TA15/Ti2AlNb四層空心舵翼超塑成形/擴(kuò)散連接工藝研究

武永，周賢軍，吳迪鵬，秦中環(huán)，李保永，陳明和

TA15/Ti2AlNb四層空心舵翼超塑成形/擴(kuò)散連接工藝研究

武永1，周賢軍1，吳迪鵬1，秦中環(huán)2，李保永2，陳明和1

（1. 南京航空航天大學(xué) 機(jī)電學(xué)院，南京 210016；2. 北京航星機(jī)器制造有限公司，北京 100013）

研究TA15/Ti2AlNb異種合金四層空心舵翼件成形/擴(kuò)散連接工藝，獲得合理的工藝參數(shù)，掌握塑性變形和擴(kuò)散連接規(guī)律，推動(dòng)異種合金輕量化中空結(jié)構(gòu)件的應(yīng)用。采用MSC.Marc有限元仿真了TA15/Ti2AlNb異種合金四層空心舵翼超塑成形/擴(kuò)散連接工藝過(guò)程，根據(jù)2種材料的高溫變形規(guī)律優(yōu)化出氣壓加載曲線，開展了空心舵翼的超塑成形/擴(kuò)散連接實(shí)驗(yàn)研究，測(cè)試了舵翼的壁厚分布，分析了焊縫的金相組織。成功制備了TA15芯板直立筋良好、三角區(qū)寬度僅1.1 mm的四層空心舵翼，面板最大減薄率為20.0%，芯板最大減薄率為54.2%，芯板與面板之間擴(kuò)散連接區(qū)域的焊合率為46.8%～98.6%。超塑成形/擴(kuò)散連接工藝可制造TA15/Ti2AlNb異種合金空心結(jié)構(gòu)，2種合金高溫流動(dòng)應(yīng)力的顯著差別避免了表面溝槽缺陷，但當(dāng)整形壓力和保壓時(shí)間不足時(shí)，四層結(jié)構(gòu)內(nèi)各處擴(kuò)散連接焊合率存在不穩(wěn)定性。

鈦合金；Ti2AlNb合金；超塑成形/擴(kuò)散連接；焊合率

隨著飛行器速度的不斷提高，飛行器舵翼等構(gòu)件的工作環(huán)境更加惡劣[1-2]，對(duì)耐高溫、輕質(zhì)和高尺寸精度等性能有了更高的要求[3]。采用超塑成形/擴(kuò)散連接工藝（SPF/DB）可制備出高精度、高可靠性的低成本鈦合金四層空心舵翼、整體壁板、口蓋等零件[4]，比傳統(tǒng)的蒙皮和骨架裝配制造的方法更具強(qiáng)量化優(yōu)勢(shì)，具有廣闊的應(yīng)用前景[5-6]。

部分學(xué)者已研制出TC4[7-9]、TA15[10-12]和TC31[13]等鈦合金的四層空心舵翼，常見的制造缺陷有表面溝槽、三角區(qū)空隙較大、擴(kuò)散焊接質(zhì)量差和晶粒粗大等，也成為了四層結(jié)構(gòu)制備的難點(diǎn)。李保永等[14]分析了四層結(jié)構(gòu)SPF/DB工藝表面溝槽缺陷的形成機(jī)理，當(dāng)面板/芯板厚度較小或板料間摩擦較大時(shí)，面板在壓應(yīng)力作用下失穩(wěn)起皺，并逐漸形成溝槽缺陷，并基于研究結(jié)果提出了增加背壓或提高面板/芯板厚度比的方法。李保永等[15]在研制TA15/Ti60異種合金四層空心舵翼時(shí)發(fā)現(xiàn)，利用Ti60鈦合金面板比TA15鈦合金芯板的高溫流動(dòng)應(yīng)力大的特點(diǎn)，可有效抑制面板的溝槽缺陷，利用Ti60鈦合金在550～600 ℃下耐高溫性能良好和舵翼表面溫度高于內(nèi)部溫度的梯度溫度分布特點(diǎn)，可既保證舵翼的高溫服役性能，又巧妙利用TA15芯板優(yōu)異的超塑變形性能。

以O(shè)相和B2相為基體的Ti2AlNb金屬間化合物具有良好的高溫抗蠕變性能和強(qiáng)度，可在650 ℃以上的高溫環(huán)境長(zhǎng)期服役。Ti2AlNb基合金的超塑成形溫度高、變形抗力大、超塑性能不佳等特點(diǎn)限制了Ti2AlNb合金四層空心舵翼的SPF/DB工藝的應(yīng)用[16-19]。采用異種合金板料SPF/DB工藝制備梯度耐高溫舵翼件，有利于抑制面板溝槽缺陷，擴(kuò)大SPF/DB工藝的適用范圍，又可為梯度耐高溫結(jié)構(gòu)和輕量化結(jié)構(gòu)提供新思路。文中以Ti2AlNb薄板為面板，以TA15薄板為芯板，采用SPF/DB工藝制備TA15/Ti2AlNb異種合金的四層空心舵翼，可充分發(fā)揮Ti2AlNb合金良好的耐高溫性能與TA15合金優(yōu)異的超塑變形性能。在變形溫度下，Ti2AlNb合金流動(dòng)應(yīng)力顯著高于TA15合金，這抑制了Ti2AlNb面板表面缺陷，可制造表面質(zhì)量好、尺寸精度高的零件。為此，開展了TA15/Ti2AlNb異種合金的SPF/DB工藝的有限元仿真與實(shí)驗(yàn)研究，驗(yàn)證梯度耐高溫舵翼SPF/DB工藝的可行性，為工業(yè)應(yīng)用提供理論與實(shí)驗(yàn)支撐。

1 實(shí)驗(yàn)

1.1 材料

實(shí)驗(yàn)板材為寶鈦Ti2AlNb和TA15軋制板。Ti2AlNb板材名義成分為Ti-22Al-24Nb-0.5Mo，厚度為1.1 mm。TA15名義成分為Ti-6.5Al-2Zr-1Mo-1V，厚度為1.2 mm。

1.2 有限元仿真

采用MSC.Marc有限元軟件對(duì)Ti2AlNb面板與TA15芯板的超塑成形過(guò)程進(jìn)行仿真，舵翼模擬件面板與芯板的尺寸如圖1所示。舵翼展長(zhǎng)194 mm，弦長(zhǎng)310 mm，最大厚度為30 mm，最深處曲面邊緣距離曲面中心10 mm，舵翼面邊緣夾角為10°。內(nèi)部填充48 mm×48 mm的空心夾層格，擴(kuò)散連接區(qū)域如圖1b中的網(wǎng)格線所示，焊接寬度為3 mm。因Ti2AlNb和TA15的最佳超塑性變形溫度差異較大，為提高Ti2AlNb面板尺寸精度，避免TA15芯板晶粒過(guò)度粗大，選擇采用分步法制造四層舵翼件。首先，在950 ℃氣脹成形出Ti2AlNb面板，在920 ℃和2 MPa壓力條件下預(yù)先將芯板擴(kuò)散連接，再裝配封焊預(yù)成形面板和預(yù)先焊接芯板，放入930 ℃下按照預(yù)設(shè)氣壓加載路徑進(jìn)行超塑成形/擴(kuò)散連接，待成形結(jié)束后爐冷取件。

圖1 四層空心舵翼模擬件坯料及三維示意圖

1.3 超塑成形/擴(kuò)散連接實(shí)驗(yàn)

采用南京航空航天大學(xué)的真空SPF/DB機(jī)床開展實(shí)驗(yàn)，最高工作溫度為1 300 ℃，溫度控制精度為±5 ℃，平臺(tái)尺寸為600 mm，配有高精度程控氣壓加載系統(tǒng)，設(shè)有2路氣路進(jìn)出口。實(shí)驗(yàn)前，采用HF和HNO3溶液對(duì)Ti2AlNb和TA15板材毛坯進(jìn)行酸洗處理。采用線切割切開成形得到舵翼，通過(guò)千分尺測(cè)量舵翼壁厚分布。采用線切割在舵翼典型位置取樣，經(jīng)過(guò)電解拋光和Kroll試劑腐蝕后，采用金相顯微鏡觀察微觀組織。

2 結(jié)果與分析

2.1 有限元仿真結(jié)果

高溫單向拉伸實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，Ti2AlNb板材在950 ℃和應(yīng)變速率0.001 s?1下的伸長(zhǎng)率為136%。TA15鈦合金在930 ℃和應(yīng)變速率0.001 s?1下的伸長(zhǎng)率為639%，初步判斷其滿足30 mm厚的四層空心舵翼超塑成形要求?？刂?.001 s?1的恒定應(yīng)變速率，采用MSC.Marc仿真軟件的超塑成形控制模塊反求出超塑成形氣壓加載曲線?？紤]到實(shí)驗(yàn)設(shè)備的安全性，設(shè)定Ti2AlNb面板最大脹形氣壓為3 MPa，保壓時(shí)間為10 min，氣壓加載曲線如圖2a所示。設(shè)定TA15芯板最大脹形氣壓為2 MPa，保壓時(shí)間為2 h。為避免TA15芯板超塑氣壓脹形的破裂缺陷，在0.8 MPa氣壓下增加0.5 h調(diào)整平臺(tái)，在1.5 MPa氣壓下增加1 h調(diào)整平臺(tái)，氣壓加載曲線如圖2b所示。

圖3a為按照?qǐng)D2a的氣壓加載路徑得到的Ti2AlNb面板超塑成形仿真結(jié)果。由于Ti2AlNb在950 ℃的變形抗力仍較大，在3 MPa下脹形10 min，舵翼圓角仍未完全貼模，在圓角處的最大應(yīng)變量為0.14。沿著圖3a中舵翼面板的虛線方向測(cè)量壁厚，結(jié)果如圖3b所示。隨著氣脹壓力升高，板料變形明顯，各區(qū)域先后減薄。在1 950 s后，主要的變形集中于圓角區(qū)域的整形。在2 600 s時(shí)，面板厚度在0.95～ 1.1 mm內(nèi)分布，在圓角區(qū)域定點(diǎn)材料處最薄，最大減薄率為18.2%，這在Ti2AlNb板材950 ℃的成形極限范圍內(nèi)，但由于成形時(shí)間太短，材料的貼模效果一般，最深處圓角曲面邊緣到中心的距離超過(guò)了15 mm。

圖2 四層舵翼的面板與芯板壓力加載曲線

圖3 四層空心舵翼面板仿真結(jié)果

圖4為TA15芯板在圖2b氣壓加載路徑下超塑成形的仿真結(jié)果。直立筋處TA15成形質(zhì)量良好，芯板與面板緊密貼合，圓角充填效果較好。圖4a為芯板的壁厚分布結(jié)果，沿舵翼弦長(zhǎng)與展長(zhǎng)方向測(cè)量線壁厚分布如圖4b和圖4c所示。芯板壁厚在擴(kuò)散焊位置變化顯著，呈周期性交替變化，各胞體的圓角處材料減薄率最大。對(duì)于單個(gè)TA15胞體的超塑成形，胞體中心最先貼模，然后周邊逐漸貼模，最后完成圓角充填成形。在三角區(qū)圓角以及筋條邊緣位置，隨著TA15鈦合金板材不斷充填圓角，變形量不斷增大，板料厚度會(huì)隨著成形的進(jìn)行發(fā)生急劇變化，由1 800 s時(shí)的0.8～0.9 mm迅速下降至3 600 s時(shí)的0.4～0.5 mm。在3 600 s后，網(wǎng)格胞體之間相互充分貼合，只有圓角與筋條邊緣處進(jìn)一步減薄，這是小圓角不同充填成形的結(jié)果，也是TA15芯板最易發(fā)生破裂的位置。

在舵翼最厚區(qū)域，TA15的壁厚為0.75 mm，減薄率為37.5%，真實(shí)應(yīng)變?yōu)?.39。在舵翼最深處的直立筋貼模圓角處，TA15板料壁厚為0.28 mm，減薄率為76.7%，真實(shí)應(yīng)變?yōu)?.26。在TA15芯板直立筋十字交叉的貼模圓角處，隨超塑氣脹成形的進(jìn)行，4個(gè)胞體圓角不斷減小，圓角壁厚減小至0.26 mm，最大減薄率為78.3%，真實(shí)應(yīng)變?yōu)?.52。高溫單向拉伸結(jié)果表明，在930 ℃和應(yīng)變速率0.001 s?1條件下，TA15的極限應(yīng)變?yōu)?.0左右，可滿足本舵翼零件的研制需求。在930 ℃和應(yīng)變速率為0.001 s?1條件下，Ti2AlNb和TA15鈦合金峰值流動(dòng)應(yīng)力分別為137 MPa和12 MPa，2種材料之間的流動(dòng)應(yīng)力差異抑制了面板失穩(wěn)導(dǎo)致的表面溝槽缺陷。

圖4 TA15鈦合金芯板成形仿真結(jié)果

2.2 TA15/Ti2AlNb舵翼SPF/DB實(shí)驗(yàn)結(jié)果

按照?qǐng)D2的氣壓加壓路徑，采用SPF/DB工藝成功制備了TA15/Ti2AlNb異種合金四層空心舵翼，如圖5所示。所成形的四層空心舵翼表面質(zhì)量較好，無(wú)表面溝槽缺陷，貼模程度較好，尺寸精度較高。利用線切割將圖5a中紅框區(qū)域切除后，可觀察到空心舵翼內(nèi)部直立筋結(jié)構(gòu)，如圖5b所示。直立筋成形質(zhì)量好，面板Ti2AlNb和芯板TA15貼合緊密，筋板的通氣孔被完全打開，面板/芯板三角區(qū)和網(wǎng)格筋條三角區(qū)空隙很小。面板/芯板三角區(qū)圓角位置的芯板厚度為0.58 mm，三角區(qū)寬度為1.1 mm，筋條網(wǎng)格三角區(qū)圓角位置的芯板厚度為0.51 mm，三角區(qū)寬度為0.51 mm。

圖5 TA15/Ti2AlNb四層空心舵翼成形結(jié)果

在圖5b中取13個(gè)點(diǎn)編號(hào)后進(jìn)行壁厚測(cè)量，并與仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，如圖6所示。圖6a為Ti2AlNb面板的壁厚分布，最小壁厚在面板圓角處，壁厚為0.88 mm，減薄率為20%。仿真結(jié)果中的相同位置厚度為0.93 mm，誤差僅為5.7%，證實(shí)了仿真結(jié)果的可靠性。圖6b為芯板實(shí)驗(yàn)與仿真的壁厚對(duì)比結(jié)果，1#—3#點(diǎn)為壓邊區(qū)域，由于壓邊力作用，壓邊區(qū)域的TA15發(fā)生減薄，減薄率為8.3%。4#—9#點(diǎn)為面板形狀影響區(qū)，實(shí)驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果存在一定誤差，這主要是因?yàn)閷?shí)驗(yàn)過(guò)程中面板的預(yù)成形不足，導(dǎo)致芯板貼合時(shí)變形較小，板料厚度較大，8#點(diǎn)厚度為0.91 mm，仿真結(jié)果為0.69 mm，誤差達(dá)到24.1%。10#—13#點(diǎn)為胞體直立筋附近區(qū)域，該位置實(shí)驗(yàn)得到的面板深度與仿真相同，芯板成形結(jié)果與仿真結(jié)果一致，13#點(diǎn)為筋條圓角附近區(qū)域，板料減薄最大，厚度為0.55 mm，減薄率為54.2%。

根據(jù)仿真結(jié)果，超塑成形過(guò)程中各區(qū)域的貼模時(shí)間不同，這導(dǎo)致各區(qū)域的擴(kuò)散連接時(shí)間不同。在圖5b成形件的不同位置分別取樣進(jìn)行金相組織觀察，通過(guò)有限元仿真結(jié)果計(jì)算焊接時(shí)間，結(jié)果如圖7所示。結(jié)果表明，各位置焊合率不同，擴(kuò)散焊接界面的孔洞數(shù)量和形狀也不同。在壓邊區(qū)域，Ti2AlNb和TA15擴(kuò)散連接效果較好，焊合率達(dá)95%以上，焊縫成曲線形狀，這是由于材料在合模力作用下發(fā)生側(cè)向擠壓變形。TA15由等軸狀α相晶粒和晶界處少量的β相組成，α相晶粒尺寸約20 μm，Ti2AlNb為典型的α2、B2和O三相組織形態(tài)，晶粒尺寸細(xì)小。2種晶粒之間過(guò)渡平穩(wěn)，部分區(qū)域夾雜少量等軸晶粒。預(yù)擴(kuò)散連接的TA15/TA15已經(jīng)無(wú)法直接觀測(cè)到焊接界面，焊合率高達(dá)99%以上，其晶粒為典型的等軸狀晶粒，并未出現(xiàn)明顯的缺陷。在3#—13#點(diǎn)中，8#點(diǎn)為最先貼模區(qū)域，擴(kuò)散連接時(shí)間較長(zhǎng)，焊合率達(dá)到了87.4%，有少量的空洞，多是因?yàn)門i2AlNb機(jī)械拋磨過(guò)程中表面粗糙度較大。焊點(diǎn)5#點(diǎn)和11#點(diǎn)擴(kuò)散連接時(shí)間較短，焊合率較低。11#點(diǎn)由于靠近三角區(qū)，在成形較長(zhǎng)時(shí)間后才貼模，擴(kuò)散連接時(shí)間僅2.2 h左右，擴(kuò)散連接壓力為1.5～2 MPa，焊合率只有54.6%。通過(guò)有限元仿真結(jié)果發(fā)現(xiàn)，13#點(diǎn)的接觸時(shí)間也較長(zhǎng)，但焊合率也較差，僅為46.8%，且很難發(fā)現(xiàn)連續(xù)的焊縫，多為空洞與焊點(diǎn)均勻交替，這主要?dú)w咎于2個(gè)原因：①晶粒粗大的TA15鈦合金經(jīng)過(guò)超塑脹形后，表面粗糙度增加，導(dǎo)致焊合率下降；②已經(jīng)成功焊合的位置，在后續(xù)的塑性變形過(guò)程中，表面積增大，焊合位置又萌生新的空洞，持續(xù)的變形阻礙了擴(kuò)散連接穩(wěn)定進(jìn)行。所研制三角區(qū)很小、成形精度較高的四層結(jié)構(gòu)微觀組織結(jié)果表明，經(jīng)過(guò)超塑變形的TA15薄板，其晶粒粗化和表面平整度下降，也影響了后續(xù)的擴(kuò)散連接。實(shí)驗(yàn)結(jié)果也間接表明，在超塑成形/擴(kuò)散連接工藝中，當(dāng)成形零件的三角區(qū)尺寸較大時(shí)，該零件的擴(kuò)散連接焊合率大概率不高，但當(dāng)成形零件的三角形區(qū)尺寸較小時(shí)，其焊合率也不一定高。為充分保證各區(qū)域焊合率，后續(xù)可研究原始坯料表面處理、增大保壓壓力、延長(zhǎng)保壓時(shí)間對(duì)四層板內(nèi)部焊合率的影響。

圖6 成形后TA15/Ti2AlNb四層空心舵翼板料厚度分布

圖7 TA15/Ti2AlNb空心舵翼擴(kuò)散連接界面

3 結(jié)論

通過(guò)仿真分析與成形實(shí)驗(yàn)，研究了TA15/ Ti2AlNb四層空心舵翼的超塑成形/擴(kuò)散連接工藝，得到以下結(jié)論。

1）采用超塑成形/擴(kuò)散連接工藝成功制備了直立筋完整、表面無(wú)缺陷、小圓角填充良好的TA15/ Ti2AlNb異種合金四層空心舵翼件。

2）因芯層超塑成形變化規(guī)律，各區(qū)域的壓力加載條件和焊接時(shí)間不同，導(dǎo)致各區(qū)域焊合率不同。異種合金TA15/Ti2AlNb的各焊合區(qū)中，壓邊焊合率為98.6%，胞體中部焊合率為87.4%，圓角區(qū)焊合率為54.6%。直立筋的TA15/TA15擴(kuò)散連接受到晶粒粗化、表面質(zhì)量和持續(xù)超塑成形等綜合影響，焊合率僅46.8%。

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Superplastic Forming/Diffusion Bonding Technology for the Four-layer Hollow Rudder of TA15/Ti2AlNb Alloy

WU Yong1, ZHOU Xian-jun1, WU Di-peng1, QIN Zhong-huan2, LI Bao-yong2, CHEN Ming-he1

(1. College of Mechanical and Electrical Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China; 2. Beijing Hangxing Machinery Manufacturing Co., Ltd., Beijing 100013, China)

The work aims to study the superplastic forming/diffusion bonding (SPF/DB) bonding technology of TA15/Ti2AlNb four-layer hollow rudder, obtain the reasonable manufacturing process parameters, master the law of plastic deformation and diffusion bonding and promote the application of dissimilar alloy lightweight hollow structural parts. MSC.Marc was used to simulate the SPF/DB process of TA15/Ti2AlNb dissimilar alloy four-layer hollow rudder, the pressure curve was optimized according to the high temperature deformation law of the two materials, and the experimental study on SPF/DB of hollow rudder was carried out. The wall thickness distribution of rudder was analyzed, and the metallographic structure of the diffusion area was observed. The TA15/Ti2AlNb four-layer hollow rudder with intact vertical rib and triangle area width of 1.1 mm was prepared. The maximum thinning rate of the surface blank was 20.0%, and the maximum thinning rate of the core blank was 54.2%. The welding rate between core blank and surface blank ranged from 46.8% to 98.6%. TA15/Ti2AlNb four-layer hollow rudder can be prepared by SPF/DB, and the obvious flow stress difference between TA15 and Ti2AlNb avoids the generation of surface groove, but the welding rate in different area is unstable when the forming pressure and pressure holding time are insufficient.

titanium alloy; Ti2AlNb alloy; superplastic forming/diffusion bonding; welding rate

10.3969/j.issn.1674-6457.2022.04.012

TP182

A

1674-6457(2022)04-0102-07

2021-12-16

國(guó)家自然科學(xué)基金（51805256）

武永（1986—），男，博士，講師，主要研究方向?yàn)楦咝食艹尚?擴(kuò)散連接工藝及裝備、電弧增材及局部塑性變形復(fù)合工藝及裝備。

責(zé)任編輯：蔣紅晨