航空鈦合金緊固件因其高比強(qiáng)度、卓越耐腐蝕性及優(yōu)異的高溫穩(wěn)定性，已成為航空、航天裝備實(shí)現(xiàn)輕量化與高性能化設(shè)計(jì)的核心基礎(chǔ)元件。在現(xiàn)代飛行器追求輕質(zhì)高效的背景下，此類緊固件在航空發(fā)動(dòng)機(jī)、機(jī)身連接及復(fù)合材料結(jié)構(gòu)裝配等領(lǐng)域發(fā)揮著不可或缺的作用。
熱鐓鍛成形是制造高強(qiáng)度鈦合金緊固件的核心工藝，通過(guò)高溫局部鐓粗成形，能顯著提升材料成形能力與組織致密性，廣泛應(yīng)用于TC4等鈦合金的制造。然而，在工程應(yīng)用中，傳統(tǒng)工藝仍存在參數(shù)匹配不科學(xué)、變形不均、組織控制難等問(wèn)題，制約了產(chǎn)品質(zhì)量與生產(chǎn)效率。
因此，面向高端裝備對(duì)緊固件性能的嚴(yán)苛要求，開(kāi)展熱鐓鍛工藝系統(tǒng)優(yōu)化研究尤為迫切。本研究以TC4鈦合金為對(duì)象，旨在通過(guò)優(yōu)化關(guān)鍵工藝參數(shù)，顯著提升緊固件的成形精度、組織均勻性與綜合性能，為我國(guó)航空緊固件制造技術(shù)提供參考。
1、熱鐓鍛成形工藝基礎(chǔ)
1.1 工藝原理與特點(diǎn)
熱鐓鍛成形工藝的產(chǎn)業(yè)化進(jìn)程始于20世紀(jì)中期，隨著航空航天工業(yè)對(duì)高強(qiáng)度合金緊固件需求的增長(zhǎng)而迅速發(fā)展。我國(guó)自20世紀(jì)80年代起，通過(guò)系統(tǒng)引進(jìn)并消化吸收國(guó)外先進(jìn)裝備與工藝，逐步掌握了鈦合金緊固件的熱鐓鍛成形技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了從技術(shù)引進(jìn)到自主生產(chǎn)的跨越。
該工藝的本質(zhì)是將鈦合金坯料加熱至再結(jié)晶溫度以上，然后進(jìn)行塑性成形，能有效解決TC4等高強(qiáng)度鈦合金室溫下成形難、易開(kāi)裂的問(wèn)題。其基本物理加工過(guò)程涵蓋加熱、塑性變形與微觀組織變化3個(gè)核心階段。
1.2 關(guān)鍵工藝參數(shù)分析
加熱溫度、變形速度與摩擦系數(shù)是決定航空鈦合金緊固件熱鐓鍛成形質(zhì)量的核心工藝參數(shù)。三者共同影響材料的宏觀力學(xué)響應(yīng)與微觀組織演變，直接決定成形件的流線完整性、缺陷發(fā)生率及尺寸精度。以下對(duì)各參數(shù)的作用機(jī)制及影響展開(kāi)分析。
第一，加熱溫度作為基礎(chǔ)參數(shù)，主導(dǎo)材料的高溫塑性與流動(dòng)性。溫度過(guò)高易引發(fā)晶粒粗大或表面氧化，溫度過(guò)低則導(dǎo)致變形抗力升高甚至開(kāi)裂。TC4鈦合金在適宜高溫下可觸發(fā)動(dòng)態(tài)再結(jié)晶，細(xì)化晶粒并提升組織均勻性。第二，變形速度影響應(yīng)變速率與再結(jié)晶過(guò)程。速度過(guò)高可能引起局部過(guò)熱與變形不均，速度過(guò)低則會(huì)增加能耗、降低效率。適度提高變形速度可借助應(yīng)變率強(qiáng)化效應(yīng)降低變形抗力，但需控制絕熱升溫導(dǎo)致的組織異常。第三，摩擦系數(shù)反映模具與坯料間的潤(rùn)滑狀態(tài)。降低摩擦系數(shù)有助于材料流動(dòng)與型腔填充，減少表面缺陷和模具磨損，并提升構(gòu)件疲勞性能，但需兼顧工藝可行性。
為定量表征參數(shù)規(guī)律，需研究材料的高溫變形行為。TC4作為典型α+β鈦合金，高溫下呈現(xiàn)熱軟化與動(dòng)態(tài)再結(jié)晶特征，流變應(yīng)力隨溫度升高而降低，隨應(yīng)變速率提高而略有上升，但可保持穩(wěn)定流動(dòng)。
Gleeble熱模擬曲線如下頁(yè)圖1所示，TC4在850~1000℃、不同應(yīng)變速率(0.01~10 s?1)下呈現(xiàn)典型熱變形特征：初始加工硬化使應(yīng)力快速上升，峰值后動(dòng)態(tài)再結(jié)晶導(dǎo)致應(yīng)力趨于穩(wěn)定或緩降，明確驗(yàn)證了溫度與應(yīng)變速率的主導(dǎo)作用。
2、熱鐓鍛工藝優(yōu)化方法
2.1 參數(shù)優(yōu)化策略
在熱鐓鍛工藝優(yōu)化研究中，基于關(guān)鍵參數(shù)分析，調(diào)控加熱溫度、變形速度與摩擦系數(shù)可實(shí)現(xiàn)鐓鍛力、材料流動(dòng)性與微觀組織的協(xié)同優(yōu)化。為有效實(shí)現(xiàn)該目標(biāo)，需借助科學(xué)的試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法。正交試驗(yàn)法作為高效的多因素、多水平優(yōu)化手段，其原理是通過(guò)部分代表性試驗(yàn)替代全面試驗(yàn)，在保持因素均衡搭配的前提下，以最少試驗(yàn)次數(shù)識(shí)別各因素的主次影響及潛在交互作用。本研究選用L?正交表，采用三因素、三水平參數(shù)組合，系統(tǒng)評(píng)估各工藝參數(shù)對(duì)成形質(zhì)量的影響。具體參數(shù)見(jiàn)表1。在試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理上采用MATLAB軟件來(lái)進(jìn)行極差分析、方差計(jì)算，然后通過(guò)比較各因素不同水平下響應(yīng)指標(biāo)（鐓鍛力和損傷值）的均值來(lái)找出最優(yōu)參數(shù)組合。同時(shí)利用軟件強(qiáng)大的矩陣運(yùn)算和圖形化顯示功能建立工藝參數(shù)與質(zhì)量指標(biāo)之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系，以保證優(yōu)化結(jié)果理論性與工程可行性的統(tǒng)一。
表1 正交試驗(yàn)因素水平表
| 因素水平 | 加熱溫度/℃ | 變形速度/(mm·s?1) | 摩擦系數(shù) |
| 水平1 | 900 | 150 | 0.1 |
| 水平2 | 950 | 250 | 0.3 |
| 水平3 | 1000 | 300 | 0.6 |
2.2 優(yōu)化效果理論分析
基于前述參數(shù)優(yōu)化策略所獲得的正交試驗(yàn)數(shù)據(jù)，得到正交試驗(yàn)結(jié)果如表2所示。
基于上述數(shù)據(jù)，通過(guò)比較各因素不同水平下響應(yīng)值的均值，得出理論最優(yōu)工藝參數(shù)組合為：加熱溫度為1000℃、變形速度為300 mm/s、摩擦系數(shù)為0.3，如圖2所示。
表2 正交試驗(yàn)結(jié)果
| 試驗(yàn)編號(hào) | 加熱溫度/℃ | 變形速度/(mm·s?1) | 摩擦系數(shù) | 鐓鍛力/kN | 損傷值 |
| 1 | 900 | 150 | 0.1 | 1850 | 0.32 |
| 2 | 900 | 250 | 0.3 | 1920 | 0.35 |
| 3 | 900 | 300 | 0.6 | 1980 | 0.38 |
| 4 | 950 | 150 | 0.3 | 1750 | 0.29 |
| 5 | 950 | 250 | 0.6 | 1820 | 0.33 |
| 6 | 950 | 300 | 0.1 | 1680 | 0.27 |
| 7 | 1000 | 150 | 0.6 | 1620 | 0.26 |
| 8 | 1000 | 250 | 0.1 | 1580 | 0.24 |
| 9 | 1000 | 300 | 0.3 | 1520 | 0.22 |
3、實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證與性能評(píng)價(jià)
3.1 實(shí)驗(yàn)方案設(shè)計(jì)
為驗(yàn)證理論最優(yōu)工藝參數(shù)（1000℃，300 mm/s，摩擦系數(shù)0.3）的可行性，本研究設(shè)計(jì)了系統(tǒng)的實(shí)驗(yàn)方案。實(shí)驗(yàn)選用符合航空標(biāo)準(zhǔn)的TC4鈦合金棒材，核心內(nèi)容包括兩部分：
第一，材料本構(gòu)關(guān)系獲取。在Gleeble-1500D熱模擬試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行等溫壓縮試驗(yàn)，用以精確表征材料在高溫下的流變行為。
第二，工藝適用性驗(yàn)證。在400 t高速精密壓力機(jī)上進(jìn)行實(shí)際熱鐓鍛成形試驗(yàn)，以驗(yàn)證參數(shù)組合的工程效果。
3.2 具體實(shí)驗(yàn)流程
第一，熱壓縮試驗(yàn)。試樣以10℃/s速率加熱至1000℃后保溫5 min，確保溫度均勻，隨后以300 mm/s的變形速度進(jìn)行壓縮，真應(yīng)變控制為1.2。
第二，熱鐓鍛試驗(yàn)。采用感應(yīng)加熱對(duì)坯料局部加熱，控制溫度在（1000±10）℃范圍，通過(guò)模具與沖頭配合控制摩擦條件，實(shí)現(xiàn)單次精密成形。
實(shí)驗(yàn)過(guò)程中采用K型熱電偶、激光測(cè)速儀與高速攝像系統(tǒng)分別監(jiān)測(cè)溫度、速度及材料流動(dòng)過(guò)程。成形后，利用三坐標(biāo)測(cè)量機(jī)評(píng)估頭部直徑、同軸度等尺寸精度；采用光學(xué)顯微鏡分析初生α相等微觀組織演變；通過(guò)粗糙度儀檢測(cè)表面折疊、裂紋等缺陷。
3.3 成形質(zhì)量評(píng)價(jià)
本研究采用宏觀形貌觀察與金相組織分析相結(jié)合的方法，系統(tǒng)評(píng)價(jià)了工藝優(yōu)化前后鍛件的成形質(zhì)量。
宏觀檢測(cè)顯示，優(yōu)化后鍛件表面光潔度顯著提升，飛邊均勻，未見(jiàn)宏觀裂紋。金相分析進(jìn)一步揭示，其內(nèi)部流線連續(xù)完整，晶粒尺寸分布更為均勻。微觀組織分析表明，優(yōu)化工藝促進(jìn)了充分的動(dòng)態(tài)再結(jié)晶，使原始β晶界完全破碎，形成了細(xì)小均勻的等軸組織。具體表現(xiàn)為，初生α相尺寸分布區(qū)間由優(yōu)化前的15~45 μm優(yōu)化至20~35 μm，次生α相體積分?jǐn)?shù)從18%提升至25%，組織均勻性大幅改善，這為抑制應(yīng)力集中、提升疲勞性能奠定了堅(jiān)實(shí)的微觀基礎(chǔ)。
缺陷與精度測(cè)量數(shù)據(jù)定量地證實(shí)了優(yōu)化效果，具體對(duì)比如表3所示。
表3 工藝優(yōu)化前后成形質(zhì)量指標(biāo)對(duì)比
| 評(píng)價(jià)指標(biāo) | 優(yōu)化前工藝 | 優(yōu)化后工藝 |
| 頭部直徑誤差/mm | ±0.15 | ±0.05 |
| 桿部同軸度/mm | 0.12 | 0.04 |
| 折疊缺陷發(fā)生率/% | 8.5 | 1.2 |
| 表面粗糙度Ra/μm | 6.8 | 2.3 |
| 晶粒尺寸均勻性/% | 72.5 | 89.6 |
由表3可知，優(yōu)化后折疊缺陷發(fā)生率顯著降低，裂紋缺陷基本消除。尺寸精度方面，頭部直徑誤差與桿部同軸度誤差均明顯減小，表面粗糙度亦大幅下降。
3.4 力學(xué)性能測(cè)試與分析
在熱鐓鍛工藝優(yōu)化研究中，力學(xué)性能檢測(cè)階段要通過(guò)對(duì)優(yōu)化前后TC4鈦合金螺栓試樣做拉伸和疲勞試驗(yàn)以評(píng)定工藝參數(shù)改變對(duì)材料力學(xué)性能的影響。拉伸試驗(yàn)使用萬(wàn)能材料試驗(yàn)機(jī)按照ASTM E8的標(biāo)準(zhǔn)來(lái)進(jìn)行，疲勞試驗(yàn)采用高頻疲勞試驗(yàn)機(jī)，應(yīng)力比設(shè)為0.1，頻率設(shè)為10 Hz，模擬航空緊固件的實(shí)際服役條件，如表4所示。
表4 TC4鈦合金熱鐓鍛工藝優(yōu)化前后力學(xué)性能對(duì)比
| 性能指標(biāo) | 優(yōu)化前 | 優(yōu)化后 |
| 抗拉強(qiáng)度/MPa | 895 | 940 |
| 屈服強(qiáng)度/MPa | 825 | 880 |
| 斷后伸長(zhǎng)率/% | 12 | 15 |
| 600 MPa應(yīng)力下疲勞壽命/周次 | 1.2×10? | 2.8×10? |
實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，工藝優(yōu)化后的試樣抗拉強(qiáng)度由原來(lái)的895 MPa提高到了940 MPa，屈服強(qiáng)度由825 MPa提高到了880 MPa，斷后伸長(zhǎng)率由12%增加到15%。性能提高主要是由于在優(yōu)化工藝條件下獲得均勻細(xì)小組織，有效地抑制了裂紋的萌生，提高了材料的變形能力。疲勞試驗(yàn)表明，在最大應(yīng)力為600 MPa的循環(huán)載荷作用下，優(yōu)化后試樣的中值疲勞壽命由原來(lái)的1.2×10?周次，顯著提高到了2.8×10?周次，疲勞強(qiáng)度分散帶也明顯變小，說(shuō)明該材料抗疲勞的能力有實(shí)質(zhì)性的提高。
4、結(jié)語(yǔ)
通過(guò)熱鐓鍛工藝優(yōu)化，TC4鈦合金緊固件的成形質(zhì)量得到全面改進(jìn)。具體表現(xiàn)為：折疊缺陷發(fā)生率由8.5%降至1.2%，頭部直徑誤差從±0.15 mm縮減至±0.05 mm，桿部同軸度誤差由0.12 mm優(yōu)化至0.04 mm，表面粗糙度由6.8 μm降低至2.3 μm，有效保障了零件的尺寸精度與表面完整性。
在力學(xué)性能上，優(yōu)化工藝使得抗拉強(qiáng)度由895 MPa提升到940 MPa，屈服強(qiáng)度由825 MPa提升到880 MPa，斷后伸長(zhǎng)率由12%提升到15%。疲勞測(cè)試表明，600 MPa應(yīng)力下疲勞壽命由1.2×10?周次明顯提高到2.8×10?周次，表明抗疲勞性能大幅增強(qiáng)。
本研究確定的優(yōu)化工藝參數(shù)組合（加熱溫度1000℃、變形速度300 mm/s、摩擦系數(shù)0.3）實(shí)現(xiàn)了成形質(zhì)量與力學(xué)性能的協(xié)同優(yōu)化，為航空緊固件的高精度制造提供了可靠工藝基礎(chǔ)。
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（注，原文標(biāo)題：航空鈦合金緊固件熱鐓鍛成形工藝優(yōu)化方法_彭晨晞）
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