TC31鈦合金四層舵翼超塑成形/擴(kuò)散連接工藝研究

武 永，周賢軍，吳迪鵬，湯國偉，陳明和

（南京航空航天大學(xué)，南京 210016）

超塑成形/擴(kuò)散連接（SPF/DB）是利用金屬材料超塑溫度與擴(kuò)散連接溫度相近的特點(diǎn)進(jìn)行一體成形的加工方法[1-2]，可制備出重量輕、性能好、結(jié)構(gòu)復(fù)雜的中空構(gòu)件[3-4]，大幅降低部件的重量以及制造成本[5]。鈦合金的重量輕、強(qiáng)度高、高溫成形性能好，具備優(yōu)秀的擴(kuò)散性能，是進(jìn)行超塑成形/擴(kuò)散連接工藝的理想金屬材料[6-8]。飛行器舵翼對(duì)重量、強(qiáng)度和熱性能的要求較高[9]，采用鈦合金中空結(jié)構(gòu)具有較大的優(yōu)勢。

SPF/DB 工藝可成形出包含密封腔體的多層中空結(jié)構(gòu)，如飛行器空心結(jié)構(gòu)舵翼件[10]，具有較廣闊的應(yīng)用前景，國內(nèi)外學(xué)者對(duì)此均進(jìn)行了深入的研究。Salishchev 等[11]采用超細(xì)晶Ti-6Al-4V 鈦合金在750～ 800℃下制備了復(fù)雜的四層中空結(jié)構(gòu)，直立筋成形質(zhì)量好，無明顯缺陷。閆亮亮等[12]利用有限元仿真優(yōu)化了TA15鈦合金四層結(jié)構(gòu)超塑成形/擴(kuò)散連接工藝參數(shù)，在930℃和2MPa 壓力下擴(kuò)散連接1.25h，獲得良好的擴(kuò)散連接界面，最終成功制備了四層方盒樣件。劉雨生等[13]研究了Ti2AlNb金屬間化合物中空結(jié)構(gòu)超塑成形/擴(kuò)散連接工藝，在940℃和10MPa 壓力下擴(kuò)散連接3h，可獲得良好的擴(kuò)散連接界面質(zhì)量，并得到三層和四層空心結(jié)構(gòu)件。

飛行器四層板中空舵翼是超塑成形/擴(kuò)散連接工藝制造的一種典型結(jié)構(gòu)，由面板和內(nèi)部加強(qiáng)筋組成?？紤]到其轉(zhuǎn)軸的傳力，需在舵翼內(nèi)增加傳力結(jié)構(gòu)預(yù)置塊，這對(duì)舵翼的超塑成形/擴(kuò)散連接工藝有了更高要求。秦中環(huán)等[14]在TA15 四層結(jié)構(gòu)中增加了區(qū)域增強(qiáng)塊，在溫度920℃、氣壓2MPa 下保壓1h 制備了區(qū)域增強(qiáng)四層結(jié)構(gòu)，焊合率在80%以上。為提高四層中空舵翼超塑成形/擴(kuò)散連接效率，王大剛等[15]研究了芯板激光預(yù)焊的四層結(jié)構(gòu)舵翼超塑成形/擴(kuò)散連接工藝，顯著提高了成形效率和舵翼芯板的焊接可靠性，減弱了晶粒尺寸粗化的影響。針對(duì)四層中空結(jié)構(gòu)舵翼件的成形缺陷，李保永等[16]分析了工藝參數(shù)對(duì)TA15 四層板表面凹陷的影響，認(rèn)為利用增大蒙皮與芯板厚度比值、在蒙皮處增加背壓等方案可抑制表面溝槽缺陷。經(jīng)過各國學(xué)者的研究，已基本探索出TC4、TA15 等鈦合金四層中空結(jié)構(gòu)舵翼的超塑成形/擴(kuò)散連接工藝解決途徑，而短時(shí)耐高溫的TC31 鈦合金等新材料的高強(qiáng)度、焊接脆性等為其空心舵翼研制帶來困難。

TC31 鈦合金名義成分為Ti-6.5 Al-3Sn-3Zr-3Mo-3Nb-1W-0.2Si，在高溫下具有良好的大載荷持久和蠕變性能，在650～700℃下仍具有550～700MPa 的 抗 拉 強(qiáng) 度，335～ 500MPa 的屈服強(qiáng)度，適用于短時(shí)高溫工作的航空航天結(jié)構(gòu)件[17]，其在900℃以上高溫具有良好的超塑性，是制造耐高溫四層空心舵翼件的良好材料[18]。本文研究TC31 鈦合金四層空心舵翼超塑成形/擴(kuò)散連接的有限元仿真、制造工藝、舵翼件的壁厚及微觀組織，為TC31 高溫鈦合金空心舵翼的超塑成形/擴(kuò)散連接工業(yè)化應(yīng)用提供理論參考。

試驗(yàn)方法

1 試驗(yàn)材料

試驗(yàn)采用寶鈦公司生產(chǎn)的厚度為1.2mm 和0.8mm 的TC31 板料，其化學(xué)成分符合GB/T 3620.1—2016，通過單向拉伸測得室溫抗拉強(qiáng)度1186MPa，延伸率約4%。

TC31 鈦合金在900～950℃下具有良好的超塑性和擴(kuò)散性能?？紤]到過高溫度對(duì)組織性能的不利影響和擴(kuò)散連接效率，選擇在920℃下進(jìn)行四層空心結(jié)構(gòu)舵翼的超塑成形/擴(kuò)散連接工藝研究[19]。TC31 鈦合金在920℃下不同應(yīng)變速率的流動(dòng)應(yīng)力曲線如圖1 所示。在應(yīng)變速率0.001s-1下，延伸率達(dá)到了639%，最大應(yīng)變?yōu)?.0，穩(wěn)態(tài)流動(dòng)應(yīng)力為38.3MPa。

圖1 TC31 在920℃的應(yīng)力-應(yīng)變曲線Fig.1 True strain-stress curve of TC31 at 920℃

2 有限元仿真

采用ABAQUS 仿真軟件模擬了TC31鈦合金四層舵翼的氣脹成形，舵翼目標(biāo)件展長422mm，弦長738mm，最大厚度44mm，壓邊寬度30mm，如圖2（a）所示。舵翼芯板為典型的超塑成形/擴(kuò)散連接的四層方格結(jié)構(gòu)，網(wǎng)格邊長55mm 到65mm 不等，布局如圖2（b）所示，畫線為擴(kuò)散連接邊界，擴(kuò)散焊區(qū)域?qū)挾葹?mm。舵翼件的面板厚度為1.2mm，芯板厚度為0.8mm。

圖2 舵翼件結(jié)構(gòu)Fig.2 Structure of rudder wing part

考慮到舵翼結(jié)構(gòu)的對(duì)稱性，只建立舵翼單側(cè)有限元仿真模型。舵翼件包含承力預(yù)置塊，其制造工序可以描述為：舵翼面板超塑氣脹成形—芯板擴(kuò)散連接—面板切割處理—面板、芯板和預(yù)置塊的裝配安裝—舵翼芯板超塑氣脹成形—舵翼芯板、面板、預(yù)置塊的擴(kuò)散連接。按照舵翼制造工序，需要兩次加熱成形，分別對(duì)面板超塑氣脹成形和芯板超塑氣脹成形進(jìn)行仿真，模擬仿真模型如圖3 所示。

圖3（a）為舵翼面板超塑氣脹成形仿真模型，模具設(shè)置為剛體，直接在面板上施加壓力，壓邊區(qū)域固定。圖3（b）為芯板超塑氣脹成形仿真模型，設(shè)置面板和預(yù)置塊為剛體，芯板網(wǎng)格線區(qū)域?yàn)閿U(kuò)散焊區(qū)域，施加固定約束，在方格區(qū)域施加壓力載荷，壓邊區(qū)域固定。面板和芯板的網(wǎng)格類型為S4R，單元尺寸2mm。為準(zhǔn)確仿真應(yīng)變最大區(qū)域的壁厚分布，選擇芯板最大變形區(qū)域進(jìn)一步細(xì)分網(wǎng)格進(jìn)行有限元仿真分析，如圖3（c）所示，網(wǎng)格單元為S4R，尺寸為0.5mm，模型長69mm，寬68mm，最大深度為22mm。在ABAQUS 仿真模型中，選擇通用摩擦，摩擦系數(shù)為0.2。

圖3 舵翼超塑氣脹仿真模型Fig.3 Simulation model of rudder wing superplastic air expansion

根據(jù)拉伸結(jié)果，選擇應(yīng)變速率0.001s-1，采用ABAQUS 的應(yīng)變速率控制功能優(yōu)化氣脹加載曲線，得到的氣壓加載曲線如圖4 所示。

3 四層舵翼件超塑成形/擴(kuò)散連接試驗(yàn)

利用南京航空航天大學(xué)研制的NUAA-150 熱成形機(jī)床，開展四層舵翼件的超塑成形/擴(kuò)散連接試驗(yàn)，其氣壓控制精度為0.05MPa。首先對(duì)TC31 芯板毛坯進(jìn)行切割和酸洗保護(hù)處理，經(jīng)過酸洗加工出擴(kuò)散焊區(qū)域凸臺(tái)；非焊接區(qū)域噴涂隔離劑，裝配后裝入不銹鋼包套中，氬弧焊封閉并抽真空，放入熱成形爐中擴(kuò)散連接，擴(kuò)散壓力3MPa，擴(kuò)散時(shí)間2h；采用氬弧焊將TC31 兩個(gè)面板封焊，放入舵翼模具中，加熱至高溫，按照圖4 所示加載路徑加壓成形；取出擴(kuò)散焊芯板和超塑面板，切割面板封焊帶，與預(yù)置塊一起酸洗，裝配和封焊，充入氬氣保護(hù)，放入熱成形爐中加熱至成形溫度，按照氣壓加載路徑完成超塑成形/擴(kuò)散連接試驗(yàn)，待熱成形機(jī)床冷卻，取出四層舵翼件。為防止面板的典型凹槽缺陷，在超塑成形/擴(kuò)散連接過程中加載背壓。圖5 為四層舵翼件的超塑脹形氣壓加載曲線與背壓加載曲線。為保證復(fù)雜四層舵翼件超塑成形過程的可靠性，在圖4 中芯板氣脹壓力曲線的基礎(chǔ)上，于氣壓0.8MPa 時(shí)增加保壓時(shí)間0.5h，然后再增加至2MPa，并保壓2h。開始階段，背壓加載至0.1MPa，后增加至0.2MPa，并保壓至成形結(jié)束。

圖4 仿真優(yōu)化氣脹壓力曲線Fig.4 Optimized air expansion pressure curve by simulation

圖5 試驗(yàn)芯板氣壓加載曲線Fig.5 Pressure loading curve of core plate in experiment

4 舵翼壁厚和組織分析

為驗(yàn)證四層空心舵翼件成形質(zhì)量，對(duì)舵翼件進(jìn)行壁厚分布和微觀組織分析。采用游標(biāo)卡尺和超聲測厚儀對(duì)舵翼件面板的壁厚分布進(jìn)行測量。分別對(duì)原始板材、擴(kuò)散焊接焊縫取樣進(jìn)行金相顯微分析。采用線切割取下顯微分析試樣，經(jīng)過800#、1000#、2000#砂紙打磨后進(jìn)行機(jī)械拋光和Kroll 試劑腐蝕，利用江南永新NM910 顯微鏡進(jìn)行金相觀察。

結(jié)果與討論

1 有限元仿真結(jié)果

圖6 為920℃采用圖4 氣壓加載路徑下，四層舵翼件面板和芯板超塑氣脹成形的仿真結(jié)果。圖6（a）中，超塑氣脹成形后，舵翼面板貼模良好，最大變形在預(yù)置塊區(qū)域的圓角處，最小厚度為0.96mm，減薄20%。因預(yù)置塊區(qū)域深度較大，在超塑成形中發(fā)生了不同程度的減薄，厚度分布在0.96 ～1.12mm 之間。圖6（b）為舵翼芯板超塑成形壁厚分布結(jié)果，因四層結(jié)構(gòu)的筋條限制，筋條圓角處變形量較大，四層結(jié)構(gòu)直立筋成形較好。由于各四層結(jié)構(gòu)單胞區(qū)域的深度不同，導(dǎo)致各單胞的變形量不同，最大變形量在靠近預(yù)置塊的單胞圓角區(qū)域。

圖7 為最深區(qū)域單胞的仿真結(jié)果，芯板板料貼合模具程度好，變形最大區(qū)域在靠近預(yù)置塊的圓角區(qū)域。尤其隨著脹形氣壓加大，材料在圓角區(qū)域發(fā)生集中減薄變形，最薄壁厚為0.26mm，減薄率為67.5%，對(duì)應(yīng)的真應(yīng)變量為1.04。根據(jù)圖1 中TC31鈦合金的高溫變形行為，在0.001s-1拉伸曲線范圍內(nèi)，芯板板料發(fā)生變形，不會(huì)集中減薄破裂。而在實(shí)際加工中，板料由于前期受壓，部分非擴(kuò)散焊區(qū)域可能存在粘連，氣脹時(shí)會(huì)出現(xiàn)突然撕裂的情況，當(dāng)撕裂應(yīng)變速率達(dá)到0.1s-1時(shí)，則會(huì)發(fā)生破裂。這對(duì)舵翼件超塑成形/擴(kuò)散連接工藝仿真的精確性提出要求，需要根據(jù)仿真結(jié)果進(jìn)一步調(diào)整成形工藝參數(shù)，再用于試驗(yàn)生產(chǎn)中。

圖8 為有限元仿真得到的四層結(jié)構(gòu)舵翼的面板和芯板的壁厚分布圖。圖8（a）為沿著面板弦長方向測量的壁厚分布，沿著測量線的最薄壁厚為1.04mm，減薄率為13.3%，在預(yù)置塊附近。圖8（b）為沿著展長方向測量的壁厚分布，隨著面板深度的增加，面板的厚度減少，在接近預(yù)置塊的圓角區(qū)域，壁厚為1.16mm，減薄率為3.3%。圖8（c）中四層板芯板的壁厚變化較大，其中預(yù)置塊區(qū)域的四層板厚度最小，為0.28～0.3mm，最大壁厚減薄率達(dá)到了60%以上。圖8（d）中，靠近預(yù)置塊區(qū)域的芯板減薄最嚴(yán)重，達(dá)到了0.55mm，減薄率為31.3%。隨著舵翼厚度增加，模具的深度增加，面板和芯板的變形量增加，材料減薄劇烈程度增加。仿真結(jié)果表明，四層結(jié)構(gòu)中空舵翼面板的壁厚減薄并不大，而芯板的減薄較嚴(yán)重，且壁厚變化也相對(duì)劇烈。

將圖8 中仿真的面板和芯板相加，得到了舵翼件四層板材的合計(jì)壁厚分布，如圖9 所示。舵翼件的最薄區(qū)域在預(yù)置塊圓角附近區(qū)域，最小壁厚1.31mm，減薄率為34.5%。

2 試驗(yàn)結(jié)果

圖10 為成形的TC31 四層板舵翼試驗(yàn)件，試驗(yàn)件外形完整，在0.2MPa的背壓作用下，成形件表面無明顯凹陷。

圖11 為通過超聲測厚儀以及千分尺測量得到的氣脹后的面板厚度分布，仿真能夠較準(zhǔn)確地預(yù)測預(yù)置塊區(qū)域的厚度變化。弦長方向上部分區(qū)域厚度差異較大，試驗(yàn)中的厚度變化量為0.1mm，而仿真中厚度變化量為0.02mm。其他區(qū)域內(nèi)兩者基本一致。

圖6 四層舵翼件面板和芯板仿真結(jié)果Fig.6 Simulation results of shell and four-sheet core plate forming

圖7 芯板最大減薄單胞的壁厚分布仿真圖Fig.7 Thickness distribution of grid cell with the largest thinning rate

圖8 有限元仿真面板和芯板厚度分布Fig.8 Thickness distribution of shell and four-sheet core plate in simulation

圖9 仿真四層板舵翼整體厚度分布圖Fig.9 Thickness distribution of four-sheet rudder wing in simulation

圖12 為四層板芯板網(wǎng)格擴(kuò)散連接處的顯微金相圖片。圖12（a）為TC31 原始板材厚度截面500 倍金相圖，其晶粒呈現(xiàn)明顯的軋制拉長形態(tài)。圖12（b）為擴(kuò)散連接區(qū)域的厚度截面50 倍金相圖，視野中的焊縫長度為2218μm，無可見未焊合縫隙。圖12（c）為擴(kuò)散焊接區(qū)域的厚度截面500 倍金相圖，觀察區(qū)域?yàn)楹附訁^(qū)域邊緣，經(jīng)過擴(kuò)散連接后，α 相晶粒發(fā)生明顯長大，形狀為典型的等軸晶粒，晶粒尺寸為12～20μm。在邊緣右側(cè)擴(kuò)散連接焊縫區(qū)域焊接緊密，無明顯孔洞。通過對(duì)圖12（b）中的焊縫區(qū)域進(jìn)行檢查，計(jì)算得到TC31板材焊合率達(dá)到97%以上。這說明TC31 在920℃下以3MPa 壓力下擴(kuò)散2h，能夠得到幾乎無缺陷的擴(kuò)散連接接頭。

圖10 四層板舵翼成形結(jié)果Fig.10 Experiment result of four-sheet rudder wing

結(jié)論

本文通過仿真與試驗(yàn)研究了TC31 四層板舵翼件超塑成形/擴(kuò)散連接工藝研究，得出如下主要結(jié)論：

圖11 面板厚度對(duì)比圖Fig.11 Thickness distribution comparision of shell

圖12 母材以及擴(kuò)散連接接頭顯微金相圖片F(xiàn)ig.12 Metallographic images of original material and diffusion bonding joint

（1）通過高溫拉伸試驗(yàn)測試TC31鈦合金在920℃下不同應(yīng)變速率高溫變形行為，表明TC31 最佳應(yīng)變速率為0.001s-1，最大延伸率為639%。

（2）舵翼面板在預(yù)置塊圓角區(qū)域減薄最大，約20%，芯板在預(yù)置塊附近的網(wǎng)格最深，減薄最大，為67.5%。開展了中空舵翼件的超塑成形/擴(kuò)散連接成形試驗(yàn)，在面板施加0.2MPa背壓，成形得到了四層舵翼結(jié)構(gòu)。

（3）TC31 鈦合金在920℃溫度和3MPa 壓力下擴(kuò)散2h，晶粒尺寸在12～20μm 之間，焊接界面無明顯缺陷，擴(kuò)散焊合率97%以上。