姜 靜，王新云，鄧 磊，李建軍，李蓬川

(1.華中科技大學(xué)， 武漢 430074； 2.中國(guó)第二重型機(jī)械集團(tuán)公司， 四川 德陽(yáng) 618000)

隨著航空業(yè)的蓬勃發(fā)展，航空構(gòu)件的需求量和需求種類日益增加，對(duì)其性能也有了更高的要求。成形該類零件的方法有大塊坯料機(jī)加工、機(jī)加工后焊接成形、熱擠壓后少量機(jī)加工、局部加載、鍛造后機(jī)加工等[1-3]。2013年，二重成功研制了800 MN大型模鍛液壓機(jī)，解決了我國(guó)缺乏大型設(shè)備的問題，上述前四種加工工藝已不能適應(yīng)航空工業(yè)發(fā)展的需求，整體模鍛工藝成為制造該類零件的核心技術(shù)。其可全面提升航空構(gòu)件的綜合性能，同時(shí)能有效減少鍛件生產(chǎn)周期，降低生產(chǎn)成本，提高材料利用率[4-7]。起落架外筒鍛件是飛機(jī)上的重要零件之一，是典型的大型航空構(gòu)件，其性能的好壞直接關(guān)系到飛機(jī)的使用性能和安全[8]。目前，90%以上的起落架外筒鍛件材料都是超高強(qiáng)鋼，其中300M鋼用量最大。300M鋼是一種中碳低合金超高強(qiáng)度鋼，具有高強(qiáng)度、高沖擊韌性和優(yōu)良的抗疲勞性能和耐腐蝕性能。然而現(xiàn)階段，通過整體模鍛技術(shù)成形該類產(chǎn)品時(shí)，凸起部位成形阻力大，金屬流動(dòng)困難，完全成形所需載荷大，這不僅易造成充不滿缺陷，還大大降低了模具壽命[9]。目前，對(duì)于鍛件存在的流動(dòng)缺陷，有國(guó)內(nèi)研究者通過增大下料體積解決，導(dǎo)致材料利用率降低[10]。因此，在保證不降低材料利用率的同時(shí)又能獲得形狀滿足要求的鍛件成為一個(gè)迫切需要研究的課題。

為解決模鍛件充不滿，提高材料利用率，本文提出調(diào)節(jié)局部飛邊橋部尺寸控制局部金屬流動(dòng)的方案。將起落架外筒鍛件最難充滿的V型頭部凸起作為特征結(jié)構(gòu)，將特征結(jié)構(gòu)的材料流動(dòng)過程簡(jiǎn)化為平面應(yīng)變問題，采取局部體積相等的原則，基于主應(yīng)力法和分流面應(yīng)力平衡條件建立凸起與飛邊橋部同時(shí)充滿時(shí)的應(yīng)力平衡方程，推導(dǎo)飛邊尺寸求解模型，從而設(shè)計(jì)終鍛局部飛邊尺寸。同時(shí)，改進(jìn)起落架外筒鍛件的成形工藝，然后利用DEFORM-3D有限元軟件對(duì)其模鍛過程進(jìn)行全流程模擬，最后進(jìn)行物理實(shí)驗(yàn)證實(shí)局部控流方案的準(zhǔn)確性。

1 工藝方案設(shè)計(jì)

1.1 工藝流程設(shè)計(jì)

起落架外筒鍛件如圖1所示。根據(jù)結(jié)構(gòu)特征可將其分為3個(gè)部分：V型頭部(一側(cè)有凸起)、中間凸起部位和規(guī)則圓柱桿部。該鍛件投影面積大、結(jié)構(gòu)不對(duì)稱、凸起高且窄，沿軸線方向橫截面積差別大，采用一次模鍛難以直接成形，需進(jìn)行多工步成形。

由于鍛件頭部形狀為V型，且尺寸很大，所以模鍛前必須制坯，合理分配金屬體積；同時(shí)，為了使金屬易于充滿終鍛模膛，避免折疊等缺陷，降低終鍛成形載荷，制坯后增加一道預(yù)鍛工序。最終確定鍛造工藝流程為：下料→加熱→鐓粗→拔長(zhǎng)→二次加熱→拍扁→三次加熱→預(yù)鍛→四次加熱→終鍛。

1.2 局部調(diào)飛邊的控流方法

從上述分析可知，凸起部位的充填是鍛件能否順利成形的關(guān)鍵。選取常規(guī)的飛邊設(shè)計(jì)尺寸(橋部厚度15 mm，寬度20 mm，圓角半徑5 mm)進(jìn)行有限元數(shù)值模擬，通過模擬結(jié)果發(fā)現(xiàn)鍛件頭部凸起部位是最后充填部位，且在凸起充滿前已形成了大量飛邊，最終沒有充足的金屬繼續(xù)充填凸起部位，從而產(chǎn)生了充不滿缺陷，如圖2所示。因此，

圖1 起落架外筒鍛件示意圖

圖2 未充滿的鍛件示意圖

針對(duì)材料流動(dòng)順序和體積的控制問題，提出調(diào)節(jié)終鍛件局部飛邊橋部尺寸以控制局部金屬流動(dòng)的方案：當(dāng)飛邊橋部厚度減小時(shí)，金屬流入飛邊槽的阻力增大，流入飛邊槽的金屬量減少，迫使型腔內(nèi)金屬往凸起部位流動(dòng)；當(dāng)飛邊橋部厚度增加時(shí)，金屬流入飛邊槽的阻力減小，型腔內(nèi)金屬更容易流入飛邊槽形成飛邊，導(dǎo)致流向凸起部位的金屬減少。同時(shí)，作者還結(jié)合主應(yīng)力法計(jì)算出合理的局部飛邊尺寸。

1.3 基于主應(yīng)力法的局部飛邊厚度計(jì)算

由于凸起未充滿的區(qū)域?yàn)榭拷w邊的一側(cè)區(qū)域，為簡(jiǎn)化計(jì)算過程，同時(shí)又能較準(zhǔn)確計(jì)算出局部飛邊尺寸，本文選取垂直于該側(cè)的截面作為代表截面進(jìn)行計(jì)算，圖3為選取的鍛件截面示意圖。鍛件形狀尺寸較大，且預(yù)鍛件和毛坯設(shè)計(jì)考慮了體積相等原則，分流線基本位于中心位置；同時(shí)，分流線右側(cè)根據(jù)金屬流動(dòng)特點(diǎn)和受力情況分為如圖4所示的5個(gè)區(qū)：其中Ⅱ區(qū)金屬在鐓粗作用下往Ⅲ區(qū)流動(dòng)，Ⅲ區(qū)和Ⅵ區(qū)金屬均往凸起部位擠壓，Ⅳ區(qū)和Ⅴ區(qū)金屬均往飛邊方向流動(dòng)；利用已知邊界條件建立了飛邊橋部與凸起同時(shí)充滿時(shí)的平衡方程，然后進(jìn)行飛邊橋部尺寸計(jì)算。根據(jù)各區(qū)域的變形特點(diǎn)，分別選取基元進(jìn)行應(yīng)力分析，如圖5所示。

圖3 鍛件截面示意圖

圖4 截面分區(qū)示意圖

圖5 基元受力示意圖

利用主應(yīng)力法計(jì)算飛邊橋部尺寸時(shí)，進(jìn)行了如下假設(shè)：

1) 若某變形區(qū)單元不與模具接觸，則可認(rèn)為接觸面的摩擦切應(yīng)力等于屈服切應(yīng)力K；

2) 若基元體切面某法線方向邊界應(yīng)力為非均布?jí)毫Γ瑒t可將該邊界壓力的平均值作為應(yīng)力邊界條件[11]。

以Ⅵ區(qū)金屬剛好接觸模壁時(shí)應(yīng)力為0為邊界條件依次計(jì)算出Ⅵ區(qū)和Ⅲ區(qū)的應(yīng)力方程，同時(shí)以Ⅴ區(qū)橋部金屬剛好充滿時(shí)應(yīng)力為0作為邊界條件依次計(jì)算出Ⅴ區(qū)、Ⅳ區(qū)和Ⅲ區(qū)的應(yīng)力方程，由于求得的Ⅲ區(qū)應(yīng)力方程包含飛邊厚度和寬度兩個(gè)未知數(shù)，因此將Ⅲ區(qū)求出的兩個(gè)應(yīng)力方程和由Ⅰ區(qū)與Ⅳ區(qū)兩側(cè)飛邊橋部面積相等所得的方程聯(lián)立，最后求得Ⅴ區(qū)飛邊尺寸。

① Ⅵ區(qū)基元體在y軸方向上的平衡微分方程為：

σyl6-(σy+ dσy)l6-2τdy= 0

化簡(jiǎn)并積分得：

因此，

(1)

最后由屈服準(zhǔn)則σx-σy=σs可得：

(2)

② Ⅴ區(qū)基元體在x軸方向上的平衡微分方程為：

σxh5-(σx+dσx)h5-2τdx=0

化簡(jiǎn)并積分得：

式中常數(shù)C2由邊界條件σx(x=l5)=0確定，所以，

因此，

(3)

最后由屈服準(zhǔn)則σy-σx=σs可得：

(4)

③ 與Ⅴ區(qū)計(jì)算過程類似，同理可得Ⅳ區(qū)應(yīng)力方程：

(5)

(6)

④ 與Ⅵ區(qū)計(jì)算過程類似，同理可得Ⅲ區(qū)應(yīng)力方程：

由屈服準(zhǔn)則σx-σy=σs可得：

所以

(7)

(8)

聯(lián)立(7)、(8)可得：

(9)

又

(10)

式中，li和hi分別為i區(qū)的長(zhǎng)度和高度；τ為摩擦力；m為摩擦因子；σs為屈服應(yīng)力；K為屈服切應(yīng)力。且，l3=l6=139.4 mm，l4=132.9 mm，h3=h4=156 mm，h6=144.5 mm,m=0.3，σs=75 MPa。

聯(lián)立式(9)、式(10)，并將上述數(shù)值化為國(guó)際單位：

(11)

假設(shè)Ⅰ區(qū)和Ⅳ區(qū)兩側(cè)的飛邊橋部橫截面積相等，則：

l5h5=300

(12)

聯(lián)立式(11)、(12)可得：

l5=37.5 mm，h5=8 mm

1.4 確定飛邊槽的型式與尺寸

起落架外筒鍛件形狀復(fù)雜、體積偏大、分料困難，選用的飛邊槽型式及進(jìn)行控流的區(qū)域如圖6所示。終鍛件控流部位的飛邊橋部厚度為8 mm、寬度為37.5 mm，其余部位的飛邊橋部厚度為15 mm，寬度為20 mm；整個(gè)鍛件倉(cāng)部厚度為20 mm，寬度為200 mm，圓角半徑為5 mm；而預(yù)鍛件飛邊尺寸按均勻常規(guī)飛邊尺寸進(jìn)行設(shè)計(jì)，飛邊橋部厚度統(tǒng)一為 4 mm，寬度為20 mm，圓角半徑為3 mm，預(yù)鍛過程產(chǎn)生的飛邊在終鍛時(shí)僅發(fā)生剛性平移，對(duì)終鍛不產(chǎn)生影響。

圖6 飛邊控流區(qū)域及飛邊槽型式示意圖

2 數(shù)值模擬結(jié)果分析及討論

2.1 外筒鍛件模鍛全流程模擬結(jié)果

利用DEFORM-3D有限元模擬軟件，對(duì)外筒鍛件的鍛造成形全流程進(jìn)行數(shù)值模擬。毛坯所用材料為300M鋼，其熱物性參數(shù)如表1[12]所示，本構(gòu)模型如式(13)所示[13]，模具材料為H13鋼。模擬參數(shù)為：上模下壓速度V=15 mm/s，毛坯初始溫度T1=1 140 ℃，模具溫度T2=350 ℃；邊界條件為：毛坯與模具之間的摩擦因子m=0.3，毛坯與模具之間的傳熱系數(shù)λ=11 N/sec/mm/ ℃，模具、毛坯與環(huán)境之間的對(duì)流換熱系數(shù)為α=0.02 N/sec/mm/ ℃。每一工步結(jié)束后重新賦值至初始溫度進(jìn)行下一工步的模擬，因此僅前一工步的應(yīng)變場(chǎng)被繼承至下一工步繼續(xù)分析，全流程模擬結(jié)果如圖7所示，通過制坯成形出了與終鍛件外形接近的毛坯，且通過制坯過程合理分配了金屬體積，使預(yù)鍛和終鍛件產(chǎn)生的飛邊比較均勻。

(13)

表1 300M鋼的熱物性參數(shù)

2.2 終鍛成形過程分析

終鍛成形過程中終鍛件金屬的流動(dòng)情況如圖8所示。金屬以鐓粗方式慢慢充填未充滿的頭部型腔，直到V型部位兩側(cè)充滿并開始產(chǎn)生飛邊，此時(shí)桿部金屬在下壓的過程中發(fā)生塑性變形，橫向流動(dòng)比較劇烈，也有飛邊產(chǎn)生。隨后頭部的凸臺(tái)漸漸成形，且預(yù)鍛形成的3個(gè)凸起以壓入的方式進(jìn)入型腔，但由于頭部凸起又窄又高，其充填速率小于桿部凸起的充填速率，所以桿部凸起先充滿。隨著變形的進(jìn)行，整個(gè)桿部型腔逐漸充滿。到了變形后期，飛邊橋口部分和模壁的阻力使頭部凸起完整充填，待整個(gè)鍛件均已充滿時(shí)，飛邊橋口部分也正好充滿。最后，型腔內(nèi)多余的金屬被排入飛邊槽形成較為完整均勻的飛邊。由上述金屬的流動(dòng)過程可知，主應(yīng)力法計(jì)算出的局部飛邊尺寸可以使鍛件完全充滿，且最后的成形情況與假設(shè)(頭部凸起與飛邊橋部同時(shí)充滿)基本一致。

圖7 全流程模擬結(jié)果示意圖

圖8 終鍛件速度場(chǎng)

圖9是終鍛件的應(yīng)變分布情況和載荷行程曲線。由應(yīng)變圖可以看出，終鍛形成的飛邊在合模過程中厚度不斷減小，金屬流動(dòng)劇烈，等效應(yīng)變較大，桿部金屬流動(dòng)變形較小，等效應(yīng)變較小，V形頭部最先與模具接觸，金屬變形大，但在三角邊區(qū)域的等效應(yīng)變卻較小，這是由于該部位最先成形，但到了變形后期，在摩擦力的作用下金屬往兩側(cè)流動(dòng)困難，導(dǎo)致該處等效應(yīng)變較小。由載荷行程曲線可知，與凸起部位使用常規(guī)飛邊尺寸得到的成形載荷相比，采取局部控流方法得到的終鍛成形載荷較小，這是由于凸起部位飛邊厚度比常規(guī)尺寸小，金屬流入飛邊槽的阻力增大，凸起部位在產(chǎn)生大量飛邊前已充滿，根據(jù)這一特點(diǎn)在保證鍛件充滿的前提下減小了下料體積，使最終成形載荷變小，同時(shí)提高了材料利用率。

圖9 終鍛件應(yīng)變場(chǎng)和載荷行程曲線

模擬結(jié)果表明，終鍛件凸起部位的飛邊厚度調(diào)節(jié)為 8 mm能使材料流動(dòng)更加合理，在形成大量飛邊前凸起部位就已充填完畢，凸起部位和飛邊橋部幾乎同時(shí)充滿，且終鍛件未出現(xiàn)充不滿、折疊等缺陷，降低了終鍛件的成形載荷，提高了材料利用率，證實(shí)了飛邊局部控流方案的可行性。

3 實(shí)驗(yàn)

第二重型集團(tuán)有限公司萬航模鍛廠根據(jù)設(shè)計(jì)的飛邊尺寸試制了B787前起落架外筒終鍛件，如圖10所示。采取飛邊局部控流效果較好，成形的終鍛件表面無缺陷，無折疊，終鍛件的整體飛邊也比較均勻，且終鍛成形的最大成形載荷為5.25×108N，如圖11所示，與模擬載荷大致相同，進(jìn)一步驗(yàn)證了飛邊局部控流方案的可行性。

圖10 終鍛件

圖11 終鍛件的載荷行程曲線

4 結(jié)論

1) 基于主應(yīng)力法建立了飛邊尺寸求解模型，獲得了終鍛件局部飛邊橋部尺寸；對(duì)起落架外筒鍛件進(jìn)行了全流程工藝設(shè)計(jì)，并采用有限元軟件DEFORM-3D對(duì)成形全流程進(jìn)行了模擬，驗(yàn)證了工藝設(shè)計(jì)的可行性。

2) 通過模擬和實(shí)驗(yàn)獲得了形狀尺寸合格、表面無缺陷的終鍛件，與以往工藝方案相比，降低了成形載荷，提高了材料利用率，驗(yàn)證了飛邊局部控流方案的可行性。