TC4钛合金旋压成形工艺

TC4钛合金旋压成形工艺（精选8篇）

篇1：TC4钛合金旋压成形工艺

TC4钛合金旋压成形工艺

通过对TC4钛合金旋压成形工艺技术的试验研究,分析了影响旋压成形和旋压件精度的因素,同时分析了旋压件的组织性能.试验结果表明,采用合理的.旋压工艺及工艺参数,可以旋制较高精度的TC4钛合金零件,且旋压件材料组织性能提高,非金属成分含量仍满足标准要求.

作 者：李启军 吕宏军 王琪 Li Qijun Lü Hongjun Wang Qi 作者单位：航天材料及工艺研究所刊 名：航空制造技术 ISTIC英文刊名：AERONAUTICAL MANUFACTURING TECHNOLOGY年，卷(期)：“”(z1)分类号：V2关键词：钛合金 旋压 组织性能

篇2：TC4钛合金旋压成形工艺

试验研究了TC4钛合金激光快速成形的`力学性能.结果表明,成形件室温及高温强度均超过锻件水平,塑性接近锻件水平.严格控制成形气氛中杂质元素的含量能使TC4钛合金强度与塑性合理匹配.

作 者：杨健 黄卫东 陈静 杨海欧 作者单位：杨健(中航第一飞机研究院)

黄卫东,陈静,杨海欧(西北工业大学凝固技术国家重点实验室)

篇3：TC4钛合金旋压成形工艺

钛及钛合金是一种低密度材料,具有较高的比强度。此外,其在高腐蚀度和高温环境中抗蠕变性能也比较好,且有良好的焊接性能,应用于工业各领域[1]。本文要求成形的钛合金三通管元素组成为Ti-6Al-4V,简称TC4钛合金,是典型的α+β两相合金,它含有质量分数为6%的α稳定元素Al和质量分数为4%的β稳定元素V。在热压力加工时能够展现出较好的力学性能,并且可以利用淬火和失效进行合金强化;在进行热处理后其强度能够大幅度提高,能相较退火时的强度提高50% ~100%;另外,它能够在高温环境(400 ℃~500 ℃)中持续工作。

2 TC4钛合金挤压工艺方案的选择

TC4钛合金挤压工件如图1所示。

根据图1,初步确定以下两种成形方案:

方案1:径向挤压。将毛坯制成管料,内置弹性介质,放于模膛之中,双向挤压,通过径向挤压的方法挤出第三端,卸料后进行机械加工,制成三通管。

方案2:三向挤压。将毛坯制成T字形棒料,放于模膛之中,利用三向压力机,通过三向反挤压的方法初步成型,卸料后进行机械加工,制成三通管。

该三通管材料为TC4,毛坯是用TC4粉末放入模腔中压实后烧结制成。方案1中,通过径向挤压形成第三端时,材料的变形量较大,加工硬化程度高,对设备和模具强度要求都较高。方案2采用三向反挤压,3个端口变形量都相对较小,成型较容易,同时可以有效地保护冲头与模具。经综合考虑,应采用方案2。

3 零件挤压工艺分析

3.1 毛坯热处理方案的确定

TC4是一种在退火状态下使用的钛合金,分别对TC4进行除应力退火、再结晶退火和固溶时效处理,可得到不同相组合的钛合金组织与性能,见表1。

据此,可对TC4 毛坯采用去应力退火550 ℃ ~650 ℃,空冷;再结晶退火750 ℃~800 ℃,空冷或随炉冷却至590 ℃后,空冷;真空退火790 ℃~815 ℃。

3.2 挤压时润滑剂的选择

TC4热挤压成形可采用两种润滑方式:一是采用玻璃粉覆裸体挤压,另一种是采用铜或钢包套挤压。由于,采用铜或钢包套的方式会使金属在挤压筒内流动受阻,还会发生金属粘连现象,使得管材的表面受损,因此本文采用玻璃粉做润滑剂。

3.3 分模面的选择

由图1可知,可以对三通管成形模具沿中心线进行横向或纵向分模,相比之下,横向分模便于装料和卸料,而纵向分模在卸料时管材易留在模膛中,不易取出,故而选择横向分模。

3.4 初始挤压温度、加热方式和加热时间的选择[2]

随着温度的升高,坯料的变形抗力下降。从TC4合金的变形抗力、允许变形程度随温度变化的规律,以及从减少能量消耗和充分利用合金塑性的角度出发,初始挤压温度愈高愈好,初始挤压温度应为β转变温度(980 ℃~990 ℃)以下14 ℃~28 ℃。本文以950℃作为坯料的挤压温度,加热方式采用感应加热,可有效地减少坯料的降温,加热时间选择3min~5min。

4 坯料原始尺寸及质量的计算

通过UG7.0绘制工件三维立体图后,由工具“测量体”得出工件体积V=543 821.145 397 477mm3,坯料长度可按式(1)计算。

其中:L*为坯料长度,mm;S为工件端面面积,mm2,S=π(R2-r2),R和r分别为工件端面外半径和内半径;L为工件长度,mm;D为坯料直径,mm。

由文献[3],按式(2)计算机械加工余量V0(cm3):

其中:D1、D2分别为工件左右端、上下端直径,mm;Δh1、Δh2分别为左右端、上下端修边余量,mm;L1*、L2*分别为坯料左右端、上下端长度。

将相应数据代入式(2)可得V0=196 433.85mm3。

考虑到感应加热损耗率,坯料的体积V*(cm3)按公式(3)计算:

其中:δ为感应加热损耗率,取δ=1.0%。进而由下式得到坯料质量m(kg):

其中:ρ为钛合金TC4 的密度,ρ=4.51×10-6kg/mm3。

将相关参数代入式(3)、式(4),计算可得坯料的体积V*=747 657.545mm3、坯料质量m*=3.37kg。

5 热挤压模具的设计[4]

5.1 凸模工艺设计

结合工件外形,考虑到加工简单,又便于装配与更换,将凸模设计成有斜度的冲头;采用车床加工,与凸凹模固定板的配合按H7/m6,凸模长度L凸=160mm,材料选用高温合金GH4049。凸模结构如图2所示。

5.2 凹模工艺设计

凹模采用组合凹模,利用铣床和线切割机床对其进行加工。需要注意的是,将凹模安装于模架上时,需要考虑压力中心的数据对其进行定位;此外对凹模轮廓尺寸的设计要考虑其使用时的强度与刚度以及修模量。此处,选用高温合金GH4049 制造凹模,淬硬HRC58~HRC62。凹模结构如图3所示。

5.3 下垫板结构设计

下垫板选用的材料为T10A。其结构如图4所示。

5.4 凸模固定板设计

在装卡时凸模采用凸模固定板,可有效防止凸模在挤压过程中发生偏移,材料采用T10A,热处理硬度为淬硬HRC55~HRC45,其结构如图5所示。

5.5 上模板设计

上模板要有足够的厚度和重量,具有较大的接触面积,并且能够将作用在模具上的负荷合理地分配到压力机滑块和工作台面上[5],其结构如图6所示。

5.6 模架及其他零件设计

因四导柱模架冲压时受力比较均匀平衡,稳定性和导向精度较高,且导柱模结构比较完善,能够满足本次TC4钛合金三通管的设计要求,故选用四导柱模架。导柱与导套材料采用20钢,热处理(渗碳)硬度为HRC58~HRC62。上下模座材料采用HT200。采用柔性卸料板的卸料装置,卸料板边缘与垫板内腔保持间隙,材料选用T10A,弹性卸料体采用聚氨酯弹性体。

5.7 挤压模具装配结构

坯料送进时,由左右起导向作用的卸料板作为导向零件,使得坯料进入模腔,三向压力机同时挤压坯料,反挤压出工件,工件制出后,3个冲头均向后撤离,卸料器将料从凸、凹模中推出,工件取出后,通过机械加工冲透内孔,并使各项数据达到尺寸要求,加工完毕。三通管挤压模具装配结构如图7所示。

1-下模板;2,8-隔热板;3-下垫板;4-包套;5-凹模;6-加热圈;7-上模板;9-上垫板;10,11-凸模;12-托杆;13-卸料板;14-聚氨酯弹性体

6 结论

通过对钛合金三通管工件的计算分析,解决了合金管材变形抗力大、加工硬化强烈、易于开裂等的生产难题,完成了钛合金三通管的挤压模具设计,相信可为未来钛合金管材成形模具设计提供参考。

摘要：通过对TC4钛合金三通管进行工艺计算,分析制定了合理的热挤压成形方案,完成了此三通管多向挤压成形的模具设计,探索了一种钛合金构件多向锻造成形工艺。

关键词：TC4钛合金,三通管,模具设计

参考文献

[1]周洪强,陈志强.钛及钛合金粉末的制备现状[J].稀有金属快报,2005(12):11-16.

[2]蔡云.TC4钛合金高温拉伸力学性能研究和组织演变[D].南京:南京航空航天大学,2009:7-8.

[3]蔡军,李付国,任东升.TC4合金叶片热模锻过程的数值模拟[J].宇航材料工艺,2008,38(6):15-25.

[4]郝滨海.挤压模具简明设计手册[M].北京:化学工业出版社,2006.

篇4：TC4钛合金旋压成形工艺

关键词：TC4钛合金；薄壁球形封头；成型工艺；数控车加工工艺

中图分类号： TG379 文献标识码： A 文章编号： 1673-1069（2016）23-149-2

0 引言

TC4（Ti6Al4V）钛合金以其较高的耐腐蚀性、较高的质量性能因子而被广泛作为航空航天压力容器的制造材料。球形封头是航天压力容器中的主要承压部件，其加工精度要求较高，主要集中在壁厚均匀性及重量控制方面。为了达到航天用TC4球形封头的要求。本文主要从成型及精加工两方面进行分析，采用了特有的板材冲压成型方法，及数控加工内外表面，确保了壁厚均匀性及重量要求。

1 TC4球形封头冲压成型过程

薄壁半球形零件属于典型的冲压件，在配套模具的作用下，由平面板料经过塑性变形而成，成型过程中主要问题表现为起皱和破裂两个方面。成型过程如图1所示，通过凸模的下压过程，对板料施加压力，在凹模的约束下，最终形成半球形封头。

1.1 TC4球形封头冲压成型缺陷分析

TC4钛合金是一种强度较高的α-β型两相合金，该合金拥有优异的综合性能，在航空和航天工业中获得了最广泛的应用。

由于重量的高要求，封头均为薄壁尺寸，所以成型过程易出现起皱与破裂问题。其中一部分板料未与凹凸模表面接触，呈现无约束悬空状态，易发生褶皱，称为球面起皱；另一部分位于凹模表面的平面板料，也易发生褶皱，称为凸缘起皱；随着起皱的发生，会使球面部分板料所受的拉力增大，最终发生破裂（如图2所示）。其中引起破裂的另一部分原因为较大的压边力，对于薄壁板材，增大压边力会减小凸缘起皱，但如果对压边力控制不当，则容易发生破裂（如图3所示）。

球形封头冲压成型过程一直伴随着板材的塑性变形，通过监测成型过程球面不同点的位移，得到了球面形成过程的塑性变形情况，如图4所示：

由图4可得球形封头的成形过程，球面各点均发生了塑性变形，其中从球顶（A点）至球冠（F点）的拉伸形变逐渐增大，球冠处到达最高点，所以对于冲压成型的球形封头，其球冠处的壁厚减薄量最大。

由于TC4钛合金的高比强度，其球形封头必须采用热成型的方式，由图4可得成型过程板坯必须具有一定的塑性。薄壁TC4钛合金球形封头，根据公式（1）可得，板材厚度越小，散热越快，塑性降低的就会越快，成型过程易发生开裂现象。

t=α·K·D（1）

其中，t——加热或散热时间（min或s）；α——加热系数（min/mm或s/mm）；D——工件的有效厚度（mm）；K——装炉条件修正系数，通常取1～1.5。

所以TC4钛合金球形封头的成型，其板坯必须具有一定的厚度，保证冲压过程热量散失不能过快。

1.2 TC4球形封头冲压成型工艺分析

通过对TC4球形封头成型缺陷的分析，得到了板坯必须具有一定的厚度，这样既能保证冲压过程材料具有一定的塑性，又能防止凸缘起皱的发生。为了不增加加工成本，尽量选取较薄的板坯，采用上下夹板的方式增加其“厚度”，如图5所示：

成型后的板坯进行冲压，可看作厚壁板封头冲压成型过程。该过程由于厚板坯料在位于凹模凸缘处可抵抗较大的平行与板面的压应力，不需要较大的压边力，即可防止凸缘起皱的发生。经过实践分析，得到如图6的工艺流程：

经过改进后的成型工艺进行冲压，得到了合格的TC4球形封头，尺寸合理，可以进行数控车加工。

2 TC4球形封头车加工过程

成型后的TC4球形封头，必须经过内外表面加工才能满足航天用球形封头的标准，一般航天用封头粗糙度要求高于1.6，封头的壁厚误差在0.05mm范围内。由于加工精度较高，必须对可能产生误差的原因进行分析，制定合理的车加工工艺，确保误差满足要求。

加工过程中误差产生的原因较多，主要有以下几种：

①加工残余应力的影响：经过热冲压成型的球形封头，其塑性变化较大，随着温度的降低，会产生较大的内应力，加工过程中，随着壁厚的减薄，应力会逐渐释放，影响到成型后的尺寸精度。

②装夹受力变形：球形封头在车加工前，整体尺寸较薄，在加紧力的作用下，容易发生变形，直接导致加工基准发生变化，最终影响整体尺寸。

③加工振动变形：加工过程中，在切削力的作用下，由于工件壁厚较薄，容易产生振动而变形，进而影响工件的表面质量。

④刀具的影响：TC4钛合金导热性差，使用导热性差的刀具，会使工件表面产生较大的切削热，工件受热后刚性较差，尺寸难于控制。

根据以上误差产生的原因，采取相应的控制措施，确保工件的尺寸精度。

①成型后热处理。

冲压成型后的封头，在去除内外夹板之前，进行消应力热处理。热处理温度600℃～650℃，保温1～4h，空冷。热处理后可减小加工残余应力。

②采取合适的工装。

封头车加工前，首先要确定基准，整个加工过程中，基准不能发生变化。可在封头口部组焊一圆环作为封头后期的加工基准（如图7所示），车加工时直接夹持圆环，可减少因装夹力对封头尺寸的影响。

③车加工工艺。

TC4钛合金的难加工性及壁厚尺寸的限制，要制定合理的车加工工艺才能达到航天用球形封头的精度尺寸。通过理论与实践分析，得到如图8所示的车加工工艺流程：

④刀具选择。

TC4钛合金的高强度和高硬度特性，对加工刀具要求具备较高的强度和硬度；热传导性较差，切削加工过程中产生的热量无法及时散失，导致刀具磨损加剧，进而影响加工表面质量；选择刀具时必须考虑以下几种特性：a刀具材料好的导热性；b刀具材料较高的韧性；c车刀的前角与后角的大小。

3 结论

①TC4钛合金薄壁球形封头冲压成型时，可通过组对上下夹板增加“厚度”的方式减小起皱与破裂问题的出现；

②成型后的封头进行数控车加工，可组焊一圆环作为基准，便于夹持；选择合适的刀具有利于表面质量及尺寸要求；

③TC4钛合金球形封头成型必须制定合理的冲压成型及车加工工艺，冲压成型后的热处理非常必要；合理的车加工工艺可提高成品合格率。

参 考 文 献

[1] 《中国航空材料手册》编辑委员会.中国航空材料手册 第四卷 钛合金、铜合金[M].中国标准出版社，2002：104-131.

[2] 石晓强，孙韬，王红梅.星用压力容器封头数控加工误差控制研究[J].兰州物理研究所，数控加工，2009，1（2）：40-42.

[3] 李振杰.半球形冲压件起皱因素分析[J].河南工程学院，锻压技术，2014，5（39）：56-60.

篇5：TC4钛合金旋压成形工艺

增材制造技术是指通过逐层增加材料的方式将数字模型制造成三维实体物件的过程,其基本特征是分层制造[1]。 增材制造技术直接从计算机图形数据中生成复杂形状的零件,无需机械加工或模具,产品设计与制造高度集成在一台设备中,具有很大的设计和制造自由度,极大地缩短了生产路线、研制周期,材料利用率高,提高了生产效率,降低了生产成本。因此,增材制造技术给传统的航空制造技术带来了很大的革新,在制造领域特别是在航空航天领域得到迅速应用和发展[2]。

飞机和发动机中大量应用到各种轻质高强金属零件,以激光/电子束高能束流为热源的金属零件的增材制造技术在航空航天领域得到迅速的发展,未来必将对航空制造技术的发展产生深远影响。目前,常用的金属增材制造技术主要包括:电子束选区熔覆成形(Selective electron beam melting, SEBM)、电子束自 由成形 (Electron beam free forming, EBFF)、激光选区熔覆成形(Selective laser melting,SLM)、 激光近净成形(Laser engineered net shaping,LENS)[3,4,5,6]。 基于高能束的金属增材制造技术制备的金属零件,均是通过高能束熔丝、熔粉,然后按照轨迹铺覆后使其快速凝固,从而制备出金属结构。这种方法得到的金属结构的组织均是快速凝固组织,虽然晶粒得到细化,但仍然是铸态组织。而这种铸态组织不能满足飞机和发动机中关键结构件对组织和性能的综合需求。另外,有的制备方法在制备过程中需要保护气,容易在成形零件中造成不完全熔覆、气孔等缺陷。这些问题使得增 材制造技 术还不能 应用于大 部分关键 结构件[7,8,9,10]。

为了满足飞机和发动机中结构件对金属零件的微观组织和性能的综合需求,增材制造的组 织不能是 单一铸态 组织,而应是可以根据需要获得热机械加工组织。为了实现这个目的,本研究提出了对电子束自由成形后的TC4钛合金板材进行轧制变形,通过轧制热机械加工来改善组织,达到提升材料强度和塑性的目的,为改善和提高金属增材制造材料的组织与性能提供一条新的技术途径,从而推动其在飞机和发动机关键结构件中的应用。

1实验

1.1实验材料

试验原材料是TC4钛合金丝,直径为2.0mm,由宝鸡钛业有限公司提供,成分为Ti-6Al-4V。TC4钛合金丝呈盘状, 放置在电子束自由成形设备中,每盘质量为5~10kg。

1.2实验过程

采用电子束自由成形方法来制备板状的TC4钛合金预制坯,图1是电子束自由成形的原理图,将丝材熔化后逐层铺覆成尺寸为100mm×100mm×10mm的TC4钛合金预制坯。

在预制坯上切取用于热轧的 试件,尺寸为10 mm×38 mm×50mm,将轧制试件分别加热到800 ℃、850 ℃、900 ℃ 与950℃,保温时间均为15min,加热所用的加热炉是RJX-8型中高温箱式加热炉。对不同温度下的试样进行轧制,轧制工艺参数如表1、表2所示,试样轧制完成后空冷。热处理采用再结晶退火,退火工艺 包括两种:一种是800 ℃ 保温60 min,随炉冷至590 ℃,空冷;另一种是950 ℃保温30min,随炉冷至590℃,空冷。表2是TC4板材在各变形量下的道次数及每道次变形量。

在轧制后的试件上切取试样,随后对试样进行侵蚀,侵蚀剂为氢氟酸和硝酸的混合水溶液,其中HF、HNO3、H2O比例为1∶1∶8,侵蚀时间3~4s。采用金相显微镜和扫描电镜对轧制前后的组织进行观察,并分析其规律。

2结果与分析

2.1原始TC4钛合金板材组织

图2是电子束自由成形后原始TC4钛合金块料的组织。 由图2可知,原始组织为典型层片状组织,且主要为相互交错层片状的初生α相,β相较少,存在于板条状α相之间。其中较大的片层长度达100μm,宽度较大的达3.6μm。这与快速冷却的铸态组织略有不同,其中的片层厚度有所长大, 这主要是由于在电子束自由成形过程中,钛合金是逐层铺覆的,在铺覆上面的层时,靠下面层的金属已经铺覆好,但是在真空状态下热量无法快速散失,而是缓慢地冷却下来,在冷却过程中,相当于对预制坯进行了热处理,这导致凝固的层片厚度增加。电子束自由成形的这种特点有利于改善成形后的组织,但是对于大厚度钛合金预制坯,则可能导致层片厚度显著増大,沿着预制坯的高度方 向出现组 织和性能 梯度,对成形后零件的性能产生不利影响。由图2可以看出, 在低倍组织照片中,在钛合金组织的 基底上还 存在很多 孔洞,这会对钛合金性能产生很大的影响。

2.2轧制温度对TC4钛合金热轧态组织的影响

图3-图5是经不同温度、相同变形量轧制后未经后续热处理的TC4合金微观组织。变形量为60%时,随着变形温度升高,初生α相增大。在热机械加工作用下,在850 ℃时有的晶粒呈现等轴化,α相的比例减少,而β相增加;当变形温度为950 ℃时,表现为双态组织,有的 α相仍然呈层片状,只是层片的厚度 增加。层片状 α相经历剧 烈热轧变 形后,发生了弯曲、扭折、断裂。随着温度升高,弯曲后的 α相层片厚度增加,在α相层片之间的β相增加。断裂的α相经过再结晶后,会形成等轴组织。在低于950 ℃、60%变形量时,原始态中大的层片组织虽然发生了变形,但是并未消除。 但即使是增加轧制变形量到90%,变形温度为950 ℃时也会存在变形的原始晶界。可见,不经过后续的再结晶退火热处理,仅仅通过轧制热机械变形不能完全消除电子束自由成形中的原始组织形态。但轧制工艺对电子束自由成形后组织的影响非常大,基本改变了原始组织的形貌,在950 ℃变形时,形成了双态组织,在较低温度变形时,除一些较大尺寸的晶界未完全消除外,其它位置大部分形成了细小而均匀的网篮组织。当轧制温度较高(如950 ℃)时,在道次之间经过了一个短时间的升温和保温过程,相当于对其进行了短时间的再结晶退火处理,温度越高,就会形成越多的再结晶等轴或近等轴晶粒。经过轧制后,初始电子束自由成形后组织中的孔洞缺陷完全消除,可见轧制对材料起到了很好的致密化作用。

2.3变形量对TC4热轧态组织的影响

图6-图9是850 ℃、950 ℃时不同变形量下轧制2道次、3道次后TC4合金的微观组织。在850 ℃、2道次轧制时,随着变形量的增加,组织状态以网篮组织为主,也有少量再结晶的等轴组织出现。在950 ℃时这种变化更加显著,在低变形量(如60%、70%、80%)时,组织状态主要是网篮组织和少量再结晶等轴组织,随着变形量的增加,等轴组织的晶粒尺寸减小,网篮组织的片层厚度减小。在950 ℃、3道次时,主要是非常细小的片层状组织,片层排布呈现一定的方向性。而在相同温度和道次下,变形量为80%时,片层组织的取向并不明显。

2.4轧制道次对TC4热轧态组织的影响

图10和图11分别是相同变形量下800 ℃、2道次和3道次以及900 ℃、2道次和3道次轧制后TC4的微观组织。 在两种条件下,组织以网篮组织为主,有的还包含少量经过再结晶的近等轴组织。与2道次轧制相比,3道次轧制多了一个轧制后重新升温的工艺,因而经过了充分的再结晶,层片组织厚度有所增加,一些未充分再结晶的组织在扩散效应作用下位错数量减少,未充分再结晶区域减少,晶粒弯曲现象减少,晶界更加清晰。

2.5再结晶退火对TC4热轧态组织的影响

对经过不同工艺轧制后的板材进行了固溶退火,工艺参数如1.2节所述。

图12和图13是在不同温度、60%和90%变形量、2道次轧制并经950 ℃/0.5h+随炉冷至590 ℃再空冷后的TC4的微观组织。由图12、图13可知,除少数局部组织变形不均匀外,经热处理后的组织形貌改变很大。60%变形量下,温度较低时,组织中存在变形不均匀的现象,晶粒有的呈长条状,有的呈等轴状;温度较高时,组织中变形不均匀不明显, 晶粒呈等轴状或近等轴状。90%变形量下,温度较低时,组织中变形不均匀不明显,组织状态比较接近,晶粒呈等轴状或近等轴状;随着温度的升高,晶粒有所长大,等轴状晶粒增多,晶粒尺寸约为10μm。

图14和图15是在不同温度、60%和90%变形量、2道次轧制并经800 ℃/1.0h+随炉冷至590 ℃再空冷后的TC4的微观组织。由图14和图15可知,在变形量为60%时,虽然在850 ℃条件下存在未消失的原始组织形貌,但是大部分组织经过轧制+热处理完全被改变。温度较低时,组织状态是有的位置呈现等轴组织,有的呈现网篮组织;温度较高时, 大部分组织状 态是等轴 组织或近 等轴组织。在变形量 为90%时,无论是低温时变形还是高温时变形,组织状态区别不明显,主要是细小的等轴组织和少量的β转变组织。由于再结晶的温度较低,再结晶并不完全,晶界不明显。

无论是800 ℃/1h+随炉冷至590 ℃+空冷,还是950 ℃/0.5h+随炉冷至590 ℃+空冷,对电子束自由成形后的组织改变都非常大,将原始的层片组织变为双态组织、等轴组织、网篮组织,或者是这3种中2种或3种的组合,总之得到的组织状态是热机械加工组织。而且通过轧制加工,使电子束自由成形后组织中的孔洞弥合。由此可见,轧制加工是一种改善电子束原始组织状态的有效方法,为电子束自由成形结构件的组织调控和性能优化提供了一条可行而且有效的技术途径。

3结论

(1)电子束自由成形后的TC4组织是层片组织,较大的片层长度达100μm,宽度较大的达3.6μm。基体组织中存在孔洞。

(2)轧制对电子束自由成形后的原始组织影响很大。经轧制后其中的α相发生弯曲、断裂,组织状态主要是网篮组织或以网篮组织为主含少量的双态组织。

(3)电子束自由成形后的板材,在轧制后再经过950 ℃/ 0.5h+随炉冷至590℃并空冷的热处理,组织状态主要是等轴或近等轴组织;在轧制后再经过800 ℃/1h+ 随炉冷至590 ℃并空冷的热处理,组织状态主要是等轴组织或以等轴组织为主含少量网篮组织。

篇6：TC4钛合金旋压成形工艺

关键词： TC4-DT钛合金；电子束焊接；显微组织；力学性能

中图分类号： TG442

Abstract： Electron beam welding（EBW） of a 40 mm thick TC4-DT titanium alloy was carried out. The properties of EBW joint for the titanium alloy were researched by means of the microstructure， tension testing， impact testing and so on. The results indicated that the welding performance of TC4-DT titanium alloy was excellent. The EBW joint of TC4DT titanium alloy is composed by the basketweave structure α′. Compared with the forgings， the EBW joints of TC4-DT titanium alloy had similar tension strength .The impact toughness of the EBW joints was less than that of the forgings.

Key words： TC4-DT titanium alloy， EBW， microstructure， mechanical properties

0前言

钛合金因其具有比强度高、耐腐蚀、耐高温等优良的性能而被广泛应用于航空航天及医疗等领域[1]。尤其在航空方面，钛合金的用量已成为衡量飞机先进性的重要标志。TC4钛合金为中高强度的双相钛合金，除具有一般的钛合金特性外，还可以通过淬火和时效处理等热处理方法得到强化稳定组织，获得比强度和比热度高，韧性、塑性和高温变形性能优良的双相钛合金。TC4-DT钛合金是在TC4钛合金基础上，通过减少Fe、C、O、N等间隙元素，牺牲一定的强度，提高韧性、塑性等性能的大损伤容限型双相钛合金，未来有望成为飞机梁、框等重要承力构件的主要材料[2，3] 。

TC4-DT钛合金最突出的优点在于具有较高的断裂韧性和疲劳裂纹扩展能力，其性能与在美国四代机上使用的TC4 ELI钛合金性能相当[4]。中航工业北京航空材料研究院朱知寿等人[5]研究了该型钛合金疲劳裂纹扩展特性，结果表明，TC4-DT钛合金的抗疲劳裂纹扩展能力明显高于TC4钛合金。唐振云等人[6]对TC4-DT合金电子束焊接接头低周疲劳性能进行了研究，结果表明，当疲劳应变幅△εf/2大于0.6%时，随着塑性变形应变幅的增大，母材与焊接板材上、下层处的2Nf差异逐渐明显，其中母材处的2Nf最高，焊接板材上层处2Nf最低。

目前对TC4-DT钛合金材料在航空实际应用中的研究较少，因此对钛合金承力构件材料开展工程研究，确定该型钛合金在生产中的适用性，可以更好地满足航空工业发展的需求。

1试验方法

试验材料为退火态TC4-DT自由锻件，尺寸为200 mm×75 mm×40 mm，采用“I”形对接形式，其化学成分如表1所示。焊前用钢丝刷打磨待焊处的表面去除氧化膜，然后用丙酮擦拭待焊处。焊前进行定位焊接，下端用开槽垫板衬垫。焊接试验在ZDl50-30C高压真空电子束焊机上进行，焊接沿垂直于锻件纤维方向进行，焊接工艺参数如表2所示。焊后在真空热处理炉中730 ℃，保温3.5 h进行去应力退火。

采用PME OLYMPUS光学显微镜对焊接接头微观组织进行观察，参照GB/T 2651和GB/T 265制取试样，保证焊缝位于试样中心处，冲击试样在焊缝中心处开U形口，拉伸和冲击试验分别在日本岛津AG-X拉伸试验机和纳克N1150冲击试验机上进行，采用S-4700扫描电镜对断口形貌进行分析。

2试验结果分析与讨论

2.1电子束焊接接头微观组织形貌

2.1.1TC4-DT母材的显微组织

母材的显微组织如1所示，TC4-DT组织为片层状的魏氏组织，在原始β晶粒内部存在一定范围内取向大致平行的α片层集束，不同位相的集束交错分布在β晶粒中。

2.1.2TC4-DT焊缝的显微组织

TC4-DT电子束焊缝基体为α片层集束组织，经退火热处理后，α片层和β晶界有所长大（图2a）；在焊接过程中，热影响区部分温度比焊缝温度低，有少量的针状马氏体析出，形成少量细小的针状α′马氏体（图2b）；TC4-DT焊缝在电子束流高温作用下，快速冷却形成大量的长针状α′马氏体，针状马氏体交错排列，形成致密的长针网篮状马氏体组织，焊缝组织不见明显晶界（图2c）。

2.2电子束焊接接头力学性能分析

2.2.1拉伸性能

母材和电子束焊接后的TC4-DT的室温抗拉强度试验结果如表3所示，拉伸试样如图3所示。电子束焊接试件的抗拉强度、屈服强度与母材相当，但电子束焊接试件的塑性低于母材。电子束焊接试件拉伸断裂位置位于远离焊缝的母材处。图2焊缝区显微组织在电子束焊接过程中，加热和冷却速度较快，凝固界面处于不平衡状态，溶质原子在界面前端富集。在凝固过程中，富集的溶质原子还没来得及扩散就被快速移动的凝固界面所吸收。在随后的凝固过程中，α相从β晶体中析出、长大形成溶质原子，由于电子束焊接冷却速度较快，析出的α相未来得及扩散，因此过饱和固溶在α-Ti中，增大了合金的固溶度，通过固溶强化使焊缝的强度得到加强，达到与母材相当甚至有所增强。

2.2.2冲击性能

母材和电子束焊接后的TC4-DT的室温冲击韧性试验结果如表4所示，电子束焊接接头的冲击韧性略低于母材的冲击韧性，说明电子束焊接接头的韧性低于TC4-DT锻件组织的韧性。电子束焊接接头的冲击试样断口宏观形貌如图4a所示，冲击断口的宏观形貌由纤维区、放射区和剪切唇3部分组成，两侧的剪切唇较大，下部缺口处的纤维区较小，有较大的放射区。从图4b放射区的微观形貌可以发现，断口为等轴韧窝，且韧窝较深较密集，塑性脊（白亮区域带）较明显，是典型的韧性断裂，说明TC4-DT钛合金具有良好的韧性。冲击试样如图5所示。

3结论

（1）焊缝组织为长针状马氏体网篮组织，母材原始β晶粒内为板条状α片层组织，热影响区完成了由片层组织向针状马氏体组织的过渡；

（2）TC4-DT钛合金电子束焊接接头的强度、冲击韧性等力学性能与母材相当，具有良好的强度和韧性等力学性能；

（3）TC4-DT钛合金电子束焊接接头的各项性能满足航空材料的要求，适宜在航空类零件生产发展中应用。

参考文献

[1]胡礼木. 钛合金Ti6Al4V电子束焊接接头的性能研究[J]. 陕西工学院学报，1997，13（4）：43-47.

[2]王金友.航空用钛合金[M].上海：上海科学技术出版社，1985：91-100.

[3]曹春晓.选材判据的变化与高损伤容限钛合金的发展[J].金属学报，2002，38（增刊1）：4-6.

[4]刘金豪，刘建生，熊运森，等.TC4-DT钛合金的热变形行为研究及加工图[J].稀有金属材料与工程，2013，42（8）：1 674-1 678.

[5]朱知寿，马少俊，王新南，等.TC4-DT损伤容限型钛合金疲劳裂纹扩展特性的研究[J].钛工业进展，2005，22（6）：10-13.

[6]唐振云，毛智勇，李晋炜，等.TC4-DT合金电子束焊接接头低周疲劳性能研究[J].航空制造技术，2011（16）：111-118.

篇7：钛合金对接带板成形工艺研究

本文通过选取典型的钛合金变厚度带板零件,将钛合金的数控铣切与钣金成形进行有效的结合,摸索出钛合金变厚度零件制造的新工艺,降低了加工成本,缩短了生产周期,且产品质量更为稳定,具有极大的推广应用意义。

1 工艺分析

该零件是典型的钛合金变厚度零件,最大厚度7.0mm,最小厚度3.5mm,零件外形为双曲度弧面,具有机加成形与钣金成形的双重特征,就成形方法而言,可以采用数控铣切成形法、钣金弯曲—数控铣切成形法及数控铣切—钣金成形法。

1.1 数控铣切成形法

选取能够包络零件最大外廓尺寸钛合金厚板,采用五坐标数控机床对零件上下曲面采用行切加工,该成形法需要机加切削的去除量大,加工时间长,而且零件为钛合金TC4材料,该材料导热性差、化学活性高,切削加工时刀尖处温度升高较快,容易造成刀具磨损而影响切割质量。同时,由于该零件为蒙皮结构,刚性较弱,加工时零件易变形,壁厚不容易保证,加工后需要通过专用的稳定热处理夹具对零件外形进行校正,增加了制造成本及周期。

1.2 钣金弯曲—数控(化学)铣切成形

选取厚板毛坯,通过钣金工艺将毛坯进行预成形,而后进行数控铣切成形,该成形方法可以减少数控铣切时材料的去除量,降低数控加工时间,但由于零件结构限制,零件数控加工后同样存在变形问题,而且钣金成形毛料后加工基准发生变化,数控加工时存在定位基准无法准确的确定,影响加工精度。

1.3 数控铣切—钣金成形

该成形方法是通过数控铣切的方法加工出零件的展开外形及下陷台阶,而后通过钣金工艺进行弯曲成形,零件最终外形通过模具保证,可以减少零件成形后的变形,提高零件型面精度,但由于零件在展开状态下成形,外形及下陷台阶在钣金成形时容易定位不准确而产生偏差,影响零件成形精度。

根据零件结构特点,为减少数控铣切的变形量,缩短零件制造周期及降低制造费用,综合三种成形工艺的利弊,初步确定采用数控铣切—钣金成形的工艺方法成形零件。

2 工艺方案

钛合金对接带板设计选用TC4材料,属于高强度钛合金,该材料常温下塑性较差,成形极为困难,而TC4在650℃~800℃范围时具有很好的塑性,因此在数控铣切展开外形后,通过等温加热工艺实现零件的最终成形。等温加热成形是将模具放在热成形机中加热,待模具温度达到工艺要求时,将零件按毛料放入模具中保温,待温度均匀后合模,保温保压,等温加热成形具有以下优点:

1)模具温度均匀,零件加热温度均匀,材料均匀流动,不易产生开裂及皱折;

2)加热后材料塑性提高,变形抗力降低,对设备及模具损伤小;

3)保温的温度、时间与退火的温度、时间接近,所以成形后零件无残余应力,贴胎度好;

4)成形温度受控均匀,没有晶粒长大等材质变化的可能性,同时表面产生均匀的低温氧化,后续表面处理容易去除氧化皮;

5)无需进行真空退火消除应力,大大降低成本,提高效率。

3 技术难点

采用数控铣切—钣金弯曲成形工艺进行对接带板成形,极大的降低了数控铣切难度和切削量,零件外形通过等温加热成形在模具上进行保证,由于对接带板零件为变厚度截面,且是在展开状态下进行成形,对于等温加热成形具有如下技术难点:

3.1 缺少工艺参数

等温加热成形通常仅成形钛合金薄板零件,厚度在3.5mm以下,对接带板零件最大厚度达到7.0mm,超出常规的等温加热成形范围,生产中无成熟的工艺参数,等温加热成形所需的压力、时间等工艺参数不确定,需要重新摸索参数。

3.2 零件定位困难

等温加热成形由于是在高温下成形,工人操作不方便,无法准确定位,一般在零件边缘增加余量,通过挡销控制毛料的大概位置即可,成形后再进行余量的去除,而对接带板零件由于是在数控铣切展开外形的净尺寸状态下进行等温加热成形时,如何保证零件定位准确,决定了零件的最终成形精度。

3.3 模具合模间隙要求高

对接带板零件厚度有7.0mm、5.0mm、3.5mm多种规格,整个带板上存在多处的阶差,对模具制造间隙的均匀提出更高要求,间隙不均匀容易造成带板所受压力不均匀,影响零件最终成形质量。

4 解决措施

针对采用数控铣切—钣金弯曲成形工艺方法进行对接带板成形的技术难点,进行工艺分析,制定如下措施:

4.1 摸索工艺参数

选取TC4-7.0的钛板作为试验件摸索零件热成形参数,选取几组工艺参数,见表1。

对成形后的试验件进行贴胎度、表面质量进行比较,选用参数1、2、3成形的试验件贴胎度分别为1.2mm、0.8mm、0.15mm,可以明显的看出选用工艺参数3的试验件具有很好的贴胎度,能够满足零件成形需求,最后选定工艺参数3作为零件的成形参数。

4.2 保证零件高温下定位精度

带板的定位困难主要是由于高温下工人可操作时间段和操作不方便,为保证高温下工人操作的方便性,将零件的定位方式设计为长圆孔形,这种方式结合了挡销的操作方便与套销定位精准的特点,即在方便操作的前提下又保证了定位精度。

具体方法是在带板弧度小的方向增加2-φ8的长圆孔,长圆孔通过制造数据集与展开数据集协调一致,零件数控铣切展开外形时按展开数据集在零件耳片上加工出长圆孔,热成形模具上按制造数据集在长圆孔位置设计有相同大小的锥形定位销,通过锥形定位销与长圆孔保证零件定位精度,定位长圆孔如图2。

4.3 模具结构设计

由于零件厚度不一致,存在阶梯式的变厚度,对模具的合模间隙提出很高要求,考虑到模具制造及带板零件铣切时的公差,为有效保证模具间隙的均匀性,在模具进行结构设计时,对应零件上的阶梯位置处在模具上开躲避,如图3,模具与零件的阶梯位置开2mm大小的躲避槽,有效的避免了零件与模具、上模与下模的干涉,提高了合模精度,有利于零件的成形。

5 结论

通过选择合理的热成形工艺参数,控制零件高温定位精度及优化模具结构设计,通过等温加热成形工艺实现了钛合金对接带板零件的加工制造,零件成形后的精度能够保证贴胎度小于0.3mm,完全满足设计要求。

对接带板零件的制造,是数控铣切—钣金成形工艺方法的成功应用,该方法充分利用了钛合金高温下具有良好的塑性这一特点,减少了对接带板的数控铣切切削量,极大的降低了制造成本,缩短了制造周期,为钛合金变厚蒙皮零件的制造提供了一种全新工艺方法,提高了公司在钛合金材料制造方面的技术水平,具有极大的推广意义。

摘要：钛合金材料因其优良的性能,在飞机设计中被广泛应用,本文针对某型飞机结构中典型的钛合金带板,对零件的成形难点进行分析,开展精准成形工艺研究与工艺方案设计,采用了数控铣切与热成形相结合的工艺方法,并通过制造数据集协调定位基准一致,保证了零件定位准确度,最终通过调整热成形工艺参数,减少零件成形回弹,实现了钛合金变厚度零件的精确成形。

关键词：钛合金,对接带板,变厚度截面,热成形

参考文献

[1]航空制造工程手册(飞机钣金工艺).航空工业出版社,1992.

篇8：TC4钛合金旋压成形工艺

冒型材结构是飞机上常用的结构形式, 主要起到蒙皮的内部加强作用。冒型材的曲面结构与蒙皮的曲面结构一致。在某型飞机研制中, 为保证飞机整体性能, 机尾罩蒙皮和用于加强机尾罩蒙皮的冒型材首次采用复杂曲面结构, 相对于复杂曲面的蒙皮成形工艺而言, 复杂曲面冒型材的成形难度更大, 如何结合现有的工艺, 实现钛合金冒型材零件的制造, 对于整个飞机的研制都具有重要意义。

二、零件结构分析

(一) 零件的几何结构特点。

传统的钛合金冒型材结构比较简单, 曲率单一, 冒型材截面通常为对称结构, 拉深高度较小, 一般不大于6mm, 而且冒型材截面的开角较大, 一般都大于120°, 这样的冒型材具有很好的成形工艺, 可以在型材滚弯机上通过专用的滚轮进行成形, 加工方法也很简单。某重点型号机尾罩上钛合金冒型材由于同机尾罩蒙皮的复杂外形配合, 其外形结构十分复杂, 零件截面是非对称结构, 立边与底面夹角很小, 分别为92°和106°, 拉深高度大, 最大拉深高度为13mm, 弯边最大弯曲半径为R2.5mm, 同时零件整体外形为双曲度弧面, 在零件圆弧方向存在曲率极小的拐点及1.2mm深下陷。零件几何结构图及截面图如图1、2。

(二) 工艺分析及工艺方案。由于钛合金冒型材整体结构不规则, 圆弧方向曲率大小不一至, 无法采用通用的滚弯成形, 考虑到零件截面不存在闭角, 材料为TC1属于低强度合金, 在450℃~600℃范围时, 具有很好的塑性, 初步确定采用等温加热成形的加工方法。

等温加热成形是将模具放在热成形机中加热, 待模具温度达到工艺要求时, 将板材放入模具中保温, 待温度均匀后合模, 保温保压。等温成形具有如下优点:一是模具温度均匀, 板料加热温度均匀, 材料均匀流动, 不易产生开裂及皱褶。二是加热后材料塑性提高, 变形抗力降低, 对设备及模具损伤小。三是保温的温度、时间与退火的温度、时间接近, 所以成形后零件无残余应力, 贴胎度好。四是成形温度受控均匀, 没有晶力长大等材质变化的可能性, 同时表面产生均匀的低温氧化, 后续表面处理容易去除氧化皮。五是无需进行真空退火消除应力, 大大降低成本, 提高效率。

三、试验过程

(一) 工艺参数。

将模具加热并稳定在成形温度, 把毛坯放入模具并加热到成形温度。成形温度:500℃~600℃;预热时间:2~3分钟;保压时间:10~15分钟;工作压力:50T。

(二) 工艺流程。

根据模具试压结果, 初制零件展开毛料样板, 按毛料样板下展开毛料。将零件毛料放入到模具中并加热到成形温度, 保压10~15分钟, 按TC1材料热成形温度成形, 主要工艺过程如下:下料———分光———制展开毛料———边缘修光———滚弯预成形———涂石墨———等温热成形———制外形———酸洗———终检。

四、技术难点

(一) 开敞性差。

零件整体开敞性不好, 虽然零件截面不存在闭角, 但由于零件整体外形为复杂的双曲度型面, 如何摆放零件能够使零件完全开敞直接影响零件能否成形。

(二) 拉深比过大。零件最大弯曲半径过小, 拉深高度过大, 在拉深成形过程中很容易产生裂纹。

(三) 曲面不规则。零件为双曲度弧面, 在成形过程中容易出现褶皱, 在曲率小的拐点处, 零件容易拉裂。

(四) 下陷成形困难。零件下陷深度过浅仅为1.2mm, 模具间隙的不均匀和成形后的回弹都将影响下陷成形质量。

五、解决措施

(一) 优化工装结构。针对零件开敞形不好的问题, 在工装设计之初便充分予以考虑, 对零件的摆放位置进行反复调整, 确保零件足够开敞, 满足成形要求, 零件热成形工装采用上下模结构, 上下模均是数控加工而成, 保证工装制造精度。工装结构如图3。

(二) 精确制展开毛料。

由于零件结构复杂, 成形过程中很容易拉裂或出现褶皱, 毛料余量越小, 尺寸越精确, 对材料的流动性、成形性越好, 通过对工装进行冷试压, 确定零件成形所需的最小毛料尺寸, 能够有效避免褶皱及裂纹的产生。

(三) 滚弯预成形。

由于零件存在双曲度, 且单方向弧度较大, 高度方向弦高较高, 毛料由平板状态直接成形零件变形量较大, 一次成形十分困难。预先按零件弧度对毛料进行滚弯预成形, 使毛料的弧度方向上能够与零件弧度基本一致, 减少零件热成形时的变形量。

(四) 下陷补偿。

零件下陷深度仅为1.2mm, 对工装模具合模间隙提出较高要求, 模具虽然是数字化制造, 但最后仍需要手工研磨间隙, 上下模间隙很难保证完全均匀, 考虑到下陷在装配过程中起到套合作用, 可以按上差制造, 在工装下陷位置处将下陷深度适当加深, 保证下陷成形质量。

六、结语

通过选取合理的工艺参数, 并采取优化工装结构、确定精确的展开毛料、增加毛料预成形、增加下陷补偿等措施, 钛合金复杂曲面的冒型材零件均能够通过热成形进行加工制造, 产品质量稳定。此次工艺研究对热成形加工复杂曲率的零件进行了摸索, 并取得了一定的实际效果, 拓宽了热成形加工范围, 为以后热成形加工钛合金复杂曲面零件提供了工艺参考。

参考文献

[1]编委会.航空制造工程手册 (飞机钣金工艺) [M].北京:航空工业出版社, 1992