车用碳纤维/铝合金层板弹性模具增塑成形极限及机理研究

为解决车用碳纤维/铝合金层板传统成形工艺存在的异质材料变形协调性差、塑性成形极限低的问题,提出了一种碳纤维金属层板弹性模具增塑成形方法,并结合理论分析、有限元仿真、实验等方法,研究了弹性模具增塑成形过程中碳纤维金属层板的变形行为和成形极限。实验结果表明,所提方法能够显著提升碳纤维金属层板的成形性能,且随着弹性模具硬度的增加,层板的成形极限位移和承载极限均有所提高,当弹性模具硬度达到HS90A时与传统无弹性模具成形相比,层板的成形极限位移可提高30.6%,承载极限可提高21.8%。

超塑成形设备技术现状与发展

超塑成形技术是一种利用材料的超塑性大变形能力制造薄壁复杂构件的先进成形技术。超塑成形及超塑成形/扩散连接过程中的工艺参数变量多,参数同步性控制要求高,一般在专用超塑成形设备上进行,可更方便实现坯料温度、工模具温度、变形区、变形速度、变形应力等关键参数控制。传统超塑成形设备压制单向性、功能集成度不够、自动化程度低等,远不能满足科研生产的需要。因此,本文重点阐述了近年来出现的多向加载、“气–液”耦合控制、自动上下料3种超塑成形设备新功能。随着先进制造技术、信息技术等的集成和深度融合,超塑成形设备将朝着大型化、清洁化、自动化、多能场复合化及专用化等方向进一步发展,并将进一步改善超塑成形技术的生产效率及应用范围。

TA15钛合金局部减重中空双层结构超塑成形/扩散连接工艺

在应变速率为0.001 s^(-1)、0.005 s^(-1)、0.01 s^(-1),温度为880℃、900℃、920℃、940℃的条件下对TA15钛合金进行了高温拉伸试验,材料在920℃以上、0.005 s^(-1)以下的延伸率可超过500%,具有优异的超塑性能。计算了TA15钛合金的本构方程及在应变速率为0.005 s^(-1)时,不同温度下的应变敏感性指数m值和材料常数K值。通过超塑成形/扩散连接(SPF/DB)工艺,采用有限元模拟对双层结构件的壁厚分布进行分析,并获得了气压加载压力–时间曲线。在温度为920℃时,采用预镂空面板制得了局部减重的中空双层结构件,最小壁厚为0.31 mm,采用超声波C扫描对零件的扩散面积进行分析,结果表明,焊合率高于95%。

钛合金空心点阵超塑成形/扩散连接成形工艺和性能研究

钛合金空心点阵是典型的承载–功能一体化结构,采用单轴拉伸方法,在不同温度、应变速率条件下测定TA15、TA32钛合金的超塑拉伸延伸率,最大延伸率分别达到1450%和950%,后在不同温度、压力条件下进行扩散连接试验。根据超塑拉伸和扩散连接试验,确定了超塑成形和扩散连接(Superplastic forming/diffusion bonding,SPF/DB)的最佳工艺参数为:920℃/1.5~2.0 MPa/2 h,制备了不同构型和几何参数的TA15、TA32钛合金空心点阵结构件。采用平压方法和三点弯曲方法测定了钛合金空心点阵的力学性能,压缩和弯曲强度最大值分别达到23.83 MPa、596MPa,通过有限元和试验分析的方法,研究了几何参数对钛合金空心点阵平压和弯曲性能的影响规律。采用单面加热方法,研究了钛合金空心点阵结构的隔热性能,在400℃/1 h条件下,隔热温差达到276.3~310℃。

SP700钛合金低温超塑成形数值模拟与机理研究

针对SP700钛合金低温超塑特性的工程化应用需求,通过数值模拟与超塑成形工艺参数优化保证了成形件的几何精度。首先依据前期高温拉伸试验确定了SP700钛合金合适的超塑成形参数,基于Backofen模型描述了SP700钛合金稳态阶段的流动应力,利用确定的气压加载路径完成了SP700钛合金盒型件超塑气胀成形工艺试验。采用PVX测厚仪测量了盒型件不同区域的厚度分布,与数值仿真结果对比,验证了SP700钛合金超塑成形数值仿真的预测精度。通过室温拉伸分析了SP700钛合金低温超塑成形后的力学性能。结果表明,SP700钛合金具有优异的低温超塑性,可成形质量合格的盒型件,其数值仿真结果与试验结果吻合良好,预测精度可达90%以上。经过超塑成形后,SP700钛合金组织性能并无明显变化,仍具有较优异的力学性能。

TA15钛合金超薄中空四层结构超塑成形/扩散连接一体化成形及精度控制

本文采用TA15钛合金热轧薄板作为原材料,探究超薄中空四层结构的超塑成形/扩散连接工艺。首先通过高温拉伸试验对TA15钛合金的超塑变形行为进行研究,获得了超塑成形过程的应力–应变曲线。然后通过有限元软件对薄壁横向局部贯通四层纵筋结构的超塑成形过程进行模拟,对成形过程中壁厚减薄、应力分布等行为进行研究,为后续超塑成形/扩散连接试验提供有效指导。最终成功制备了芯板直立筋良好、三角区宽度仅0.9 mm的超薄中空四层结构,其中面板最大减薄率为18.6%,芯板最大减薄率为55.1%,芯板与面板之间扩散连接区域的焊合率为92.1%~98.5%。TA15钛合金板材的原始显微组织晶粒细小破碎且呈等轴状,平均晶粒尺寸小于5μm,经长时间的超塑变形与热暴露后晶粒显著长大。

TC4钛合金半球零件超塑成形的有限元模拟

建立TC4钛合金半球零件超塑成形有限元模型,研究了恒温条件下正向气胀和先反向后正向气胀成形对半球零件壁厚的影响;基于温度场修正的Backofen本构方程,模拟了在非均匀温度场条件下半球零件的超塑成形并分析了其壁厚分布。试制出TC4钛合金半球零件,通过实测壁厚对模拟结果进行验证。结果表明:先反向后正向气胀成形工艺有利于半球零件壁厚的均匀分布,降低了零件的壁厚最大减薄率;非均匀温度场条件下半球零件壁厚均匀程度较恒温条件下低;相比于恒温条件,非均匀温度场条件下半球零件壁厚的模拟结果与实测结果更接近,平均相对误差为4.7%,半球零件中心点处壁厚的相对误差也仅为6.1%。

材料超塑性和超塑成形/扩散连接技术及应用

大量的工程材料都具有超塑性,以材料超塑性为理论基础的超塑成形/扩散连接技术是先进制造技术的一种,在航空航天等许多工业部门得到了越来越多的应用。分析了材料超塑性现象,超塑性变形机理研究进展,超塑成形/扩散连接技术的理论基础,以及超塑成形/扩散连接复合工艺的技术优势、研究进展和应用现状,并展望了超塑成形/扩散连接技术的发展趋势。

单面正向和正反向超塑成形对TC4钛合金负角度零件性能的影响

利用MARC软件完成负角度零件模具设计,修改了获得的压力-时间曲线,并用加载曲线完成超塑成形实验。研究了单面正向、正反向超塑成形后TC4钛合金零件力学性能情况及负角度壁的壁厚分布,并对结果进行了分析。结果表明:圆弧连接面比垂直连接面有更好的壁厚分布;根据修改的加载曲线能够成形负角度零件;在壁厚最小的负角度壁,单面正向成形和正反向成形后零件的最大减薄率分别为67%和64%,壁厚分布标准差分别为0.186mm和0.125mm,说明正反向成形在提高零件最小壁厚的同时使壁厚分布更均匀;由高温稳态退火及应变诱发的晶粒长大致使零件的力学性能下降;正反向成形零件比单面正向成形零件氢氧含量高,塑性下降较多。

基于钛合金超塑成形工艺与应用

近年来,基于飞机、船舶、发动机等制造行业的迫切需要,国内外提出了对制造材料和制造技术的新的时代发展要求,同时也迎来了新的挑战和机遇。世界许多国家逐渐意识到了钛合金金属材料在航空航天中的重要作用。作为科技快速发展的国家,我国对于钛合金材料也采取了鼓励研究和开发的政策。因此,本文立足于钛合金的角度,阐述了钛合金的超塑成形工艺和应用。

TC4钛合金锥形件叠层超塑成形工艺研究

为了提高锥形件超塑成形效率,提出了叠层超塑成形工艺及高温进出炉成形方案,并采用正反向超塑成形方法以提高壁厚分布均匀性。通过对超塑成形过程自由胀形阶段与贴模成形阶段进行的力学解析,得到了最佳等效应变速率条件下的气压加载曲线。以此为基础,对单层正向成形、单层正反向成形及双层正反向成形进行了920℃超塑成形实验研究。结果表明,正反向成形可显著改善锥形件壁厚均匀性。在双层正反向成形条件下,锥形件最大截面圆度为0.05 mm,最小壁厚为1.01 mm,型面尺寸及壁厚分布均满足使用要求,下层零件的壁厚均匀性较差。叠层超塑成形工艺及900℃装出炉方案可行有效,可使锥形件超塑成形效率提高1倍以上。

吹塑成形极限界域的研究

对工业纯铝在不同工艺参数下进行超塑成形试验，分析确定出了相应的成形极限界域（ＦＬＤ曲线），利用此曲线可看出板料的变形特点以及预见危险点。

飞机钛合金整体结构的超塑成形/焊接组合工艺技术

30多年的研究应用表明,超塑成形/焊接整体结构在降低飞机结构重量、提高结构完整性和承载效率方面具有独特的技术优势,对现代飞机结构设计和制造产生了深远的影响。文内详细阐述了超塑成形整体结构特点及工艺过程,综述了近年来钛合金超塑成形整体结构制造技术在航空领域的发展应用现状,并介绍了中国超塑成形整体结构的研制和应用进展情况。最后指出,新材料、新结构的超塑成形/焊接组合工艺在未来新型飞机和航天飞行器上的应用前景广阔,激光焊与超塑成形的新型组合工艺将会成为重要的超塑整体结构制造技术。

变摩擦正反向超塑成形壁厚均匀的TC4钛合金深筒形件

TC4钛合金深筒形件厚度精度要求为（1.6±0.2） mm，据此设计了多种预成形模形状，采用MARC有限元模拟研究不同形状预成形模对最终深筒形件侧壁厚度分布的影响规律及不同预减薄区域的作用。分析预成形模和终成形模的表面摩擦系数分别对成形件壁厚分布的影响，并提出模具型面变摩擦控制厚度分布的方法。结果表明：预成形模对于板料压边部分环形带区域和筒形件底部区域的局部预减薄，对最终侧壁的厚度分布有非常大的改善。同时，合理地增大预成形模的表面摩擦能显著增加预成形的局部减薄作用，对于提高工件最终壁厚分布的均匀性有利。减小终成形模的摩擦，可以使板料趋于整体变形，壁厚分布趋于均匀。根据模拟结果，采用机械加工方法增加预成形模表面摩擦系数，在终成形模表面喷涂BN润滑剂降低摩擦系数。最后，通过正反向超塑成形试验制得厚度分布在1.50~1.78

LC4铝合金尾翼超塑成形的研究

在对供应状态ＬＣ４－ＣＳ超硬铝合金进行超塑性试验研究基础上，对一种ＬＣ４铝合金尾翼零件进行超塑挤压成形试验研究，制出了合格的尾翼产品。

TC4钛合金激光焊接/超塑成形组合工艺研究

本文将超塑成形(SPF)和激光焊接技术(LW)相结合,开发激光焊接/超塑成形组合工艺(LW/SPF),研究TC4钛合金激光叠焊接头的超塑性变形行为,并对超塑性变形前后的显微组织进行分析.结果表明,TC4钛合金激光叠焊接头能够承受焊板的变形,试样在母材断裂,并通过四层板的模拟件研制验证了超塑成形/激光焊组合工艺工业应用的可行性.

变摩擦控制厚度分布的TC4深筒形件正反向超塑成形

以正反向超塑成形厚度均匀的TC4钛合金深筒形件为背景，采用MARC有限元模拟分析了正反向超塑成形时预成形模和终成形模的表面摩擦系数对成形件壁厚分布的影响。结果表明：合理地增大预成形模的表面摩擦力能显著增加预成形的局部减薄作用，对于提高零件最终壁厚分布均匀性有利。同时，合理减小终成形模的摩擦力，可以使板料整体变形均匀化，壁厚分布趋于均匀。根据模拟结果，采用机械加工方法增加预成形模表面粗糙度以增大摩擦力，在终成形模表面喷涂润滑剂以降低摩擦力，通过正反向超塑成形实验制得厚度分布在1．50～1．78mm范围内的航天用TC4钛合金深筒形件，比普通正反向超塑成形件厚度分布（1．18～2．24mm）有了很大改善。

Ti-6Al-4V合金多层板结构的超塑成形/扩散连接工艺研究

采用气压成形方法对多层板结构件进行了超塑成形/扩散连接(SPF/DB)技术研究。研究表明,最佳的扩散连接工艺参数为:连接温度T=930℃,连接时间t=30m in,连接压力P=10MPa。对连接试件的微观组织进行了观察,显示在界面处形成良好的连接。最佳的成形参数为:成形温度Tf=930℃,成形压力Pf=0.6MPa,成形时间tf=55m in。最后对成形后的板厚分布进行了研究。

基于激光预焊芯板夹层的超塑成形/扩散连接先进工艺

针对传统多层空心整体结构在超塑成形/扩散连接(SPF/DB)工艺过程中存在的中心夹层焊接可靠性差的关键工艺问题,以某飞行器TC4(T-6Al-4V)钛合金舵体四层空心复合整体结构为对象,提出了激光预焊芯板夹层的超塑成形/扩散连接新工艺。基于有限元软件模拟仿真分析及相应的试验研究,采用激光预焊芯板夹层的SPF/DB先进工艺,进行某飞行器TC4钛合金四层空心复合整体舵体零件的研制。结果表明:运用SPF/DB新工艺,在920℃、真空度为5×10-3 Pa、最大气压压力为1.2 MPa条件下超塑成形/扩散连接成形出合格的舵体零件,其焊合率达95%以上,壁厚分布均匀性大于90%,晶粒尺寸长大控制在35%以内。