姚 剛，黃 銳，李光俊，閆亮亮，曾慶軍，童國權(quán)

（1.中航工業(yè)成都飛機工業(yè)（集團）有限責(zé)任公司，成都610092；2.南京航空航天大學(xué)機電學(xué)院，南京210016）

隨著飛行器的技術(shù)性能向著高空、高速方向發(fā)展，對所使用材料的強度、耐熱性等要求也越來越高[1]。傳統(tǒng)的鋁合金材料往往難以滿足新型高速飛行器使用的需要，更多的鈦合金板料被應(yīng)用到飛機結(jié)構(gòu)件以及壁板類零件的制造中來[2-3]。由于飛機零件特別是機翼等部位的鈑金零件尺寸很大，而鈦合金板料的軋制寬度有限，因此大型鈦合金鈑金零件往往需要拼焊。目前航空工業(yè)中大型鈦合金鈑金零件一般是在零件上設(shè)計工藝分離面，分別成形鈦合金零件的局部，最后利用專用焊接夾具進行焊接得到整個零部件[4]。但焊接變形和殘余內(nèi)應(yīng)力將會影響零件質(zhì)量和使用壽命。如果將原始鈦合金板料進行拼焊，采用通用焊接夾具就可以得到大型零部件要求的毛坯尺寸，再進行整體成形，不僅可以降低制造成本、縮短制造周期，而且可以提高零部件制造精度和制造質(zhì)量。鈦合金板料，特別是TC4，室溫成形性能很差，一般需要熱成形或者超塑成形。以前，由于熱成形機床尺寸的限制，這種方法難以應(yīng)用。而目前各航空企業(yè)相繼購置了大臺面熱成形機床，已經(jīng)具備了成形大型零件的條件。航空零件的要求非常嚴(yán)格，拼焊板零件不僅要能夠成形，而且必須確保成形后焊縫的性能滿足要求，確保熱成形后的鈦合金零件能夠達(dá)到航空工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)。不少學(xué)者分別對激光焊接、電子束焊接的TC4鈦合金板料進行了拉伸與疲勞試驗[5-8]，但拼焊板熱變形之后材料的性能研究目前尚未見報道。本文利用氬弧焊拼焊了TC4板料，研究了熱等雙拉變形后TC4拼焊板的拉伸與疲勞性能。

1 試驗條件

1.1 試驗材料

本研究采用厚度為1.5mm的鈦合金TC4-M薄板，化學(xué)成分如表1所示。對TC4鈦合金進行TIG焊接，焊絲采用與母材相同的TC4材料，焊接過程按照航空工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)HB/Z120-87進行。拼焊之后的板料首先在顯微鏡下進行焊縫檢查，保證無氣孔裂紋等缺陷，然后進行熒光滲透檢驗，保證焊縫符合航空工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)一級焊縫要求。試驗前將焊縫打磨平整，確保焊縫與母材厚度一致。

表1 TC4鈦合金化學(xué)成分（質(zhì)量分?jǐn)?shù)）%

1.2 拼焊板熱成形

采用圖1所示的模具進行（準(zhǔn)）等雙拉成形，在凸模上由外向內(nèi)設(shè)置A、B、C三道拉延筋，拉延筋用GH2132單獨制造，可以拆卸調(diào)換。板料在不同高度的拉延筋的壓制下可以得到不同的變形量。在模具溫度700℃下，放入TC4 TIG拼焊板毛坯并保溫3min，壓制成形，保溫保壓15min后取件出模。預(yù)先確定TC4板材的主應(yīng)變ε1，通過有限元分析獲得拉延筋高度并制造模具。最后，根據(jù)成形試驗結(jié)果得到拉延筋高度與主應(yīng)變的關(guān)系如表2所示。實際制造的等雙向拉伸模具如圖2所示。

圖1 熱成形用模具示意圖Fig.1 Schematic diagram of hot forming die

表2 拉延筋高度設(shè)計

圖2 等雙向拉伸模具Fig.2 Photo of equibiaxial tensile die

通過對成形后的板料底部的應(yīng)變值進行測量計算，結(jié)果顯示，板料底部焊縫兩側(cè)100mm范圍內(nèi)變形接近等雙向拉伸變形，且變形均勻。成形后的鈦合金板料經(jīng)過堿崩去除表面的氧化皮，最后得到的實物如圖3所示。

圖3 熱變形后的氬弧拼焊板Fig.3 TIG tailor welded blank after hot equibiaxial tension

1.3 拉伸與疲勞試驗

從未成形和等雙拉變形后的拼焊板上切割拉伸和疲勞試樣，保證焊縫位于試樣中間位置，其尺寸（mm）和形狀如圖4所示。

圖4 拉伸和疲勞試樣Fig.4 Tensile and fatigue samples

對所用TC4板料母材，拼焊板以及3個變形量后的拼焊板分別在室溫下進行了拉伸試驗。單向拉伸試驗按照GB/T 228-87《金屬拉伸試驗方法》進行，疲勞試驗按照GB/T 305-1982《金屬軸向疲勞試驗方法》進行。疲勞載荷為三角波循環(huán)載荷，應(yīng)力比R=0.1，最大應(yīng)力水平分別為母材靜載強度的65%、75%和85%，試驗頻率為88Hz。

2 試驗結(jié)果與討論

2.1 拉伸性能

TC4母材和拼焊板（準(zhǔn)）等雙拉前后焊接接頭的拉伸試驗數(shù)據(jù)如圖5所示。由圖可知：室溫下，TIG拼焊板試樣的抗拉強度和屈服強度均略低于母材。這是由于焊接熱影響區(qū)強度減弱所造成的。所有拉伸試樣的斷裂位置均位于焊縫兩側(cè)的熱影響區(qū)，證明了熱影響區(qū)強度低于母材和焊縫。圖5還表明，經(jīng)過熱變形的拼焊板試樣抗拉強度和屈服強度又均略低于未變形拼焊板。這是由于熱變形過程中，在拉伸應(yīng)力和成形溫度的雙重作用下，降低了焊接內(nèi)應(yīng)力，導(dǎo)致熱變形焊接接頭強度比未變形拼焊板有所降低。

圖5 等雙拉變形對TC4 TIG拼焊板拉伸性能的影響Fig.5 Influence of equibiaxial tensile deformation on tensile performance of TC4 TIG tailor welded blank

拼焊板延伸率下降的趨勢較抗拉強度和屈服強度更為明顯。熱等雙拉變形量越大，TC4 TIG拼焊板的延伸率越低。未變形拼焊板試樣的延伸率約為母材的86%，而經(jīng)過ε1=2.7%等雙拉變形的拼焊板試樣其延伸率僅為母材的70%。在拉伸試驗過程中，熱影響區(qū)相對于焊縫和母材塑性是弱區(qū)，變形基本局限于熱影響區(qū)，表現(xiàn)為TC4 TIG拼焊板的塑性明顯低于母材。但是，經(jīng)過ε1=1.6%熱等雙拉變形的拼焊板試樣，其延伸率大于10%，說明熱變形后的TC4 TIG拼焊板仍然具有比較良好的塑性。

2.2 疲勞壽命統(tǒng)計分析

對疲勞試驗結(jié)果采用式（1）進行統(tǒng)計分析，用最小二乘法回歸計算S-N曲線中指數(shù)m和常數(shù)C的值[9]。

回歸計算結(jié)果如表3所示，并以此繪出了母材和（準(zhǔn)）等雙拉變形前后拼焊板接頭的S-N曲線，如圖6所示。

表3 指數(shù)m和常數(shù)C的回歸計算結(jié)果

由表3和圖6可知，拼焊板接頭的疲勞壽命在每個試驗應(yīng)力水平下均低于母材，（準(zhǔn)）等雙拉后拼焊板接頭疲勞壽命高于未變形拼焊板。其原因可能是：疲勞壽命包含裂紋萌生壽命和裂紋擴展壽命，由于TIG拼焊板接頭顯著的非均質(zhì)性，某些局部區(qū)域應(yīng)變集中嚴(yán)重，過早產(chǎn)生塑性變形進而發(fā)展成為疲勞微裂紋，裂紋萌生壽命降低，致使拼焊板疲勞壽命低于母材。而（準(zhǔn)）等雙拉變形后的拼焊板由于經(jīng)過熱成形，這對于焊縫處相當(dāng)于去應(yīng)力退火處理，所以（準(zhǔn)）等雙拉變形后的拼焊板疲勞性能要優(yōu)于未變形的拼焊板。

圖6 TC4母材與（準(zhǔn)）等雙拉變形前后拼焊板接頭的S-N曲線Fig.6 S-N curves of TC4 base metal and TIG tailor welded joints

對于大型鈦合金鈑金零件，如果采用先成形再拼焊工藝路線，由于拼焊后的成形零部件不可能進行去應(yīng)力退火，否則將產(chǎn)生翹曲變形導(dǎo)致鈑金零件報廢。因此，就保證大型TC4鈑金零件的疲勞性能和降低制造成本而言，先焊接然后再進行熱成形的工藝路線具有明顯的優(yōu)勢。

3 結(jié)論

（1）TC4 TIG拼焊板熱影響區(qū)的強度在熱等雙拉變形前后均低于母材和焊縫。熱等雙拉后，TC4 TIG拼焊板的強度略有下降、延伸率下降明顯。

（2）在各試驗應(yīng)力水平下，TC4 TIG拼焊板接頭的疲勞壽命均低于母材。熱等雙拉變形后，拼焊板的疲勞壽命較未變形拼焊板有較大提高。

（3）熱等雙拉變形后，TIG TC4拼焊板的室溫強度和延伸率降低較小，而疲勞強度有所增加。這表明先拼焊再熱成形的工藝路線具有一定的優(yōu)勢。

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