航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室帽罩變壓邊熱成形技術(shù)

孟寶，鄭立皇，韓子健，萬(wàn)坤，姜源源，李又春，馬鑫，萬(wàn)敏

航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室帽罩變壓邊熱成形技術(shù)

孟寶1，鄭立皇1，韓子健1，萬(wàn)坤2，姜源源2，李又春2，馬鑫2，萬(wàn)敏1

（1.北京航空航天大學(xué) 機(jī)械工程及自動(dòng)化學(xué)院，北京 100191；2.中國(guó)航發(fā)南方工業(yè)有限公司，湖南 株洲 412002）

提出帽罩零件真空環(huán)境變壓邊熱成形新技術(shù)，解決航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室帽罩零件冷成形回彈大、精度低、內(nèi)部應(yīng)力大，以及熱成形壁厚不均、氧化嚴(yán)重等問題。利用有限元仿真和工藝試驗(yàn)相結(jié)合的方法，選用GH3625高溫合金板材研究變壓邊熱成形過程中壓邊力加載路徑對(duì)帽罩成形質(zhì)量的影響，分析熱成形模具熱膨脹與回彈變形對(duì)帽罩尺寸精度的影響，建立考慮熱成形、變壓邊力加載及模具補(bǔ)償?shù)某尚畏桨?。?00 ℃條件下，帽罩熱成形力相比室溫下降低約70%，內(nèi)外徑回彈量分別降低約67%和59%?；趲缀翁卣鲀?yōu)化的壓邊力加載路徑有助于減小零件型面的回彈。結(jié)合回彈變形和熱膨脹變形補(bǔ)償，確定模具總補(bǔ)償量為內(nèi)徑?0.49 mm，外徑?0.62 mm。工藝試驗(yàn)結(jié)果表明，采用模擬所確立的成形方案成形的帽罩質(zhì)量較好，尺寸精度達(dá)到IT9級(jí)，型面精度在0.2 mm以內(nèi)，切邊后回彈量為0.1 mm，與有限元仿真結(jié)果吻合較好。建立的有限元模型和變形補(bǔ)償方案可以有效地優(yōu)化帽罩的工藝成形過程，所提出的變壓邊熱成形技術(shù)能夠顯著降低高溫合金變形抗力和回彈，可以解決高精度帽罩零件成形制造難題。

燃燒室帽罩；熱成形；變壓邊力；流動(dòng)控制；熱補(bǔ)償

隨著新一代航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能的提升，燃燒室進(jìn)口溫度、壓力和出口溫度逐步上升，高溫燃?xì)庀蚧鹧嫱脖诿娴臒彷椛鋸?qiáng)度也隨之增強(qiáng)，筒壁受熱變形的問題也越來越突出，因而對(duì)火焰筒上的關(guān)鍵構(gòu)件帽罩提出了更高的要求。整體帽罩構(gòu)件剛性好，能夠彌補(bǔ)因平板式頭部轉(zhuǎn)接段所帶來的剛性差、易變形缺點(diǎn)。因此，新一代航空發(fā)動(dòng)機(jī)均采用整體式帽罩，以增強(qiáng)火焰筒頭部結(jié)構(gòu)的剛性[1]。整體帽罩為薄壁環(huán)型構(gòu)件，其外廓尺寸大，壁厚較薄，結(jié)構(gòu)形狀復(fù)雜。帽罩內(nèi)環(huán)焊接在內(nèi)環(huán)轉(zhuǎn)接段上，外環(huán)焊接在火焰筒外環(huán)組件上，在整個(gè)火焰筒組合件中起著承上啟下、整流高溫高壓燃?xì)獾闹匾饔?，如圖1所示。由于帽罩兩側(cè)邊都帶有一定的錐度，內(nèi)外兩個(gè)止口同時(shí)配合。為了保證后續(xù)裝配精度，一般要求整體帽罩的型面輪廓度不大于0.3 mm，內(nèi)外輪廓尺寸精度達(dá)到IT9級(jí)（機(jī)加零件精度）。而且，帽罩零件材料為難成形鎳基高溫合金，常溫成形變形抗力和回彈均很大，成形精度難以保證。另一方面，火焰筒的工作環(huán)境極為惡劣，工作過程中承受著復(fù)雜的工況，對(duì)零件的力學(xué)性能有很高的要求。總之，整體帽罩的制造精度和力學(xué)性能對(duì)組接、裝配及燃燒室火焰筒整體使用性能有很大的影響，其精準(zhǔn)制造工藝是航空發(fā)動(dòng)機(jī)火焰筒組合件研制亟需攻克的關(guān)鍵技術(shù)。

目前，高溫合金整體帽罩的主要成形工藝是“多道次冷成形+熱處理+整形”。由于高溫合金板材強(qiáng)度高，變形回彈大，零件切邊后型面易扭曲，為保證帽罩內(nèi)外端直徑尺寸精度，需要反復(fù)退火熱處理，并進(jìn)行型面校形。此外，在常溫條件下，采用回彈補(bǔ)償?shù)姆椒m然能夠在一定程度上提高零件的尺寸精度，但是需要反復(fù)試模以確定具體的回彈補(bǔ)償參數(shù)，且所成形零件殘余應(yīng)力較大，不利于后續(xù)裝配[2]。上述這些問題導(dǎo)致采用當(dāng)前的成形工藝制造的高溫合金帽罩零件尺寸穩(wěn)定性差、制造周期長(zhǎng)、合格率低。

圖1 航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室整體帽罩零件

熱成形技術(shù)能夠降低材料的變形抗力和回彈，有利于提高帽罩零件的成形精度及縮短成形工藝周期。在熱成形工藝的基礎(chǔ)上引入壓邊力控制技術(shù)可以進(jìn)一步調(diào)控材料流動(dòng)，精確控制零件的關(guān)鍵尺寸，提高零件的成形精度。其中，壓邊力加載路徑會(huì)直接影響材料的流動(dòng)，對(duì)消除起皺和破裂缺陷、控制材料變形行為具有重要意義。傳統(tǒng)橡膠、彈簧壓邊形式不適用于高溫?zé)岢尚苇h(huán)境，剛模恒定壓邊力加載模式對(duì)材料流動(dòng)的調(diào)控能力有限，為了實(shí)現(xiàn)對(duì)材料流動(dòng)的精準(zhǔn)調(diào)控，需要考慮變壓邊力加載模式。付澤民等[3-4]開發(fā)了一種變壓邊力加載系統(tǒng)，結(jié)合有限元仿真研究了圓筒形工件在不同定值及變壓邊力下的成形結(jié)果，發(fā)現(xiàn)在最優(yōu)壓邊力曲線下，能最大程度地提升金屬板材成形性能，抑制缺陷。張思良[5]研究了筒形件的壓邊力區(qū)間及變壓邊力模型，并設(shè)計(jì)了相應(yīng)的變壓邊力裝置以實(shí)現(xiàn)預(yù)定的壓邊力加載模式。李奇等[6]研究了變壓邊力加載路徑下鎂合金筒形件的熱成形過程，發(fā)現(xiàn)在線性增加的變壓邊力加載曲線下零件成形質(zhì)量最好。孔曉華[7]研究了圓形和方盒形件的復(fù)合分塊壓邊拉深工藝，實(shí)現(xiàn)了不同區(qū)域壓邊力的獨(dú)立加載，更加有效地控制了成形缺陷，提高了金屬板材的拉深成形能力。為了提高鋁合金板的成形性能，Lin等[8]提出了一種變壓邊力優(yōu)化策略。王東哲等[9]針對(duì)方盒形零件，通過數(shù)值模擬、變壓邊力等方法有效地控制了金屬流動(dòng)，提高了板材成形性能。蔣磊等[10]從9種變壓邊力加載方式中選出最優(yōu)變壓邊力條件，為加載方式優(yōu)化提供了參考方法。Endelt等[11]設(shè)計(jì)了一種基于時(shí)間和空間的壓邊力反饋控制系統(tǒng)，能夠控制總壓邊力和分布?jí)哼吜?，并能調(diào)節(jié)壓邊力隨時(shí)間的變化規(guī)律。Candra等[12]對(duì)杯形件拉深展開了研究，發(fā)現(xiàn)相對(duì)于恒定壓邊力，變壓邊力能有效抑制破裂的產(chǎn)生，提高杯形件成形性能。Feng等[13]采用多目標(biāo)優(yōu)化方法，實(shí)現(xiàn)了對(duì)變壓邊力的快速精確設(shè)計(jì)，為變壓邊力設(shè)計(jì)提供了參考方法。

除了壓邊力外，模具的熱膨脹和回彈也會(huì)影響零件的尺寸精度。為了得到高精度的零件，需要對(duì)成形模具進(jìn)行熱補(bǔ)償和回彈補(bǔ)償，然后確定最終的模具尺寸。苗恩銘等[14]、羅哉等[15]、徐祗尚[16]、楊思炫[17]對(duì)精密機(jī)械零件熱膨脹變形行為開展了一系列研究，提出了形變不相似理論，為機(jī)械熱變形及其控制提供了有效的思路。朱麗等[18]對(duì)鈦合金板材進(jìn)行了熱變形本構(gòu)建模，為工件的成形及模具的補(bǔ)償提供了理論參考。蔣少松[19]對(duì)成形過程中模具與工件的熱膨脹差異進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)熱膨脹引起的精度偏差嚴(yán)重影響成形精度。Wucher等[20]采用數(shù)值模擬的方法，針對(duì)零件熱固化制造過程進(jìn)行了綜合補(bǔ)償，測(cè)量發(fā)現(xiàn)，形狀誤差降低了70%以上。Li等[21]綜述了熱膨脹變形對(duì)機(jī)床精度的影響，分析了主軸熱誤差補(bǔ)償?shù)难芯楷F(xiàn)狀。Zhang等[22]為了消除由于熱膨脹引起的精密玻璃透鏡形狀誤差，提出了基于數(shù)學(xué)分析的模具熱補(bǔ)償方法，將最大誤差從2.04 μm降低到了0.31 μm。Grank?ll等[23]對(duì)復(fù)合材料零件在固化及冷卻過程中因熱膨脹系數(shù)差異引起的形狀誤差進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)零件在高溫下除了會(huì)尺寸變大，還存在形狀變化。Mahshid等[24]研究了精密注射成型中熱膨脹造成的變形問題，發(fā)現(xiàn)模具熱變形約12 μm，與模具加工誤差（10～15 μm）在同一量級(jí)，是一個(gè)不能忽略的形狀誤差來源。上述這些工作為高溫合金帽罩零件熱成形研究提供了可以借鑒的研究思路，然而，若采用傳統(tǒng)熱成形技術(shù)，高溫合金帽罩零件易氧化等問題仍無法得到很好的解決。

文中基于航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室帽罩零件的成形特點(diǎn)，提出結(jié)合熱成形、壓邊力控制和真空技術(shù)的變壓邊熱成形工藝，通過有限元仿真，以帽罩零件壁厚分布和回彈量作為優(yōu)化目標(biāo)，確定熱成形壓邊力加載模式，并對(duì)零件的熱膨脹變形及回彈進(jìn)行綜合補(bǔ)償。最后，開展工藝試驗(yàn)并對(duì)成形帽罩零件的尺寸和型面輪廓進(jìn)行檢測(cè)，以驗(yàn)證所提變壓邊熱成形工藝技術(shù)在解決高精度高溫合金帽罩零件成形制造難題方面的有效性。

1 試驗(yàn)

1.1 材料

某型號(hào)燃燒室帽罩零件采用厚度為1.6 mm的GH3625合金板材（固溶態(tài)）成形，其化學(xué)成分如表1所示。為獲得材料的基本力學(xué)性能，在MTS電子萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行板材室溫單向拉伸試驗(yàn)，拉伸速度為5 mm/min，利用數(shù)字圖像相關(guān)技術(shù)（DIC）測(cè)量應(yīng)變，計(jì)算出真實(shí)應(yīng)力和真實(shí)應(yīng)變曲線，如圖2所示。在Gleeble?3500熱模擬試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行高溫單向拉伸試驗(yàn)，應(yīng)變速率為0.1～0.001 s?1，獲得高溫下的真實(shí)應(yīng)力?應(yīng)變曲線，900 ℃下且應(yīng)變速率約為0.001 s?1的試驗(yàn)結(jié)果如圖2所示，其他試驗(yàn)結(jié)果見文獻(xiàn)[25]。同時(shí)，對(duì)GH3625合金熱變形行為開展研究，得到合金的熱加工圖，并結(jié)合微觀組織檢測(cè)確定合金在長(zhǎng)期服役溫度范圍、準(zhǔn)靜態(tài)應(yīng)變速率以下的最優(yōu)熱加工窗口[25]。根據(jù)之前的研究結(jié)果，確定成形溫度為900 ℃，應(yīng)變速率約為0.001 s?1（約為8 mm/min）[25]。

1.2 帽罩零件特征及工藝分析

所研究的燃燒室帽罩零件幾何形狀如圖3所示，其關(guān)鍵尺寸為內(nèi)徑（176.19±0.1 mm）、外徑（258.88±0.1 mm）和型面斜度角（12°±30′），內(nèi)外徑尺寸精度要求極高。航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室帽罩是一種薄壁環(huán)形零件，其圓周上具有傾斜角度和均布孔特征，內(nèi)外直徑位置有圓角特征。對(duì)于薄壁環(huán)形零件，還有均布孔特征，可能發(fā)生型面扭曲變形。由于零件的截面為U形，內(nèi)外徑成形后很容易發(fā)生回彈變形，造成零件超差。在帽罩零件后續(xù)裝配環(huán)節(jié)中，采用焊接的方式分別將內(nèi)外徑焊接在發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室轉(zhuǎn)接段上，焊接質(zhì)量直接受到內(nèi)外徑尺寸精度的影響。因此，燃燒室帽罩零件內(nèi)外徑的尺寸精度是主要控制參數(shù)。對(duì)于燃燒室帽罩此類薄壁環(huán)形零件，不存在沖壓負(fù)角，其成形深度較淺，宜采用剛模拉深成形。考慮到其尺寸較大，易產(chǎn)生外法蘭起皺，使用壓邊圈改善法蘭受力。帽罩的傳統(tǒng)成形工藝為冷拉深成形，對(duì)成形設(shè)備噸位要求較大，成形精度較差。由于高溫合金難變形，采用真空環(huán)境熱成形方法能夠有效降低變形抗力和回彈，同時(shí)避免了高溫氧化缺陷。

表1 GH3625高溫合金化學(xué)成分

Tab.1 Chemical composition of GH3625 superalloy

圖2 GH3625合金板材在不同溫度下的應(yīng)力-應(yīng)變曲線

圖3 燃燒室帽罩結(jié)構(gòu)特征

1.3 試驗(yàn)方法

根據(jù)試驗(yàn)設(shè)備和零件幾何特征設(shè)計(jì)了如圖4所示的帽罩零件熱成形模具，其由凹模、凸模和壓邊圈組成。其中，凹模通過螺釘和熱成形機(jī)連接，凸模和壓邊圈分別安裝于設(shè)備主軸和壓邊安裝臺(tái)上。凹模中間部分有一個(gè)大的通孔，能夠?qū)崿F(xiàn)模具減重和快速加熱。壓邊圈內(nèi)側(cè)具有一定的錐度，能夠?qū)崿F(xiàn)成形時(shí)凸模的自動(dòng)找正。由于帽罩零件精度要求高，取模具間隙為1.05倍材料厚度。對(duì)模具尺寸進(jìn)行回彈補(bǔ)償，確定凹模直徑為175.7 mm，凸模直徑為179.06 mm。使用圓環(huán)形毛坯，其內(nèi)徑為120 mm，外徑為306 mm。

圖4 成形模具及其關(guān)鍵尺寸（單位：mm）

根據(jù)優(yōu)化結(jié)果，設(shè)計(jì)制造燃燒室帽罩零件成形專用模具，在北京航空航天大學(xué)自主開發(fā)的BCS50?AR熱成形機(jī)上開展工藝試驗(yàn)。該設(shè)備最高加熱溫度為1 000 ℃，最大真空度為1′10?3Pa，壓邊力在0～ 300 kN連續(xù)可調(diào)，最大成形力為500 kN[26]。帽罩零件工藝驗(yàn)證設(shè)備及模具裝配如圖5所示。凹模通過螺釘連接倒裝于上工作臺(tái)，坯料放置在壓邊圈上。為了減小熱成形過程中的摩擦阻力，在坯料表面均勻噴涂一層高溫潤(rùn)滑劑。將坯料準(zhǔn)確放置在壓邊圈上，關(guān)閉加熱爐爐門，開始抽真空。達(dá)到真空度要求后，打開熱成形機(jī)水冷系統(tǒng)和加熱系統(tǒng)，進(jìn)行加熱。達(dá)到成形溫度后，調(diào)節(jié)加熱功率，使溫度保持在設(shè)計(jì)溫度附近并保溫一段時(shí)間，使模具內(nèi)部溫度場(chǎng)分布均勻。試驗(yàn)過程中，使用3個(gè)熱電偶分別監(jiān)測(cè)坯料、凹模和壓邊的溫度。保溫之后，按照設(shè)定的成形速度和壓邊力加載路徑進(jìn)行拉深，當(dāng)成形力達(dá)到閾值時(shí)停止試驗(yàn)。最后關(guān)閉加熱系統(tǒng)，開始降溫，降溫結(jié)束后取出零件，進(jìn)行后續(xù)切邊及測(cè)量。

圖5 工藝驗(yàn)證設(shè)備及模具

1.4 數(shù)值模擬

基于仿真軟件Dynaform對(duì)帽罩變壓邊熱成形過程進(jìn)行有限元模擬，建立如圖6所示的有限元模型。該模型考慮了加熱及成形后的冷卻過程，模型由凸模、凹模、壓邊圈和板料組成。成形過程采用雙動(dòng)模式進(jìn)行控制，凸模的加載和壓邊圈的加載獨(dú)立進(jìn)行。為了研究熱成形過程中模具與零件之間的相互作用及零件的受熱形狀誤差，建立了基于ABAQUS的熱力耦合仿真模型，如圖7所示。模型使用的GH3625材料和Cr25Ni20耐熱模具鋼的熱膨脹系數(shù)（）列于表2。

圖6 成形過程有限元仿真模型

2 不同工藝方案研究

提取有限元仿真中凸模的成形力數(shù)據(jù)，繪制成形力和行程變化曲線，如圖8所示。可以看出，冷成形最大成形力約為520 kN，而熱成形最大成形力約為140 kN。相對(duì)于冷成形方法，熱成形的最大成形力降低約70%。因此，熱成形能顯著降低帽罩零件變形抗力。經(jīng)有限元仿真可得到成形帽罩零件的壁厚和回彈量分布特征，沿帽罩零件圓周截面提取其厚度和回彈量分布數(shù)據(jù)，以沿截面距內(nèi)邊緣距離為數(shù)據(jù)點(diǎn)坐標(biāo)，可以對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行定量分析。根據(jù)此方法得到冷成形和熱成形帽罩零件回彈分布，如圖9所示。起點(diǎn)處橫坐標(biāo)為0 mm，沿截面（紅色曲線）向外計(jì)算距離。可見熱成形帽罩零件的回彈量顯著降低，其中，內(nèi)徑處最大回彈量從0.49 mm降低到0.16 mm，降低約67%；外徑處最大回彈量從0.94 mm降低到0.39 mm，降低約59%。熱成形零件的回彈分布曲線呈現(xiàn)“中間低兩邊高”的特征，且其中間部分（30～70 mm）均處于低回彈區(qū)域（<0.1 mm），對(duì)應(yīng)切邊后的零件部分。因此，熱成形方案能夠顯著地改善帽罩零件的回彈變形缺陷，對(duì)零件的內(nèi)外徑尺寸精確控制具有重要意義。

圖7 熱力耦合有限元仿真模型

表2 GH3625合金和Cr25Ni20耐熱不銹鋼的熱膨脹系數(shù)

Tab.2 Thermal expansion coefficient of GH3625 alloy and Cr25Ni20 heat resistant stainless steel

圖8 不同工藝方案成形力曲線

圖9 帽罩冷成形與熱成形回彈分布對(duì)比

3 結(jié)果與討論

3.1 不同壓邊力加載模式對(duì)帽罩成形質(zhì)量的影響

3.1.1 定壓邊力加載對(duì)帽罩成形質(zhì)量的影響

為探究不同壓邊力對(duì)帽罩零件成形結(jié)果的影響，開展帽罩在900 ℃、不同恒定壓邊力條件下成形的有限元仿真，獲得了不同恒定壓邊力下熱成形帽罩零件的成形力變化曲線，如圖10所示。可以看出，隨著壓邊力的增大，所需要的成形力呈上升趨勢(shì)。這是因?yàn)檩^大的壓邊力增大了材料的流動(dòng)阻力，需要向凸模施加更大的成形力才能使材料產(chǎn)生變形并且流向凹模。若壓邊力不足，會(huì)導(dǎo)致工件產(chǎn)生起皺缺陷。因此，在保證法蘭不起皺的前提下，盡量采用較小的壓邊力，能夠降低材料變形抗力，減小對(duì)設(shè)備噸位的需求。

不同恒定壓邊力下的熱成形帽罩厚度分布曲線如圖11所示?？梢姡S著壓邊力增大，零件在30 mm和70 mm附近厚度下降更加劇烈，即在圓角處厚度減薄更加嚴(yán)重。恒定壓邊力為10 kN時(shí)，零件厚度沒有劇烈波動(dòng)；恒定壓邊力為300 kN時(shí)，零件厚度出現(xiàn)了鋸齒形波動(dòng)。可以發(fā)現(xiàn)，隨著壓邊力的增大，零件厚度減薄加劇，且變得更加不均勻。這是因?yàn)橥夥ㄌm區(qū)域施加的較大壓邊力限制了材料的流動(dòng)，使坯料在圓角區(qū)域發(fā)生了局部減薄變形。不同恒定壓邊力下的回彈分布如圖12所示。可見，隨著壓邊力增大，零件的回彈量呈上升趨勢(shì)，零件內(nèi)徑區(qū)域回彈量變化較小，零件截面40～70 mm區(qū)域回彈量變化比較明顯。當(dāng)壓邊力達(dá)到300 kN時(shí)，回彈量接近0.17 mm。因此，為了獲得高精度帽罩零件，應(yīng)盡量采用較小的壓邊力。

圖11 定壓邊力加載模式下零件厚度分布

3.1.2 變壓邊力加載對(duì)帽罩成形質(zhì)量的影響

除了傳統(tǒng)的恒定壓邊力拉深成形，隨著模具行程改變壓邊力的變壓邊力拉深成形也對(duì)零件的成形質(zhì)量具有重要影響。圖13列舉了幾種典型的變壓邊力加載曲線。其中，P1和P2分別為遞增和遞減型壓邊力加載方式；P3和P4分別為峰型和谷型壓邊力加載方式；P5和P6為梯形壓邊力加載方式。

圖12 定壓邊力加載模式下零件回彈分布

圖13 典型壓邊力加載路徑

不同變壓邊力路徑下熱成形的帽罩零件厚度分布如圖14所示?？梢钥闯?，采用路徑P6成形的零件具有最均勻的厚度分布，并且其厚度減薄程度最小。路徑P5條件下的零件厚度減薄最劇烈，且在零件截面60～80 mm之間產(chǎn)生比較明顯的鋸齒波動(dòng)。這一現(xiàn)象產(chǎn)生的原因與較大恒定壓邊力成形的情況類似，外法蘭區(qū)域材料受到較強(qiáng)的限制，導(dǎo)致圓角位置產(chǎn)生嚴(yán)重的局部減薄。其他變壓邊力加載路徑的厚度分布曲線處于路徑P5和P6之間，根據(jù)各自的加載情況產(chǎn)生了不同程度的厚度減薄。

不同變壓邊力路徑下熱成形帽罩零件的回彈分布如圖15所示。在零件內(nèi)直徑位置，路徑P6具有最大回彈量，約為0.18 mm；路徑P2具有最小回彈量，約為0.15 mm。不同壓邊力加載路徑對(duì)零件內(nèi)徑附近回彈量影響較小，這是因?yàn)樵撎幣髁衔词艿綁哼吜Φ挠绊?。然而，在截面位?6 mm附近（零件外法蘭區(qū)域），路徑P6回彈量最大，約為0.55 mm，表明在成形初期，較大的壓邊力會(huì)導(dǎo)致外法蘭區(qū)域出現(xiàn)較大的回彈量。在截面距離30～70 mm之間，路徑P2、P3和P6的回彈量相對(duì)較小，說明在成形后期，較小的壓邊力有助于減小零件型面的回彈。

圖14 變壓邊力加載下熱成形零件截面厚度分布

圖15 變壓邊力加載模式下零件截面回彈分布

3.1.3 基于零件幾何特征的壓邊力加載路徑設(shè)計(jì)

燃燒室帽罩零件成形過程經(jīng)歷下料、成形、切孔和切邊等工序。其中，熱成形工序?qū)γ闭殖尚钨|(zhì)量起決定性影響。根據(jù)不同壓邊力加載模式下帽罩成形質(zhì)量變化規(guī)律，優(yōu)化壓邊力加載路徑，并分析不同路徑下多工序成形后帽罩零件的尺寸精度，據(jù)此對(duì)壓邊力加載路徑進(jìn)行優(yōu)化。根據(jù)帽罩在定壓邊力和變壓邊力加載模式下的成形結(jié)果，確定在最低壓邊力下帽罩成形質(zhì)量最好。在凸模行程的不同階段，所需最低壓邊力不同。利用有限元仿真的方法分析不同行程下的最低壓邊力。設(shè)置初始?jí)哼吜? kN，進(jìn)行恒定壓邊力下的仿真。按照凸模行程分析帽罩變形情況，找到在此壓邊力下不起皺的最大行程?；谏弦粭l壓邊力加載路徑，在不起皺最大行程處增大壓邊力，增幅為5 kN，獲得新的壓邊力加載路徑，并再次進(jìn)行仿真。重復(fù)此過程，最終得到基于凸模行程的最低壓邊力加載路徑。同時(shí)發(fā)現(xiàn)，所獲得的壓邊力加載路徑與帽罩幾何特征具有一定的聯(lián)系，進(jìn)一步簡(jiǎn)化以便于實(shí)際應(yīng)用，如圖16所示。

圖16 變壓邊力加載路徑設(shè)計(jì)

第1階段為開始成形到凸模斜面與板料完全貼合之前，壓邊力為0 kN。這一過程中，坯料未產(chǎn)生大變形，也沒有流入凹模型腔，不需要壓邊力限制材料流動(dòng)。第2階段為凸模斜面與板料完全貼合至板料包裹住整個(gè)凸模工作面。這一過程中，坯料在凸模的作用下經(jīng)凹模圓角流入模具型腔，由于外法蘭區(qū)域材料向內(nèi)流動(dòng)，施加10 kN的壓邊力抑制可能發(fā)生的起皺。最后階段為板料包裹住整個(gè)凸模工作面至最終合模狀態(tài)。為了獲得更強(qiáng)的抗起皺能力和更均勻的厚度分布，施加50 kN的壓邊力。所設(shè)計(jì)的壓邊力加載路徑也是分階段最小壓邊力，其3個(gè)階段對(duì)應(yīng)帽罩零件在成形過程中因不同幾何特征造成的不同受力狀態(tài)。

3.1.4 壓邊力加載路徑設(shè)計(jì)方法驗(yàn)證

在基于零件特征的壓邊力加載路徑下，熱成形各個(gè)工序的回彈量分布如圖17所示?？梢?，在整個(gè)成形過程中，熱成形工序回彈是主要的回彈變形來源，帽罩零件內(nèi)徑最大回彈量約為0.18 mm，外徑最大回彈量約為0.39 mm。切孔工序回彈量較小，不超過0.02 mm，對(duì)零件形狀的影響可以忽略。切內(nèi)邊工序在切邊部位產(chǎn)生的最大回彈約為0.1 mm；切外邊工序在切邊位置產(chǎn)生的最大回彈約為0.02 mm。零件最終的回彈變形量受到成形過程所有工序的影響，內(nèi)徑位置切邊回彈量約為0.12 mm，總回彈變形量約為0.25 mm，外徑位置切邊回彈量約為0.09 mm，總回彈變形量約為0.14 mm，小于圖15所示典型加載路徑下的回彈，證明了基于零件幾何特征的壓邊力加載路徑設(shè)計(jì)方法的有效性。然而，僅優(yōu)化壓邊力加載路徑時(shí)，零件的回彈量已超出尺寸公差，因此，需要對(duì)帽罩熱成形過程進(jìn)行回彈補(bǔ)償。

圖17 分段壓邊力加載路徑下零件在不同工序中的回彈

3.2 熱膨脹與回彈變形對(duì)帽罩尺寸精度的影響

3.2.1 熱膨脹對(duì)帽罩尺寸精度的影響

在不受外界其他因素影響的情況下，金屬材料尺寸隨溫度升高而產(chǎn)生變化，表達(dá)式見式（1）。

式中：2、1分別為最終溫度和初始溫度，℃；2和1分別為受熱變形后和受熱變形前的尺寸，mm；為平均線膨脹系數(shù)。對(duì)于所研究的燃燒室帽罩零件，針對(duì)其主要尺寸特征內(nèi)徑和外徑進(jìn)行熱補(bǔ)償。

當(dāng)溫度從室溫20 ℃上升到試驗(yàn)溫度900 ℃時(shí)，零件產(chǎn)生熱膨脹，代入式（1）得到熱膨脹后的零件和模具尺寸（單位：mm），見式（2）。

式中：1和1分別為帽罩在1溫度（室溫）下的內(nèi)外徑尺寸；2和2分別為帽罩在2溫度（成形溫度）下的內(nèi)外徑尺寸；part為此溫度區(qū)間帽罩材料的平均線膨脹系數(shù)。

在熱變形過程中，板料與模具貼合，根據(jù)900 ℃時(shí)零件尺寸計(jì)算經(jīng)熱膨脹補(bǔ)償后在常溫下的模具尺寸（單位：mm）計(jì)算見式（3）。

式中：1和1分別為模具在1溫度（室溫）下的內(nèi)外徑尺寸；2和2分別為模具在2溫度（變形溫度）下的內(nèi)外徑尺寸；die為此溫度區(qū)間模具材料的平均線膨脹系數(shù)。

計(jì)算可知，經(jīng)熱補(bǔ)償，模具內(nèi)徑減小了0.31 mm，外徑減小了0.46 mm。當(dāng)不進(jìn)行熱補(bǔ)償時(shí)，模具常溫下的主要特征尺寸和分別設(shè)計(jì)為176.19 mm和258.88 mm。在成形溫度下，零件尺寸和模具尺寸相同，見式（4）。

當(dāng)溫度降至室溫后，帽罩零件的尺寸計(jì)算見式（5）。

3.2.2 回彈變形對(duì)帽罩尺寸精度的影響

由于零件與模具熱膨脹系數(shù)不同，在冷卻收縮過程中模具會(huì)對(duì)零件產(chǎn)生擠壓現(xiàn)象，使零件在冷卻過程中產(chǎn)生塑性變形，影響零件尺寸精度。為了研究冷卻過程中零件的受壓變形情況，利用ABAQUS軟件進(jìn)行熱力耦合分析。帽罩零件冷卻后的回彈分布及其回彈方向如圖18所示。帽罩零件的外部回彈方向與成形時(shí)板料變形方向相反，同時(shí)也與模具冷卻時(shí)擠壓作用方向相反，其最大回彈量約為0.52 mm，相對(duì)于不考慮熱補(bǔ)償時(shí)增大約0.13 mm，說明降溫過程中模具對(duì)零件的作用加大了零件的變形程度，且總回彈量是成形回彈與模具擠壓回彈的疊加。相較于外徑，帽罩零件內(nèi)徑的變形情況變得更加復(fù)雜，零件的回彈方向由向內(nèi)回彈轉(zhuǎn)變?yōu)橄蛲饣貜棧＞邤D壓產(chǎn)生的回彈大于熱成形產(chǎn)生的回彈，最終零件內(nèi)徑的回彈變形由模具降溫?cái)D壓作用占主導(dǎo)。結(jié)合熱成形仿真與降溫冷卻過程的仿真結(jié)果，確定帽罩零件熱成形回彈補(bǔ)償量為內(nèi)徑-0.18 mm，外徑-0.14 mm。綜合回彈變形和熱膨脹變形補(bǔ)償，確定模具總補(bǔ)償量為內(nèi)徑-0.49 mm，外徑-0.62 mm。

圖18 帽罩零件冷卻過程回彈分布及方向

3.3 工藝驗(yàn)證

根據(jù)確定的帽罩壓邊力加載路徑及模具補(bǔ)償方案，按照前述試驗(yàn)方法開展燃燒室帽罩零件流動(dòng)控制熱成形工藝試驗(yàn)。帽罩零件成形過程及切邊后的零件如圖19所示。可見，所成形的帽罩零件表面質(zhì)量較好，沒有缺陷。

為了定量研究帽罩零件的成形效果，對(duì)成形后帽罩零件的截面特征尺寸進(jìn)行測(cè)量，重點(diǎn)考察切邊后帽罩零件的內(nèi)外徑尺寸及型面輪廓。選取成形的4個(gè)零件進(jìn)行測(cè)量，對(duì)于不同零件的每種尺寸均測(cè)量3次，取平均值，測(cè)量結(jié)果如圖20所示?？梢?，所成形零件的內(nèi)外徑尺寸均滿足設(shè)計(jì)要求，尺寸精度達(dá)到了IT9級(jí)，證明了流動(dòng)控制熱成形技術(shù)能夠成形出高精度帽罩零件。此外，所成形零件的尺寸分布均勻，說明成形零件的一致性好，成形質(zhì)量穩(wěn)定。以某一零件為例，切邊前內(nèi)徑為176.14 mm，外徑為258.82 mm；切邊后內(nèi)徑為176.24 mm，外徑為258.92 mm，回彈量均為0.1 mm，與切邊回彈的有限元仿真結(jié)果吻合。

圖19 帽罩零件流動(dòng)控制熱成形試驗(yàn)過程

圖20 熱成形帽罩零件的內(nèi)外徑測(cè)量結(jié)果

為了進(jìn)一步測(cè)量帽罩零件型面輪廓精度，采用激光三維掃描儀對(duì)成形零件進(jìn)行掃描，結(jié)果如圖21所示。將掃描結(jié)果與帽罩零件理論三維數(shù)字模型進(jìn)行對(duì)比，發(fā)現(xiàn)在型面上最大誤差小于0.2 mm，進(jìn)一步證明了流動(dòng)控制熱成形技術(shù)在提高零件型面精度方面具有顯著優(yōu)勢(shì)。

圖21 熱成形帽罩零件輪廓三維掃描結(jié)果

4 結(jié)論

1）相對(duì)于冷成形工藝，熱成形能顯著降低高溫合金帽罩零件的成形力和回彈量。在900 ℃、50 kN的壓邊力條件下，成形帽罩內(nèi)徑處最大回彈量從冷成形的0.49 mm降至0.16 mm，外徑處最大回彈量從0.94 mm降至0.39 mm。

2）綜合考慮900 ℃下零件的回彈變形和熱膨脹變形，對(duì)模具尺寸進(jìn)行了補(bǔ)償，確定模具熱補(bǔ)償量為內(nèi)徑-0.31 mm，外徑-0.48 mm?；貜椦a(bǔ)償量為內(nèi)徑-0.18 mm，外徑-0.14 mm?？傃a(bǔ)償量為內(nèi)徑-0.49 mm，外徑-0.62 mm。

3）根據(jù)確定的基于零件幾何特征的分段遞增壓邊力加載路徑、回彈補(bǔ)償量及熱補(bǔ)償量，開展了燃燒室帽罩變壓邊熱成形工藝試驗(yàn)。熱成形后切邊的帽罩零件內(nèi)外徑尺寸精度均達(dá)到IT9級(jí)，型面輪廓精度在0.2 mm以內(nèi)，證明了所提出的變壓邊熱成形技術(shù)在解決高精度高溫合金帽罩零件成形制造難題方面的有效性。

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Hot Forming Technology Combined with Variable Blank Holder Force for Aero-engine Combustion Chamber Hood

MENG Bao1, ZHENG Li-huang1, HAN Zi-jian1, WAN Kun2, JIANG Yuan-yuan2, LI You-chun2, MA Xin2, WAN Min1

(1. School of Mechanical Engineering & Automation, Beihang University, Beijing 100191, China; 2. AECC South Industry Co., Ltd., Hunan Zhuzhou 412002, China)

The work aims to propose a new hot forming technology combined with variable blank holder force in vacuum environment to solve the problems of large springback, low accuracy, and large internal stress in cold forming of aero-engine combustion chamber hood parts and uneven wall thickness and serious oxidation in hot forming. With GH3625 superalloy sheet as the research object, the method of combining finite element simulation and experiment was used to explore the effect of blank holder force loading path on the forming quality of hood in hot forming process with variable blank holder. Moreover, the impact of thermal expansion of the die and springback deformation on the dimensional accuracy of hood was analyzed. Further, the forming scheme considering hot forming, variable blank holder force loading and die compensation was established. At forming temperature of 900 ℃, the hot forming force of hood was reduced by about 70% compared with that at roo-m temperature, and the springback of inner and outer diameters was reduced by about 67% and 59% respectively. The optimal bla-nk holder force loading mode based on geometric features was helpful to reduce the springback of the part shape. Combined with springback and thermal expansion compensation, the total compensation amount of the die was determined to be ?0.49 mm for inner diameter and ?0.62 mm for outer diameter. According to the experimental results, based on the establish-ed forming scheme through simulation, the dimensional accuracy of the formed parts reached IT9 level, and the surface accuracy was within 0.2 mm.The springback value after trimming was 0.1 mm, which was consistent with the numerical simulation results. The established finite element model and deformation compensation scheme can effectively optimize the forming process of the hood. The proposed hot forming technology with variable blank holder can significantly reduce the deformation resistance and springback of superalloy and solve the forming and manufacturing problems of high-precision hood parts.

combustion chamber hood; hot forming; variable blank holder force; flow control; thermal compensation

10.3969/j.issn.1674-6457.2023.01.021

TG386

A

1674-6457(2023)01-0170-12

2022?08?02

2022-08-02

中國(guó)航發(fā)集團(tuán)產(chǎn)學(xué)研合作項(xiàng)目（HFZL2019CXY024?2）

Industry-University-Research Cooperation Project of AECC (HFZL2019CXY024-2)

孟寶（1985—），男，博士，副教授，主要研究方向?yàn)榭绯叨葮?gòu)件高性能成形制造理論及技術(shù)、先進(jìn)成形工藝。

MENG Bao (1985-), Male, Doctor, Associate professor, Research focus: theory and technology of high performance forming for cross-scale components and advanced forming process.

孟寶, 鄭立皇, 韓子健, 等. 航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室帽罩變壓邊熱成形技術(shù)[J]. 精密成形工程, 2023, 15(1): 170-181.

MENG Bao, ZHENG Li-huang, HAN Zi-jian, et al. Hot Forming Technology Combined with Variable Blank Holder Force for Aero-engine Combustion Chamber Hood[J]. Journal of Netshape Forming Engineering, 2023, 15(1): 170-181.