鈦合金由于其優(yōu)秀的比強度、抗腐蝕性能被廣泛應用于飛機結構件的制造。Ti55531合金是一種新型高強高韌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力的零部件，比較適合用于結構件，起落架、機翼、發(fā)動機掛架之間的連接裝置等。我司利用現(xiàn)有設備，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)良的高品質產品。
1、技術條件
圖1所示為某型號飛機的梁類零件，力學性能要求如表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構，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構，材料為Ti55531鈦合金。
表1 鍛件力學性能要求
圖1 零件示意圖
2、技術路線
Ti55531鈦合金梁類鍛件的主要生產流程為：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
毛坯選用西部超導材料科技股份有限公司提供的φ180mm規(guī)格的Ti55531棒材，化學成分如表2所示。
表2 原材料化學成分(%)
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 預制坯
（2）模鍛成形數(shù)值模擬。
為提高生產效率和節(jié)約生產成本，根據(jù)前期Ti55531合金鍛件生產經驗，鍛件用DEFORM-3D進行了數(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變分布圖。當壓機壓下量為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℃。等效應變分布：鍛件本體變形量30%～40%。
圖3 模鍛一火模擬結果
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變分布圖。當壓機壓下量為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 模鍛兩火模擬結果
5、工藝試驗及熱處理
為檢驗最終鍛件是否能夠達到使用要求，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℃，鍛造設備為16MN快鍛機。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)
原材料交貨時已經進行固溶時效處理，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，對試制件重新進行熱處理試驗。對試制件分別進行固溶+時效處理和雙重退火處理后，進行力學性能檢測。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的標準拉伸試樣，然后在InStron 8802拉伸試驗機上進行室溫拉伸試驗。沖擊試驗在JBN-300B沖擊試驗機上進行試驗，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型試驗機上進行。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)的力學性能對比如圖5所示。β退火+時效狀態(tài)鍛件的抗拉強度為1198～1258MPa，屈服強度為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)鍛件的抗拉強度為1244～1252MPa，屈服強度為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)的力學性能對比
肋鍛件β退火+時效和固溶+時效狀態(tài)的力學性能對比如圖6所示。β退火+時效狀態(tài)鍛件的抗拉強度為1207～1252MPa，屈服強度為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)鍛件的抗拉強度為1253～1301MPa，屈服強度為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)的力學性能對比
因兩種狀態(tài)取樣位置相同，所以力學性能變化趨勢基本相同。固溶+時效狀態(tài)抗拉強度高于β退火+時效狀態(tài)40～50MPa；固溶+時效狀態(tài)屈服強度高于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)。
隨著航空航天技術的不斷發(fā)展，飛機結構設計的理論在靜強度、動強度、疲勞強度及斷裂強度方面不斷進化，目前損傷容限設計成為飛機結構設計的重要規(guī)范。斷裂韌度可用來表征材料抵抗裂紋擴展的能力，為材料的損傷容限設計提供參考依據(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
鍛件分別經過兩火次制坯和兩火次模鍛生產，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。試生產鍛件力學性能如表7所示，符合標準要求。
表6 鍛件試生產鍛造工藝參數(shù)
表7 試生產鍛件力學性能
結束語
1、通過數(shù)值模擬技術對模鍛成形過程進行不斷地迭代優(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、試制鍛件整體力學性能均勻，完全符合力學性能要求。鍛件室溫整體抗拉強度大于1150MPa，屈服強度大于1050MPa 。
3、對Ti55531鈦合金鍛件分別進行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研究有一定的指導意義。
（莫安軍，王瑞麒，余勝峰，栗文強，曾菁·中國第二重型機械集團德陽萬航模鍛有限責任公司）
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