起落架外筒鍛件局部控流模鍛工藝研究

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.中國第二重型機(jī)械集團(tuán)公司， 四川 德陽 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，凸起部位成形阻力大，金屬流動困難，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，對于鍛件存在的流動缺陷，有國內(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又能獲得形狀滿足要求的鍛件成為一個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)的材料流動過程簡化為平面應(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充滿時的應(yīng)力平衡方程，推導(dǎo)飛邊尺寸求解模型，從而設(shè)計終鍛局部飛邊尺寸。同時，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

1.1 工藝流程設(shè)計

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，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→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

針對材料流動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的方案：當(dāng)飛邊橋部厚度減小時，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；當(dāng)飛邊橋部厚度增加時，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，作者還結(jié)合主應(yīng)力法計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，為簡化計算過程，同時又能較準(zhǔn)確計算出局部飛邊尺寸，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)計考慮了體積相等原則，分流線基本位于中心位置；同時，分流線右側(cè)根據(jù)金屬流動特點(diǎn)和受力情況分為如圖4所示的5個區(qū)：其中Ⅱ區(qū)金屬在鐓粗作用下往Ⅲ區(qū)流動，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；利用已知邊界條件建立了飛邊橋部與凸起同時充滿時的平衡方程，然后進(jìn)行飛邊橋部尺寸計算。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)力法計算飛邊橋部尺寸時，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)力為非均布壓力，則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應(yīng)力為0為邊界條件依次計算出Ⅵ區(qū)和Ⅲ區(qū)的應(yīng)力方程，同時以Ⅴ區(qū)橋部金屬剛好充滿時應(yīng)力為0作為邊界條件依次計算出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未知數(shù)，因此將Ⅲ區(qū)求出的兩個應(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；整個鍛件倉部厚度為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，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)生的飛邊在終鍛時僅發(fā)生剛性平移，對終鍛不產(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，此時桿部金屬在下壓的過程中發(fā)生塑性變形，橫向流動比較劇烈，也有飛邊產(chǎn)生。隨后頭部的凸臺漸漸成形，且預(yù)鍛形成的3個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，待整個鍛件均已充滿時，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。由上述金屬的流動過程可知，主應(yīng)力法計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

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，金屬流動劇烈，等效應(yīng)變較大，桿部金屬流動變形較小，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，同時提高了材料利用率。

圖9 終鍛件應(yīng)變場和載荷行程曲線

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；對起落架外筒鍛件進(jìn)行了全流程工藝設(shè)計，并采用有限元軟件DEFORM-3D對成形全流程進(jìn)行了模擬，驗(yàn)證了工藝設(shè)計的可行性。

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。