大型航空關(guān)鍵構(gòu)件整體精密模鍛成形技術(shù)研究進展*

周 杰，劉左發(fā)，屈志遠，王 航，張 鵬，王周田

（1. 重慶大學(xué)先進模具智能制造重慶市重點實驗室，重慶 400044；2. 重慶大學(xué)材料科學(xué)與工程學(xué)院，重慶 400044；3. 中國第二重型機械集團德陽萬航模鍛有限責任公司，德陽 618013）

在航空工業(yè)的發(fā)展進程中，減輕航空關(guān)鍵構(gòu)件的重量，增強構(gòu)件結(jié)構(gòu)的可靠性、耐久性，縮短構(gòu)件的研發(fā)制造周期和減少生產(chǎn)成本，提高生產(chǎn)效率，始終是航空關(guān)鍵構(gòu)件設(shè)計與生產(chǎn)的重要發(fā)展方向，這使得大型、精密、整體、高性能化的航空關(guān)鍵構(gòu)件的發(fā)展趨勢日漸凸顯[1–3]。模鍛成形技術(shù)可以實現(xiàn)批量生產(chǎn)、改善零件組織性能及提高材料利用率，是大型航空關(guān)鍵構(gòu)件如飛機承重梁框、起落架，航空發(fā)動機風(fēng)扇軸、渦輪盤、葉片等（圖1[4]）的主要制造途徑[5–7]。隨著航空工業(yè)的迅速發(fā)展，航空關(guān)鍵構(gòu)件的尺寸不斷增大、強度指標不斷增加、結(jié)構(gòu)越來越復(fù)雜，給大型航空關(guān)鍵構(gòu)件的整體模鍛成形帶來了巨大挑戰(zhàn)。

圖1 大型航空整體精密模鍛件[4]Fig.1 Large aviation integral precision die forgings[4]

近年來，世界各國模鍛行業(yè)都在積極開展大型航空關(guān)鍵構(gòu)件整體精密模鍛成形技術(shù)的研究，并取得了一定的進展。本文首先介紹實現(xiàn)大型航空關(guān)鍵構(gòu)件整體模鍛成形面臨的關(guān)鍵挑戰(zhàn)以及解決途徑，然后綜述整體精密模鍛成形技術(shù)在典型的大型航空關(guān)鍵構(gòu)件如飛機承力框、起落架和發(fā)動機渦輪盤中的研究進展，最后對大型航空關(guān)鍵構(gòu)件整體模鍛成形技術(shù)的未來發(fā)展前景進行了展望。

1 整體精密模鍛成形技術(shù)

1.1 整體精密模鍛成形的主要難題

隨著航空產(chǎn)業(yè)的快速發(fā)展，大型、整體、精密和高性能的模鍛件在航空關(guān)鍵構(gòu)件中的市場份額不斷擴大。航空關(guān)鍵構(gòu)件尺寸的增大、復(fù)雜程度的增加以及材料強度的提高，給大型航空關(guān)鍵構(gòu)件的整體模鍛成形帶來了巨大挑戰(zhàn)。

制造難度大。大型航空關(guān)鍵構(gòu)件外形結(jié)構(gòu)復(fù)雜、截面變化劇烈、熱變形溫度窄，在模鍛成形過程中，鍛件容易出現(xiàn)渦流折疊、飛邊分布不均、薄壁高筋充填不滿等缺陷。而且由于航空關(guān)鍵構(gòu)件的形狀尺寸龐大，很難控制整體模鍛件應(yīng)力應(yīng)變場和溫度場的均勻性，使得鍛件產(chǎn)品的整體性能較差。

成形載荷大。大型航空關(guān)鍵構(gòu)件往往外形尺寸龐大、材料變形強度高，使得其模鍛成形時所需的變形壓制力十分巨大，必須使用大型、巨型壓力機設(shè)備進行壓制成形。目前，只有美、法、俄等少數(shù)制造強國研制出了400～750 MN的巨型壓力機設(shè)備，我國的第二重型機械集團于2013年成功研制出了世界上噸位最大的800 MN巨型液壓機，使我國大型航空關(guān)鍵構(gòu)件的制造能力有了突破性的進展[8]。但是，大型模鍛設(shè)備的研制，前期不僅需要投入巨額資金和人力，后期還需要大量的費用來保障設(shè)備運行和維護。而且隨著大型航空關(guān)鍵構(gòu)件結(jié)構(gòu)復(fù)雜性、外形尺寸和材料強度的不斷提高，模鍛成形所需的變形壓制力不斷增大，大型模鍛設(shè)備的成形能力也面臨著巨大挑戰(zhàn)。

技術(shù)要求嚴格。大型航空關(guān)鍵構(gòu)件是飛機的主要承載構(gòu)件，對飛行的安全性、可靠性以及飛行壽命十分重要。因此，大型模鍛件產(chǎn)品不但需要進行表面成形質(zhì)量、截面金屬流線方向以及常規(guī)的力學(xué)性能，如抗拉強度、屈服強度、斷面收縮率和伸長率等檢驗，還需要對整體模鍛件的晶粒尺寸、高低倍顯微組織、高溫持久性能等進行分析測試，以滿足新一代大型航空關(guān)鍵構(gòu)件表面質(zhì)量好、綜合性能高的嚴格要求。

1.2 實現(xiàn)整體精密模鍛成形的關(guān)鍵技術(shù)

為了實現(xiàn)大型航空關(guān)鍵構(gòu)件的整體精密模鍛成形、降低鍛件模鍛成形過程中的成形載荷、提高大型航空鍛件的組織力學(xué)性能，國內(nèi)外研究者主要采用了以下4種方法。

（1）局部加載技術(shù)。

局部加載技術(shù)的基本原理是模鍛上模每一次下行只對局部坯料進行壓制，使部分金屬產(chǎn)生塑性變形，然后通過精確控制在坯料上施加載荷的位置，實現(xiàn)整個航空構(gòu)件的模鍛成形。圖2[9]為兩道次局部加載模鍛成形的示意圖。將整個模鍛上模分為兩部分，控制第一分塊模具對局部工件進行一定壓下量的壓制，然后控制第二分塊模具對余下工件進行相同壓下量的加載變形。局部加載法不僅可以使較低噸位的壓力機設(shè)備的成形能力發(fā)揮出更大成效，還可以大幅拓寬航空構(gòu)件的成形尺寸范圍，為實現(xiàn)大型航空關(guān)鍵構(gòu)件整體精密模鍛成形提供了重要啟示。

圖2 局部加載示意圖[9]Fig.2 Schematic diagram of local loading[9]

Sturm等[10]在20世紀80年代就開展了對大型鍛件局部加載技術(shù)的研究，并采用該技術(shù)試制出了復(fù)雜多筋的鋁合金鍛件；與整體加載成形相比，局部加載成形的原材料減少了約30%，最大成形力減小了約10%。孫念光等[11]通過局部加載模鍛成形技術(shù)，在成形載荷不超過30 MN的前提下，成功制造出了成形質(zhì)量良好的鈦合金飛機承力框鍛件，顯著促進了我國大型航空關(guān)鍵構(gòu)件整體精密模鍛件制造水平的提升。

雖然局部加載技術(shù)可以顯著減小大型航空模鍛件的成形載荷，解決鍛壓設(shè)備成形能力不足的問題，但是由于局部加載成形的鍛件容易在工件分區(qū)加載的間隙部位產(chǎn)生筋錯移、折疊紊流、變形不均等問題，從而影響鍛件的成形質(zhì)量和整體性能。針對此類技術(shù)難點，孫志超等[12–14]研究了局部加載分區(qū)、加載次數(shù)和摩擦條件等工藝參數(shù)對復(fù)雜多筋鍛件的變形均勻性和筋條填充能力的影響；結(jié)果表明，合理的分區(qū)加載不僅能夠顯著提高筋板處的填充效果，還可以有效避免鍛件的毛刺、折疊、錯移等缺陷。Gao等[15–17]首先采用增加摩擦、減小分塊模具厚度等方法顯著減少了TA15框鍛件成形過程中轉(zhuǎn)移金屬量，從而有效避免了充填不滿、折疊等缺陷的產(chǎn)生；然后提出了一種基于折疊指數(shù)的大型筋板鍛件局部加載成形的折疊缺陷判斷方法，驗證結(jié)果表明，預(yù)測結(jié)果與數(shù)值模擬和工藝試驗結(jié)果基本一致。

（2）等溫模鍛技術(shù)。

等溫模鍛技術(shù)是把坯料與模具加熱到相同溫度，使坯料在長時間高溫高壓的變形條件下產(chǎn)生低速率變形甚至超塑性變形的一種先進整體模鍛成形技術(shù)。與傳統(tǒng)模鍛成形技術(shù)相比，等溫模鍛技術(shù)具備以下優(yōu)勢[18]：模具與工件溫差小、坯料降溫速率慢、金屬的塑性變形能力提高，使模鍛成形的壓制力顯著減??；可以有效調(diào)控整個坯料的溫度分布，使工件產(chǎn)生較均勻的塑性變形，從而得到綜合性能相對優(yōu)良、顯微組織相對一致的鍛件產(chǎn)品；可以控制整個鍛件的飛邊分布情況，減小鍛件機械加工余量，實現(xiàn)近凈塑性成形，提高產(chǎn)品成形質(zhì)量。

等溫模鍛是提高大型航空關(guān)鍵構(gòu)件成形質(zhì)量的首選成形技術(shù)，尤其在高筋薄壁等結(jié)構(gòu)復(fù)雜的構(gòu)件生產(chǎn)中得到了廣泛應(yīng)用。劉飛等[19]采用等溫模鍛技術(shù)成功制造出了尺寸精度高、整體性能良好的高筋薄壁鈦合金航空構(gòu)件。Sun等[20]采用正方形、圓柱形和隔板形的3種坯料，對比研究了TA15鈦合金飛機承力框等溫模鍛過程中的組織演變和力學(xué)性能，并確定了微觀組織和機械性能差異的原因。楊川等[21]提出了一種復(fù)雜多筋的TC4鈦合金框類構(gòu)件近等溫模鍛整體成形工藝方案，并利用DEFORM有限元軟件對預(yù)制坯形狀和終鍛模具結(jié)構(gòu)進行了優(yōu)化。

（3）多火次模鍛技術(shù)。

多火次模鍛技術(shù)也是一種在大型航空關(guān)鍵構(gòu)件整體精密模鍛成形過程中廣泛應(yīng)用的方法，其基本原理是將原本難以一次模鍛成形的工序分解為多個成形工序，逐步使坯料產(chǎn)生塑性變形，從而得到整體模鍛產(chǎn)品。多火次模鍛技術(shù)的主要實現(xiàn)途徑是對預(yù)制荒坯或預(yù)鍛件的結(jié)構(gòu)尺寸進行優(yōu)化設(shè)計，從而實現(xiàn)終鍛成形過程中金屬體積的合理分配。傳統(tǒng)模鍛成形主要依靠工人的自身經(jīng)驗以及工藝試驗進行驗證，如果首批試制件出現(xiàn)填充不滿、力學(xué)性能不佳等問題，則對模具結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化后再進行試制，直至制造出合格的鍛件產(chǎn)品。隨著有限元模擬預(yù)測技術(shù)和設(shè)備自動化控制技術(shù)的飛速發(fā)展，技術(shù)人員可以利用仿真軟件與自動化液壓機對模鍛件的成形過程、表面質(zhì)量、顯微組織和力學(xué)性能等進行可視化顯示、預(yù)測、追溯以及優(yōu)化操作，形成全流程宏微協(xié)同模鍛成形技術(shù)，可大幅度縮短研發(fā)周期，降低生產(chǎn)成本。

Zhao等[22]提出了一種基于模具接觸的逆向跟蹤方法，對航空發(fā)動機渦輪盤整體模鍛成形工藝的預(yù)成形模具進行設(shè)計，并通過有限元模擬手段驗證了渦輪盤預(yù)鍛和終鍛的成形結(jié)果，結(jié)果表明，采用該方法設(shè)計的預(yù)成形模具可以制造出尺寸形狀合格的渦輪盤鍛件。陳榮創(chuàng)[23]構(gòu)建了飛機起落架鍛件鐓餅制坯、2火次模鍛的宏微觀耦合的全流程模擬系統(tǒng)，模擬與試制結(jié)果表明，模擬預(yù)測的起落架鍛件形狀尺寸合格、金屬流動合理、整體變形均勻，模擬的鍛件晶粒尺寸與試驗結(jié)果基本一致（圖3）。李蓬川等[24]基于DEFORM模擬平臺，設(shè)計出了3火次成形預(yù)制坯、2火次模鍛（預(yù)鍛和終鍛）的起落架外筒整體模鍛成形的全流程方案，并對預(yù)制坯的形狀進行不斷優(yōu)化，從而生產(chǎn)出了表面質(zhì)量良好、整體性能優(yōu)良的飛機起落架鍛件。

圖3 飛機起落架外筒2火次模鍛成形方案[23]Fig.3 Two-stage die forging forming scheme of outer barrel of aircraft landing gear[23]

（4）精密模鍛技術(shù)。

隨著精密模鍛技術(shù)的發(fā)展，大量高效、省力、節(jié)能的精鍛技術(shù)在航空工業(yè)中得到廣泛應(yīng)用。與傳統(tǒng)模鍛技術(shù)相比，精密模鍛主要有以下優(yōu)勢[25]：精鍛件的形狀尺寸與零件十分接近，機械加工余量較少，可以實現(xiàn)近凈塑性成形，顯著提高生產(chǎn)效率；精鍛件的尺寸精度和表面成形質(zhì)量要求很高，一般精度要求為±（0.10～0.25） mm，鍛件產(chǎn)品的市場占有能力較強；精鍛件的金屬流線連續(xù)且分布均勻合理，能夠顯著提高構(gòu)件的組織力學(xué)性能。精密模鍛技術(shù)的諸多優(yōu)點使其逐漸成為制造大型航空關(guān)鍵構(gòu)件的主流趨勢。

Park等[26]基于剛塑性有限元分析對非對稱的航空筋板構(gòu)件整體精密模鍛成形過程中的預(yù)鍛件形狀尺寸進行了優(yōu)化設(shè)計，成功試制出了填充飽滿、尺寸合格的筋板類鍛件。周杰[27]、董旭剛[28]等以深筒薄壁的飛機輪轂為研究對象，通過設(shè)計出鐓粗成形荒坯法蘭圈、新型的坯料定位方法和終鍛模具添加內(nèi)飛邊結(jié)構(gòu)等優(yōu)化結(jié)構(gòu)，實現(xiàn)了深筒薄壁飛機輪轂的整體精密模鍛成形（圖4[27]）。Zhang等[29]采用數(shù)值模擬與工藝試制相結(jié)合的方法，全面研究了不同形狀的預(yù)鍛件對航空鋁合金環(huán)座等溫精密模鍛件金屬流線、成形缺陷、微觀組織和力學(xué)性能的影響規(guī)律。

圖4 飛機輪轂整體精密模鍛成形[27]Fig.4 Integral precision die forging of aircraft hub[27]

2 整體精密模鍛成形技術(shù)在大型航空關(guān)鍵構(gòu)件中的研究進展

整體精密模鍛成形技術(shù)具有機械加工余量少、鍛件表面成形質(zhì)量高以及金屬流線連續(xù)等顯著優(yōu)勢，在飛機承重梁框、起落架，航空發(fā)動機風(fēng)扇軸、渦輪盤及葉片等大型航空關(guān)鍵構(gòu)件的制造過程中廣泛應(yīng)用。因此，世界各國模鍛行業(yè)對大型航空關(guān)鍵構(gòu)件整體精密模鍛成形技術(shù)開展了大量研究。本文以飛機承力框、起落架和航空發(fā)動機渦輪盤為例，從模鍛成形工藝、鍛件變形均勻性、鍛件組織性能、模具再制造等方面對整體精密模鍛成形技術(shù)在大型航空關(guān)鍵構(gòu)件中的研究與應(yīng)用進展進行討論。

2.1 飛機承力框

承力框作為飛機的關(guān)鍵承載構(gòu)件，對飛行的安全性、可靠性以及飛行壽命十分重要。而且飛機承力框構(gòu)件外形結(jié)構(gòu)復(fù)雜、截面變化劇烈、熱變形溫度窄，在模鍛成形過程中，鍛件容易出現(xiàn)渦流折疊、飛邊分布不均、薄壁高筋充填不滿等缺陷，使鍛件產(chǎn)品的成形質(zhì)量和綜合性能較差。近年來，國內(nèi)外學(xué)者對飛機承力框構(gòu)件的整體精密模鍛成形工藝進行了大量研究。薛松等[30–31]通過有限元仿真平臺對大型航空TA15鈦合金承力框構(gòu)件整體精密模鍛成形進行了模擬預(yù)測，并對關(guān)鍵工藝參數(shù)如壓制速度、坯料溫度、壓制力對鍛件成形質(zhì)量的影響規(guī)律進行了系統(tǒng)研究。Cai等[32]提出了一種基于剛塑性模擬的大型航空鈦合金框類構(gòu)件預(yù)鍛件優(yōu)化的新方法，通過DEFORM有限元仿真軟件對優(yōu)化后的預(yù)鍛件等溫模鍛成形過程進行了模擬預(yù)測，最后通過正交試驗設(shè)計得到了最優(yōu)的預(yù)鍛件尺寸。龔小濤等[33]以L形航空鋁合金承力框為研究對象，設(shè)計了該構(gòu)件的整體模鍛成形工藝方案，并對終鍛模具進行了優(yōu)化，得到了填充飽滿、尺寸合格、變形均勻的鋁合金整框鍛件。趙天生[34]全面研究了某飛機窗框構(gòu)件整體精密模鍛成形工藝參數(shù)如模具溫度、坯料尺寸、摩擦條件和壓制速度對模鍛壓制力和鍛件充填能力的影響，從而確定了最優(yōu)的工藝生產(chǎn)條件；為了改善窗框鍛件的組織力學(xué)性能，對比研究了多種熱處理方法對航空鋁合金材料的晶粒尺寸、力學(xué)性能和抗腐蝕性能的影響。Zhang等[35–36]針對大型航空TA15鈦合金承力框的幾何尺寸大、形狀復(fù)雜、成形困難等特點，提出了一種基于理論解析分析和數(shù)值模擬預(yù)測的預(yù)制坯設(shè)計方法（圖5[35]）。根據(jù)數(shù)值模擬結(jié)果并考慮局部加載成形特性對預(yù)制坯料進行優(yōu)化，可以壓制出填充飽滿、無折疊的大型承力框鍛件。

圖5 承力框和預(yù)制坯的形狀[35]Fig.5 Shapes of bulkhead and billets[35]

飛機承力框構(gòu)件幾何尺寸大、結(jié)構(gòu)復(fù)雜，在整體精密模鍛成形過程中很難控制整體模鍛件應(yīng)力應(yīng)變場和溫度場的均勻性，這使得鍛件產(chǎn)品的整體性能較差。針對上述技術(shù)難題，Wang等[37]提出了一種新的熱處理制度來消除7050航空鋁合金框類鍛件中的殘余應(yīng)力和加工變形，驗證結(jié)果表明，這種新型熱處理制度可以消除飛機承力框構(gòu)件鍛后71%的殘余應(yīng)力，效果明顯優(yōu)于普通的沸水淬火熱處理制度。張曉露[38]利用有限元仿真軟件MSC.SuperForge構(gòu)建了TC4航空鈦合金動態(tài)再結(jié)晶模型，并對大型航空整框鍛件的模鍛成形工藝、變形組織性能、微觀組織分布等進行了系統(tǒng)研究。李光輝[39]通過單因素控制方法對TC21航空鈦合金整框類構(gòu)件模鍛成形工藝參數(shù)進行了優(yōu)化，從而確定了壓制速度5 mm/s、荒坯加熱溫度990 ℃、模具溫度300 ℃、Ti–7與水基石墨混合潤滑的最佳模鍛成形條件；優(yōu)化后的整框鍛件幾何尺寸合格、變形組織均勻、充填飽滿無缺陷，為類似航空鈦合金承力框鍛件整體模鍛成形提供了可行的參考。吳道祥[40]對比研究了多種冷壓方法對7050鋁合金H形承力框構(gòu)件鍛后殘余應(yīng)力的影響規(guī)律，從而確定了先壓高筋再壓腹板的最優(yōu)冷壓方法；試制結(jié)果表明，采用優(yōu)化后的冷壓工藝可以顯著消除H形整框鍛件熱處理后的殘余應(yīng)力，鍛件的綜合性能得到明顯改善（圖6）。

圖6 H形框鍛件冷壓前后X方向殘余應(yīng)力分布[40]Fig.6 Residual stress distribution in X direction before and after cold pressing of H-frame forgings[40]

2.2 飛機起落架

起落架是飛機著陸和滑行的重要控制系統(tǒng)，也是飛機的主要承重構(gòu)件。但起落架鍛件本身的外形結(jié)構(gòu)復(fù)雜、結(jié)構(gòu)不對稱、截面變化劇烈，模鍛生產(chǎn)過程中，鍛件容易出現(xiàn)表面質(zhì)量差、氧化皮厚、“肥頭大耳”、材料利用率低等現(xiàn)象，是模鍛領(lǐng)域最難鍛造成形的產(chǎn)品之一。如何設(shè)計合理的成形工藝及模具是生產(chǎn)合格飛機起落架鍛件的關(guān)鍵。

近年來，國內(nèi)外專家學(xué)者在飛機起落架整體精密模鍛成形工藝上取得了顯著的進展。宋春艷[41]基于300M超高強度鋼飛機起落架外筒構(gòu)件的結(jié)構(gòu)特征，設(shè)計了等高和非等高2種荒坯形狀，并對比研究了2種荒坯在整體模鍛成形過程中金屬流線分布、成形噸位、等效應(yīng)變場以及飛邊分布，從而確定了最優(yōu)的等高形狀荒坯。Zhang等[42]提出了一種基于飛邊尺寸和型腔填充的大型飛機起落架鈦合金支柱構(gòu)件預(yù)鍛件的優(yōu)化方法，并引入了設(shè)計變量x和填充性指標η1、η2對預(yù)鍛件的初始位置進行定量描述；采用優(yōu)化后的預(yù)鍛件，成功壓制出了表面質(zhì)量良好、充填飽滿的鈦合金起落架支柱鍛件。高林[43]通過熱壓縮試驗獲得了300M合金鋼在高溫變形條件下的真實應(yīng)力應(yīng)變曲線，然后構(gòu)建了該合金鋼的動態(tài)再結(jié)晶模型，并將該模型應(yīng)用于某飛機超高強度鋼起落架整體精密模鍛成形過程中，對起落架鍛件的顯微組織演變規(guī)律和宏觀力學(xué)性能進行了準確預(yù)測。姜靜等[4，44]針對某飛機起落架鍛件充填不滿、飛邊分布不均的成形難點，設(shè)計了一種新的飛邊橋部尺寸結(jié)構(gòu)，并利用仿真平臺對該起落架外筒構(gòu)件的整個模鍛成形過程進行了全流程的數(shù)值模擬（圖7[4]），基于新的飛邊結(jié)構(gòu)成功鍛造出了充填飽滿、飛邊均勻的起落架鍛件。

圖7 起落架外筒構(gòu)件整體精密模鍛成形全流程[4]Fig.7 Whole process of integral precision die forging of landing gear outer barrel components[4]

在飛機服役過程中，起落架需要經(jīng)受和吸收飛機在起降、滑行過程中地面帶來的沖擊力。因此，起落架構(gòu)件不僅要求鍛件流線隨形、尺寸精密、表面質(zhì)量良好，還需要滿足可靠性高、服役時間長和綜合性能好的要求。在飛機起落架鍛件組織性能方面，黃始全[45]利用熱壓縮模擬和工藝試制等試驗方法研究了超高強度鋼起落架構(gòu)件在模鍛成形、熱處理全流程過程中的宏觀綜合性能與微觀組織結(jié)構(gòu)的演變規(guī)律，從而確定了最優(yōu)的模鍛成形參數(shù)，并實現(xiàn)了超高強度鋼起落架鍛件組織性能的預(yù)測調(diào)控。Prabhu[46]通過有限元模擬和工藝試制驗證了典型起落架筒體的整體精密模鍛成形方案，并對鍛件的力學(xué)性能、缺陷等級和晶粒尺寸進行了評估，結(jié)果表明，該起落架鍛件的拉伸性能遠高于規(guī)范極限（>10%），與取向相關(guān)的性能變化小于2.5%，表面缺陷等級為Mil Std 1907 C級，內(nèi)部缺陷等級為AMS 2630 A類（2 mm FBH），微觀結(jié)構(gòu)顯示縱向上的平均晶粒長度和寬度分別為167 μm和66 μm。Skubisz等[47–48]通過引入金屬流動不穩(wěn)定指數(shù)和能量耗散系數(shù)對大飛機起落架鍛件的材料溫度變化和應(yīng)變速率范圍進行了評估，并研究了AISI 300M合金鋼的加工條件，如材料的模鍛溫度和熱處理條件對起落架鍛件的成形性和組織性能的影響，為確定最優(yōu)的大飛機起落架構(gòu)件整體精密模鍛成形工藝條件提供了可行參考。Sen等[49]設(shè)計了3種不同的近β鈦合金微結(jié)構(gòu)，并對比研究了其對大飛機起落架鍛件組織性能的影響，研究結(jié)果表明，單相β和兩相層狀α+β結(jié)構(gòu)的屈服強度均很高，且未觀察到加工硬化現(xiàn)象；與較大的α長徑比相比，較小的α長徑比顯示出更高的屈服強度，但塑性較低（圖8）。

圖8 α+β微觀結(jié)構(gòu)中的拉伸變形微觀機制[49]Fig.8 Tensile deformation micro-mechanisms in α+β microstructure showing[49]

在飛機起落架構(gòu)件整體精密模鍛成形過程中，成形溫度高、變形抗力大，而且由于保壓要求，鍛件與模具接觸時間長，導(dǎo)致模具承受壓力顯著增高。采用傳統(tǒng)5CrNiMo或H13鋼材料制造的起落架鍛模在高溫高壓長時間的工作狀態(tài)下，容易出現(xiàn)變形加劇、磨損嚴重、壽命極低等問題，導(dǎo)致生產(chǎn)成本急劇上升。針對此技術(shù)難題，重慶大學(xué)周杰教授團隊在飛機起落架模鍛模具再制造上進行了大量研究并取得了一系列突破性進展，該團隊發(fā)明了一種由強化層、過渡層和基體層構(gòu)成的大型熱鍛模具[50]，生產(chǎn)驗證表明，該新型熱鍛模具可以大幅度提升熱鍛模具的抗變形、抗開裂、耐磨損能力，從而使其服役壽命顯著提高；在多層次新型熱鍛模鍛的制造方法上，提出了一種模具型腔隨形網(wǎng)狀結(jié)構(gòu)法[51]，將前面所述的過渡層與強化層均以網(wǎng)狀溝槽的形式分割開來，然后在過渡層中填充較軟的金屬，強化層中填充耐高溫金屬，通過這種軟硬結(jié)合制成的大型熱鍛模具可以顯著減小模具在堆焊和服役過程中的拉應(yīng)力，從而有效避免熱裂紋的產(chǎn)生。張建生等[52–54]通過有限元仿真平臺對某飛機起落架構(gòu)件的整體精密模鍛成形過程進行了模擬預(yù)測，研究分析了鍛模在成形過程中的應(yīng)力場、溫度場和磨損情況，在此基礎(chǔ)上提出了一種夾心層堆焊再制造的鍛模增材新方法（圖9[52]），經(jīng)生產(chǎn)試制，該起落架鍛模的使用壽命顯著提升，證明了采用夾心層堆焊再制造模具的有效性和可行性。李蓬川[55]針對某飛機起落架鍛模壽命低的問題，采用數(shù)值模擬預(yù)測鍛模在成形過程中的變形特性，系統(tǒng)研究了該模具各部分型腔夾心層堆焊的金屬材料和厚度對模具壽命的影響規(guī)律，從而獲得了最佳的鍛模再制造參數(shù)。

圖9 起落架鍛模梯度堆焊結(jié)構(gòu)模型[52]Fig.9 Gradient surfacing structural model of landing gear forging die[52]

2.3 航空發(fā)動機渦輪盤

渦輪盤是航空發(fā)動機中最關(guān)鍵的零件之一，隨著航空發(fā)動機向高參數(shù)化方向快速發(fā)展，對渦輪盤構(gòu)件的綜合性能提出了更高的要求。航空用高溫合金具有模鍛溫度范圍窄、組織結(jié)構(gòu)復(fù)雜、強度高等特點，使得航空發(fā)動機渦輪盤的整體精密模鍛成形難度極大。近年來，國內(nèi)外學(xué)者對航空發(fā)動機渦輪盤整體精密模鍛成形工藝進行了大量研究。Cha等[56]開發(fā)了一種滿足Waspaloy熱變形特性的航空發(fā)動機渦輪盤非等溫模鍛工藝，為了確定最佳模鍛條件，采用商用有限元分析軟件對渦輪盤的模鍛成形過程進行了模擬，研究結(jié)果表明，高溫合金渦輪盤可采用半封閉模鍛工藝制造。Guo等[57]通過熱壓縮模擬試驗對渦輪盤用FGH95高溫合金的再結(jié)晶模型進行了修正，并運用修正后的模型對大型發(fā)動機渦輪盤等溫模鍛成形過程中的成形載荷、應(yīng)力應(yīng)變分布、溫度場分布和金屬流動規(guī)律進行了模擬預(yù)測。陳林俊等[58]以GH4698高溫合金微型渦輪盤構(gòu)件為研究對象，對比研究了不同的坯料溫度和高徑比尺寸對渦輪盤整體模鍛成形過程中的壓制力、應(yīng)力應(yīng)變場和金屬流動速度的影響，結(jié)果表明，坯料高徑比尺寸和模鍛溫度對渦輪盤模鍛成形有較顯著的影響，在最佳的變形條件下，可以壓制出整體性能好、尺寸精度高的發(fā)動機渦輪盤鍛件。丁蓉蓉[59]針對航空發(fā)動機盤類構(gòu)件模鍛成形中出現(xiàn)整體變形分布不均勻的技術(shù)難題，從終鍛保溫方法、終鍛件結(jié)構(gòu)和預(yù)鍛件形狀等方面對該盤類鍛件的全流程成形過程進行了模擬優(yōu)化，優(yōu)化后的鍛件整體變形均勻，大變形區(qū)域面積減小了28.4%，有效變形區(qū)域面積擴大到了79.5%（圖10）。

圖10 不同保溫工藝下渦輪盤鍛件的應(yīng)變分布[59]Fig.10 Strain distribution of turbine disk forgings under different heat preservation methods[59]

由于航空發(fā)動機逐漸趨于大型化，所配備的渦輪盤構(gòu)件尺寸規(guī)格也逐漸增大，導(dǎo)致其在整體精密模鍛成形過程中容易出現(xiàn)混晶、晶粒粗大等顯微組織缺陷，從而給渦輪盤鍛件的綜合性能帶來了不利影響[60–62]。針對此類技術(shù)難題，Wu等[63]對高溫合金FGH98 I航空發(fā)動機渦輪盤進行了熱模鍛試制和亞、超固溶熱處理，并對熱處理后鍛件的晶粒尺寸進行測量分析，得到鍛造態(tài)試樣的平均晶粒尺寸為6.0～8.0 μm，亞固熔熱處理后的平均晶粒尺寸為8.6～24 μm，超固溶熱處理后的平均晶粒尺寸為10～46 μm。Theska等[64]報道了718合金發(fā)動機渦輪盤鍛件直接時效熱處理后的低屈服強度區(qū)域和高屈服強度區(qū)域的微觀組織演變規(guī)律（圖11），可以看出，低硬度區(qū)域的晶粒較大，δ相含量較低，位錯密度也較低；納米級γ′和γ″沉淀的晶粒尺寸更粗大，數(shù)量密度更低，共沉淀形態(tài)更復(fù)雜。高占平[65]利用熱壓縮模擬試驗構(gòu)建了航空發(fā)動機渦輪盤用GH4169合金的再結(jié)晶晶粒模型，并在此基礎(chǔ)上獲得了該合金在模鍛成形、熱處理過程中的晶粒尺寸變化規(guī)律。周曉虎[66]針對高溫合金發(fā)動機渦輪盤鍛件輪轂、芯部和輪緣位置出現(xiàn)晶粒粗大的組織缺陷問題，提出了改進荒坯包套方法、控制壓制速度、改善潤滑條件以及優(yōu)化鍛模結(jié)構(gòu)等方式，實現(xiàn)了渦輪盤鍛件上述位置的晶粒細化和變形均勻。

圖11 渦輪盤鍛件晶粒圖[64]Fig.11 Grain diagram of turbine disk forging[64]

此外，國內(nèi)外學(xué)者對航空發(fā)動機渦輪盤鍛件的組織性能也進行了大量研究。王凱等[67]通過數(shù)值模擬和工藝試制相結(jié)合的方法，研究了多種形狀的預(yù)鍛件對航空發(fā)動機渦輪盤鍛件整體變形均勻和顯微組織演變的影響規(guī)律，結(jié)果表明，采用從芯部到邊緣逐漸降低的陀螺形預(yù)鍛件，壓制出的渦輪盤鍛件整體晶粒度等級為6～8級，抗拉強度也提升了37%。Jia等[68]采用拉伸試驗和顯微組織表征的方法來評估多重熱處理對FGH100合金發(fā)動機渦輪盤鍛件的力學(xué)性能的影響，研究結(jié)果表明，渦輪盤鍛件的綜合性能和微觀組織結(jié)構(gòu)經(jīng)過多重熱處理后得到了顯著的改善。Wang等[69]研究了某飛機發(fā)動機渦輪盤整體模鍛成形過程中壓制速度與鍛件殘余應(yīng)力的對應(yīng)關(guān)系，并提出了一種減小渦輪盤鍛件殘余應(yīng)力的梯度減速控制方法，結(jié)果表明，采用優(yōu)化的梯度速度控制方法可以顯著減小渦輪盤鍛件整體殘余應(yīng)力，大幅改善渦輪盤構(gòu)件的綜合使用性能。Tanaka等[70]系統(tǒng)研究了熱模鍛、低溫和高溫固溶熱處理以及時效熱處理制備的Ti–17鈦合金發(fā)動機盤類鍛件的顯微組織結(jié)構(gòu)與力學(xué)性能之間的定量關(guān)系，結(jié)果表明，熱鍛態(tài)Ti–17試樣的微觀組織結(jié)構(gòu)均是等軸狀和針狀的α相，而且針狀α相的占比隨固溶處理溫度的升高而減小，試樣的抗拉強度和硬度隨著固溶處理溫度的升高而增大（圖12）。

圖12 低、高溫固溶處理試樣顯微組織[70]Fig.12 Microstructure of low and high temperature solution treated samples[70]

航空發(fā)動機渦輪盤整體精密模鍛成形技術(shù)涉及材料基礎(chǔ)與工程應(yīng)用相結(jié)合的復(fù)雜問題，必須從基礎(chǔ)材料、成形工藝、熱處理制度及組織性能等方面實現(xiàn)全流程制造技術(shù)的控制。

除了上述所關(guān)注的航空發(fā)動機渦輪盤鍛件的模鍛成形工藝、混晶組織缺陷產(chǎn)生機理以及鍛件組織性能調(diào)控等，在航空發(fā)動機渦輪盤用高溫合金基礎(chǔ)材料方面，張瑞等[71]介紹了目前常用的航空發(fā)動機渦輪盤用高溫合金材料的種類，并總結(jié)概述了不同合金元素對材料的強化機制；在微觀組織全流程模擬預(yù)測技術(shù)方面，王彥菊等[72]利用熱物理模擬試驗方法獲得了航空發(fā)動機渦輪盤用GH4066材料的流動應(yīng)力應(yīng)變特征，并將建立的材料本構(gòu)、動態(tài)再結(jié)晶與晶粒長大模型成功用于航空發(fā)動機渦輪盤模鍛成形的數(shù)值模擬；在渦輪盤用高溫合金鑄錠開坯工藝方面，江河等[73]對比分析了鍛造開坯、擠壓開坯、鐓拔開坯等常用開坯方法在實際生產(chǎn)應(yīng)用中的優(yōu)缺點，并針對有明顯優(yōu)勢的擠壓開坯技術(shù)提出了擠壓坯料表面成形質(zhì)量控制、擠壓工藝參數(shù)與組織結(jié)構(gòu)相對應(yīng)的發(fā)展展望。

3 結(jié)論

世界各國模鍛行業(yè)對大型航空關(guān)鍵構(gòu)件（如飛機承力框、起落架和航空發(fā)動機渦輪盤）整體精密模鍛成形技術(shù)開展了大量研究，并在模鍛成形工藝、鍛件變形均勻性、鍛件組織性能、模具再制造等方面取得了一定的進展，為大型航空關(guān)鍵構(gòu)件的整體精密模鍛成形提供了可行性參考，但是大型航空關(guān)鍵構(gòu)件整體精密模鍛成形技術(shù)在以下4個方面還需繼續(xù)研究。

（1）在大型航空關(guān)鍵構(gòu)件的整體精密模鍛成形全流程中，鍛件需經(jīng)過多道次的熱處理和多工序的變形，使得材料的微觀組織結(jié)構(gòu)演變難以控制。因此，需要開發(fā)宏觀模鍛成形金屬流動規(guī)律、鍛件力學(xué)性能指征以及微觀組織結(jié)構(gòu)演變機理三者相關(guān)聯(lián)的全流程宏微耦合精準模擬平臺，為大型航空關(guān)鍵構(gòu)件的控形控性生產(chǎn)提供技術(shù)指導(dǎo)。

（2）大型航空關(guān)鍵構(gòu)件從原材料到鍛件再到零件的全流程制造過程的穩(wěn)定性對飛機的可靠性和服役壽命有著顯著影響，因此需要開展大型模鍛設(shè)備的自動化、程序化改造，從而實現(xiàn)模鍛過程控制自動化和生產(chǎn)批量化，提高大型航空關(guān)鍵構(gòu)件產(chǎn)品質(zhì)量的穩(wěn)定性。

（3）采用模具增材再制造技術(shù)可以有效提升大型航空關(guān)鍵構(gòu)件整體精密模鍛模具的使用壽命，但是在超大型熱鍛模具延壽和大批量穩(wěn)定生產(chǎn)方面仍受到諸多限制，因此需要發(fā)展精準模具修復(fù)與再制造技術(shù)，創(chuàng)新模具材料與結(jié)構(gòu)，使模具獲得更長壽命，進而實現(xiàn)更低生產(chǎn)成本與更穩(wěn)定的產(chǎn)品質(zhì)量。

（4）針對各種航空用難變形材料、不同坯料模鍛溫度的復(fù)雜模鍛生產(chǎn)過程，采用最佳的潤滑與保溫措施是確保大型航空關(guān)鍵構(gòu)件順利整體精密模鍛成形的重要條件。因此，需研發(fā)效果更佳的模鍛保溫與潤滑技術(shù)，改善模鍛成形條件，降低模鍛過程中成形載荷，提高模鍛件的整體使用性能。