鈦合金由于其優(yōu)秀的比強(qiáng)度、抗腐蝕性能被廣泛應(yīng)用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)件的制造。Ti55531合金是一種新型高強(qiáng)高韌β型合金，其名義成分為Ti-5Al-5V-5Mo-3Cr-1Zr。此合金擁有良好的淬透性和較寬的加工工藝范圍，特別適合制造必須承受巨大應(yīng)力的零部件，比較適合用于結(jié)構(gòu)件，起落架、機(jī)翼、發(fā)動機(jī)掛架之間的連接裝置等。我司利用現(xiàn)有設(shè)備，針對Ti55531合金的性能特點開展了梁類鍛件的試制，獲得了外形尺寸合格、性能優(yōu)良的高品質(zhì)產(chǎn)品。

1、技術(shù)條件

圖1所示為某型號飛機(jī)的梁類零件，力學(xué)性能要求如表1所示。此梁類零件由上、下椽條和腹板組成，上、下椽條以受拉、壓的方式承受彎矩載荷，腹板則以受剪的方式傳遞切向載荷。該梁類零件為高筋薄腹板結(jié)構(gòu)，壁板高度與厚度并不均勻，截面起伏大，是一種典型的難成形結(jié)構(gòu)，材料為Ti55531鈦合金。

表1 鍛件力學(xué)性能要求

圖1 零件示意圖

2、技術(shù)路線

Ti55531鈦合金梁類鍛件的主要生產(chǎn)流程為：鍛造(制坯→終鍛)→性能熱處理→理化檢測→粗加工→超聲波檢測。

3、鍛件原材料

毛坯選用西部超導(dǎo)材料科技股份有限公司提供的φ180mm規(guī)格的Ti55531棒材，化學(xué)成分如表2所示。

表2 原材料化學(xué)成分(%)

4、鍛造工藝

（1）鍛造工藝流程。

采用模鍛工藝成形，先用自由鍛成形出與零件尺寸接近的預(yù)制坯，如圖2所示。此坯料可有效實現(xiàn)梁鍛件不同區(qū)域初始體積的合理分配，獲得良好的填充效果，避免折疊缺陷。鍛造工藝包括制坯和模鍛工序。

圖2 預(yù)制坯

（2）模鍛成形數(shù)值模擬。

為提高生產(chǎn)效率和節(jié)約生產(chǎn)成本，根據(jù)前期Ti55531合金鍛件生產(chǎn)經(jīng)驗，鍛件用DEFORM-3D進(jìn)行了數(shù)值成形模擬分析。模擬具體參數(shù)如表3所示。

表3 有限元模擬過程參數(shù)

通過模鍛成形模擬發(fā)現(xiàn)：當(dāng)模鍛采用僅一火鍛造時，終鍛溫度過低，不滿足工藝規(guī)范。通過多次迭代優(yōu)化，最終確定模鍛采用兩火鍛造。

1)模鍛1火。

圖3為終鍛一火成形過程中的溫度場和等效應(yīng)變分布圖。當(dāng)壓機(jī)壓下量為86mm時，鍛造壓力為4500～5000t。溫度分布：表面溫降較快，心部溫度較高，溫度為750～825℃。等效應(yīng)變分布：鍛件本體變形量30%～40%。

圖3 模鍛一火模擬結(jié)果

2)模鍛兩火。

圖4所示為終鍛兩火成形過程中的溫度場和等效應(yīng)變分布圖。當(dāng)壓機(jī)壓下量為35mm時，鍛件充滿情況良好，鍛造壓力為11800t。溫度分布：溫度為830～860℃，分布均勻。等效應(yīng)變分布：鍛件本體變形量40%～50%。通過數(shù)值模擬可知，采用模鍛兩火鍛造，鍛件充型良好，變形量適中，最終確定鍛造工藝為制坯兩火+模鍛兩火工序。

圖4 模鍛兩火模擬結(jié)果

5、工藝試驗及熱處理

為檢驗最終鍛件是否能夠達(dá)到使用要求，分別試制梁鍛件和肋鍛件用于分析檢測。梁鍛件和肋鍛件均采用常規(guī)兩相區(qū)鍛造，鍛造溫度為800℃，鍛造設(shè)備為16MN快鍛機(jī)。其中梁鍛件代號為A1、A2，采用自由鍛兩火的方式成形，A1來料棒材規(guī)格φ180mm×530mm，A2來料棒材規(guī)格φ180mm×290mm。肋鍛件代號為B1、B2，在16MN快鍛機(jī)上采用自由鍛三火的方式成形，B1來料棒材規(guī)格φ300mm×850mm，B2來料棒材規(guī)格φ300mm×650mm。兩鍛件鍛造參數(shù)如表4所示。

表4 梁、肋鍛件鍛造參數(shù)

原材料交貨時已經(jīng)進(jìn)行固溶時效處理，熱處理制度為：790℃×2.5h/AC+610℃×8h/AC。為了保證零件的性能符合最終使用需求，對試制件重新進(jìn)行熱處理試驗。對試制件分別進(jìn)行固溶+時效處理和雙重退火處理后，進(jìn)行力學(xué)性能檢測。固溶+時效處理工藝為：固溶溫度790℃，時間2h；時效溫度600℃，時間8h。雙重退火工藝如下：一次退火溫度860℃，退火1.5h后爐冷；二次退火溫度560℃，退火8h后空冷。

性能檢測項目如表5所示。試樣在熱處理后按照GB/T 228.1-2010加工成φ5mm×25mm的標(biāo)準(zhǔn)拉伸試樣，然后在InStron 8802拉伸試驗機(jī)上進(jìn)行室溫拉伸試驗。沖擊試驗在JBN-300B沖擊試驗機(jī)上進(jìn)行試驗，試驗按照GB/T 229-2007《金屬材料夏比擺錘沖擊試驗方法》執(zhí)行，試樣加工成10mm×10mm×55mm的U形缺口試樣。斷裂韌度在MTS810型試驗機(jī)上進(jìn)行。金相試樣在拋光后，用HF+HNO3+H2O(體積比為1:3:10)的混合腐蝕劑腐蝕后，在DMI5000M Leica光學(xué)顯微鏡下觀察顯微組織。

表5 試制梁、肋鍛件試樣檢測項目

試制梁鍛件β退火+時效和固溶+時效狀態(tài)的力學(xué)性能對比如圖5所示。β退火+時效狀態(tài)鍛件的抗拉強(qiáng)度為1198～1258MPa，屈服強(qiáng)度為1101～1164MPa，延伸率為8.5%～12.5%，斷面收縮率為16%～23%，沖擊韌度值為34～42J/cm2，斷裂韌性為圖片固溶+時效狀態(tài)鍛件的抗拉強(qiáng)度為1244～1252MPa，屈服強(qiáng)度為1193～1246MPa，延伸率為8.5%～16%，斷面收縮率為20%～50%，沖擊韌度值為20～46J/cm2，斷裂韌性為圖片

圖5 試制梁鍛件兩種熱處理狀態(tài)的力學(xué)性能對比

肋鍛件β退火+時效和固溶+時效狀態(tài)的力學(xué)性能對比如圖6所示。β退火+時效狀態(tài)鍛件的抗拉強(qiáng)度為1207～1252MPa，屈服強(qiáng)度為1114～1159MPa，延伸率為8%～11%，斷面收縮率為14%～22%，沖擊韌度值為30～37J/cm2，斷裂韌性為圖片固溶+時效狀態(tài)鍛件的抗拉強(qiáng)度為1253～1301MPa，屈服強(qiáng)度為1207～1252MPa，延伸率為6%～16%，斷面收縮率為9%～46%，沖擊韌度值為24～43J/cm2，斷裂韌性為圖片

圖6 試制肋鍛件兩種熱處理狀態(tài)的力學(xué)性能對比

因兩種狀態(tài)取樣位置相同，所以力學(xué)性能變化趨勢基本相同。固溶+時效狀態(tài)抗拉強(qiáng)度高于β退火+時效狀態(tài)40～50MPa；固溶+時效狀態(tài)屈服強(qiáng)度高于β退火+時效狀態(tài)約90MPa；兩種狀態(tài)的延伸率、斷面收縮率和沖擊韌度值無明顯趨勢，固溶時效狀態(tài)的三個方向延伸率、斷面收縮率和沖擊韌度值差異較大；β退火+時效狀態(tài)斷裂韌性高于固溶+時效狀態(tài)。

隨著航空航天技術(shù)的不斷發(fā)展，飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計的理論在靜強(qiáng)度、動強(qiáng)度、疲勞強(qiáng)度及斷裂強(qiáng)度方面不斷進(jìn)化，目前損傷容限設(shè)計成為飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計的重要規(guī)范。斷裂韌度可用來表征材料抵抗裂紋擴(kuò)展的能力，為材料的損傷容限設(shè)計提供參考依據(jù)。由于鍛件采用β退火+時效狀態(tài)斷裂韌性高于固溶+時效狀態(tài)，因此最終選取β退火+時效作為鍛件的最終熱處理方式。

6、鍛件試生產(chǎn)

鍛件分別經(jīng)過兩火次制坯和兩火次模鍛生產(chǎn)，其鍛件外形尺寸滿足圖紙要求。鍛件每火次鍛造成形情況與數(shù)值模擬情況基本一致。鍛件每火次鍛造工藝參數(shù)見表6。試生產(chǎn)鍛件力學(xué)性能如表7所示，符合標(biāo)準(zhǔn)要求。

表6 鍛件試生產(chǎn)鍛造工藝參數(shù)

表7 試生產(chǎn)鍛件力學(xué)性能

結(jié)束語

1、通過數(shù)值模擬技術(shù)對模鍛成形過程進(jìn)行不斷地迭代優(yōu)化，制定出兩火次制坯和兩火次模鍛的工藝方案，鍛件充型良好，變形量均勻。

2、試制鍛件整體力學(xué)性能均勻，完全符合力學(xué)性能要求。鍛件室溫整體抗拉強(qiáng)度大于1150MPa，屈服強(qiáng)度大于1050MPa 。

3、對Ti55531鈦合金鍛件分別進(jìn)行β退火+時效處理和固溶+時效處理，固溶+時效狀態(tài)室溫強(qiáng)度略高于β退火+時效狀態(tài)；但β退火+時效狀態(tài)斷裂韌性高于固溶+時效狀態(tài)，這對后續(xù)大型Ti55531合金鍛件的試制生產(chǎn)研究有一定的指導(dǎo)意義。

（莫安軍，王瑞麒，余勝峰，栗文強(qiáng)，曾菁·中國第二重型機(jī)械集團(tuán)德陽萬航模鍛有限責(zé)任公司）