形工藝研究 [J]. 塑性工程學(xué)報(bào), 2021, 28 (2): 29-37.

Wang J, Hang Y J, Xie H Z. et, al. Research on hot forming process of TC4 titanium alloy hyperbolic complex aviation part [J]. Journal of Plasticity Engineering, 2021, 28 (2): 29-37.

[6] 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.

Hu Y, Lin B. Hot stamping process of titanium alloy curved sur-face parts [J]. Forging & Stamping Technology, 2023, 48 (3): 95-98.

[7] 陳燦. TA32 高溫鈦合金復(fù)雜飛機(jī)蒙皮零件熱成形工藝研究 [D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2018.

Chen C. Research on Thermoforming Process of Complex Aircraft Skin Parts for TA32 Titanium Alloy [D]. Nanjing: Nanjing Uni-  versity of Aeronautics and Astronautics, 2018.

[8] Maeno T, Tomobe M,Mori K, et al. Hot stamping of titanium alloy sheets using partial contact heating [J]. Procedia Manufactur- ing, 2018, 15: 1149-1155.

[9] 高鐵軍, 劉青, 蔡晉,等. 復(fù)雜形狀TA2 鈦合金半管件黏性介質(zhì)壓 力成形 [J]. 中國(guó)有色金屬學(xué)報(bào), 2016, 26 (4): 790-796.

Gao T J, Liu Q, Cai J, et al. Viscous pressure forming of semipipe parts of complex shape TA2 titanium alloy [J]. The Chinese Journal of Nonferrous Metals, 2016, 26 (4): 790-796.

[10] 汪凱旋, 高鐵軍, 葛蒙召, 等. 底部中空方盒形件粘性介質(zhì)壓 力成形工藝研究 [ J]. 機(jī)械設(shè)計(jì)與制造, 2023, (4): 144- 147.

Wang K X, Gao T J, Ge M Z, et al.Research on viscous pressure forming of square box-shaped  parts with ahole at the bottom [J]. Machinery Design & Manufacture, 2023,(4): 144-147.

[11] 張佳彬. 基于界面效應(yīng)的鋁合金拼焊覆層板脹形性能研究 [D]. 沈陽(yáng): 沈陽(yáng)航空航天大學(xué), 2022.

Zhang J B. Research on Bulging Performance of Aluminum Alloy Tailor-welded Overlapping Sheets Based on Interface Effect [D]. Shenyang: Shenyang Aerospace University, 2022.

[12] 高鐵軍, 王碩, 王曉康, 等. 界面摩擦對(duì) 5A02 / SUS304 覆層板 脹形性能影響的理論及有限元分析 [ J]. 塑性工程學(xué)報(bào), 2019, 26 (4): 194-199.

Gao T J, Wang S, Wang X K, et al. Theoretical and finite ele- ment analysis of influence of interface friction on bulging perform- ance of 5A02/ SUS304 overlapping sheet [J]. Journal of Plasticity Engineering, 2019, 26 (4): 194-199.

[13] 馮蘇樂(lè). 5A06 鋁合金非對(duì)稱件雙向加壓拉深成形研究 [D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業(yè)大學(xué), 2011.

Feng S L. Drawing of 5A06 Aluminum Alloy Chamfered Cup with Double Side Pressure [D]. Harbin: Harbin Institute of Technolo- gy, 2011.

[14] 徐永超, 韓思雨, 劉勝京. 液室壓力加載路徑對(duì) 5A06 鋁合 金錐形件充液拉深成形的影響 [ J]. 鍛壓技術(shù), 2022, 47 (12): 38-43.

Xu Y C, Han S Y, Liu S J. Influence of cavity pressure loading path on hydroforming for 5A06 aluminum alloy conical cups [J]. Forging & Stamping Technology, 2022, 47 (12): 38-43.

[15] Gao T J, Zhang J B, Wang K X. Viscous backpressure forming and feasibility study of hemispherical aluminum alloy parts [ J]. The International Journal of Advanced Manufacturing Technology, 2022, 119 (7-8): 5069-5078.

相關(guān)鏈接