大型鋁合金航空模鍛件組織演變的元胞自動機(jī)模擬研究

康 峰 陳 雷, 張 鵬 王 歡 金 淼 胡建良

(1. 中國第二重型機(jī)械集團(tuán)德陽萬航模鍛有限責(zé)任公司，四川618013；2. 燕山大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，河北066004)

7A85鋁合金是以航空航天用材為背景研制開發(fā)的一類高性能鋁合金材料，具有高的比強(qiáng)度和硬度、好的熱加工性能和較高的淬透性等優(yōu)點(diǎn)[1-3]。近幾年，歐美國家已成功將7A85鋁合金整體鍛件應(yīng)用于波音787飛機(jī)和空客A380飛機(jī)的翼梁等重要承力構(gòu)件[4-6]。復(fù)雜航空零件的傳統(tǒng)制造方式是通過對熱模鍛自由鍛件進(jìn)行機(jī)加工，降低模具的制造成本。然而，現(xiàn)代飛機(jī)制造對飛機(jī)主承力零件的性能要求越來越高，飛機(jī)零件結(jié)構(gòu)朝著大型化、整體化方向發(fā)展。采用傳統(tǒng)的自由鍛件加工帶來了新的問題，如殘余應(yīng)力過大，加工易變形，組織性能不均勻，材料浪費(fèi)嚴(yán)重等問題。等溫鍛造工藝可消除冷模效應(yīng)，大幅度降低材料變形抗力，提高成形過程金屬流動性，又最大程度地減小鍛件加工余量，達(dá)到近凈成形，十分適合復(fù)雜航空構(gòu)件的精密成形，逐漸受到許多學(xué)者的關(guān)注[7]。據(jù)文獻(xiàn)報(bào)道，哈爾濱工業(yè)大學(xué)的劉潤廣、單德彬等研究了鋁合金鍛件的等溫鍛造工藝，制成形狀復(fù)雜且滿足尺寸精度要求的2214鋁合金搖臂和2A70鋁合金發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子[8-9]。西北工業(yè)大學(xué)的劉鳴等研究了不同等溫鍛造溫度對2B70鋁合金顯微組織與力學(xué)性能的影響[10]。北京航空材料研究院的李惠曲等研究了4032鋁合金等溫鍛造過程中不同應(yīng)變速率下的動態(tài)再結(jié)晶行為[11]。為提高航空構(gòu)件綜合性能與材料利用率，大幅提高鍛件均勻性，降低殘余應(yīng)力，本文提出采用等溫模鍛方式精密成形飛機(jī)翼身接頭鍛件的新工藝，開展了接頭鍛件的等溫精密模鍛工藝實(shí)驗(yàn)，并結(jié)合7A85鋁合金動態(tài)再結(jié)晶模型，對鍛件微觀組織演變進(jìn)行了元胞自動機(jī)模擬。

1 實(shí)驗(yàn)研究

實(shí)驗(yàn)材料為商用的7A85鋁合金，其化學(xué)成分要求見表1。航空鍛件的等溫模鍛成形實(shí)驗(yàn)在40 MN等溫模鍛液壓機(jī)上進(jìn)行，通過加熱系統(tǒng)將模具和坯料加熱至450℃，保溫4 h。為了減少鍛坯和模具之間的摩擦作用，潤滑劑采用水基二硫化鎢潤滑劑，采用的潤滑方式為噴霧潤滑。模鍛件在等溫模鍛工藝下充填完整，金屬流動平緩，未出現(xiàn)氣泡、折邊、分層、折疊、裂紋等缺陷，見圖1。

表1 7A85鋁合金的化學(xué)成分要求(質(zhì)量分?jǐn)?shù)，%)Table 1 Chemical composition requirements of7A85 aluminum alloy (mass fraction, %)

圖1 翼身接頭鍛件Figure 1 Wing body joint forging

2 元胞自動機(jī)模擬理論模型

元胞自動機(jī)模擬通過考慮微觀位錯驅(qū)動力的影響和時(shí)變宏觀物理場的影響來實(shí)現(xiàn)晶粒組織的動態(tài)演化。其數(shù)學(xué)模型是7A85鋁合金動態(tài)再結(jié)晶模型，包含位錯密度模型、動態(tài)再結(jié)晶形核模型和動態(tài)再結(jié)晶晶粒長大模型[12]。

(1)位錯密度模型

(1)

式中ρ為位錯密度，ε為應(yīng)變，為應(yīng)變速率，T為絕對溫度，α為常數(shù)，對于7A85鋁合金取0.5，μ為剪切模量，b為伯格斯矢量，σs為穩(wěn)態(tài)應(yīng)力。

(2)動態(tài)再結(jié)晶形核模型

(2)

式中C為形核方程待定常數(shù)，7A85鋁合金的形核方程常數(shù)C定為200，Qact為激活能，R代表氣體常數(shù)8.314472 J·K-1·mol-1。

(3)動態(tài)再結(jié)晶晶粒長大模型

晶粒長大速度vi與單位面積晶界上的驅(qū)動力pi有關(guān)，且呈線性關(guān)系：

vi=Mpi

(3)

(4)

pi=τΔρ-2γiri

(5)

τ=0.5μb2

(6)

(7)

式中M為晶界遷移率；k為Boltzmann常數(shù)；D0為晶界自擴(kuò)散系數(shù)；Qb為晶界自擴(kuò)散激活能；τ表示線位錯能；Δρ表示再結(jié)晶晶粒和周圍晶粒的位錯密度差；ri表示晶粒i晶界曲率半徑；γi表示界面能；θi為再結(jié)晶晶粒i和相鄰晶粒之間的晶界取向差，θm是大角度晶界取向差，γm是變?yōu)榇蠼嵌染Ы缜闆r下的界面能。

3 結(jié)果與討論

元胞自動機(jī)模擬的目的是通過晶粒組織演化分析，獲得晶粒組織分布特性和數(shù)理統(tǒng)計(jì)特征，從而實(shí)現(xiàn)晶粒組織的數(shù)字化表征和預(yù)測。元胞自動機(jī)模擬采用對稱性邊界條件、馮諾依曼型鄰居，初始晶粒組織為非等軸晶，初始位錯密度設(shè)為1010m2，形核方程系數(shù)C取200，將模擬區(qū)域1 mm×1 mm劃分為500×500的網(wǎng)格。元胞自動機(jī)模擬過程材料物性參數(shù)如表2所示[13-14]。運(yùn)用元胞自動機(jī)法模擬了航空模鍛件上P1～P3點(diǎn)(見圖2)的動態(tài)再結(jié)晶晶粒組織演變情況。

表2 CA模擬材料參數(shù)Table 2 Material parameters of CA simulation

圖2 接頭鍛件上模擬點(diǎn)分布Figure 2 Simulation point distribution on joint forgings

(a)P1點(diǎn)(b)P2點(diǎn)(c)P3點(diǎn)圖3 元胞自動機(jī)模擬結(jié)果與實(shí)際金相觀察結(jié)果(×100)Figure 3 Cellular automaton simulation results and actual metallographic observation results(×100)

圖3比較了7A85鋁合金航空模鍛件元胞自動機(jī)仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)金相組織。由圖可見，運(yùn)用元胞自動機(jī)模擬的晶粒組織，無論是晶粒形貌尺寸，還是晶粒組織的分布情況都和實(shí)驗(yàn)分析結(jié)果相近似，吻合程度較好。

3 結(jié)論

(1)在40 MN等溫鍛造壓機(jī)上完成大型復(fù)雜航空模鍛件的工業(yè)等級成形實(shí)驗(yàn)，成功制備了充填完整，成形質(zhì)量良好的航空模鍛件，實(shí)現(xiàn)大型復(fù)雜航空模鍛件的成形調(diào)控。

(2)結(jié)合7A85鋁合金動態(tài)再結(jié)晶模型，對7A85鋁合金航空模鍛件進(jìn)行了元胞自動機(jī)晶粒組織模擬，模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好，可以實(shí)現(xiàn)航空模鍛件的微觀組織預(yù)測。