魏 科，馬 慶，唐海兵，王高潮

（南昌航空大學(xué)航空制造工程學(xué)院，江西 南昌 330063）

航空航天高端產(chǎn)業(yè)的蓬勃發(fā)展對(duì)其關(guān)鍵承力構(gòu)件的高性能、輕量化和高可靠性的要求日益嚴(yán)苛，構(gòu)件通常采用大尺寸框梁形狀的輕量高效整體結(jié)構(gòu)，在材料上優(yōu)先選取鈦合金等輕質(zhì)高強(qiáng)材料[1-2]。這種大型鈦框整體構(gòu)件的結(jié)構(gòu)形式在保證強(qiáng)度和剛度的同時(shí)可減輕飛機(jī)機(jī)體重量，如今在航空航天領(lǐng)域中的應(yīng)用日益增加[3-4]。例如，美國(guó)F22戰(zhàn)機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)框的投影面積超過(guò)5 m2[4]，如圖1（a）所示；我國(guó)也在8萬(wàn)t巨型液壓機(jī)上生產(chǎn)出了殲20機(jī)身承力結(jié)構(gòu)框[5]，如圖1（b）所示。

圖1 航空大型鈦框構(gòu)件Fig.1 Aeronautical large-scale titanium alloy bulkhead components

新一代飛機(jī)廣泛采用了大型復(fù)雜整體結(jié)構(gòu)，構(gòu)件尺寸越來(lái)越大，結(jié)構(gòu)形狀也越來(lái)越復(fù)雜，使得成形載荷的升級(jí)不斷挑戰(zhàn)設(shè)備成形能力的提升[6]。哈爾濱工業(yè)大學(xué)王仲仁教授提出雖然鍛件尺寸在不斷增大，強(qiáng)度指標(biāo)也在不斷增加，但其生產(chǎn)并不能完全依靠增加設(shè)備噸位，即“以大干大”來(lái)實(shí)現(xiàn)[7]。另外，大型整體模具在非常高的接觸應(yīng)力下工作時(shí)，壽命將大為縮短，鍛件的制造成本也不斷提高[8]。大量實(shí)踐證實(shí)了通過(guò)加快大型設(shè)備的研制來(lái)提高噸位，以此生產(chǎn)出大型構(gòu)件已不再是僅有方式[7]，發(fā)展省力近凈成形的新方法對(duì)于實(shí)現(xiàn)航空大型鈦框構(gòu)件的精確塑性成形顯得尤為重要。

等溫局部鍛造將等溫成形和局部鍛造的優(yōu)勢(shì)相結(jié)合，是一種先進(jìn)、柔性的塑性成形技術(shù)[9-10]，加載過(guò)程如圖2所示。等溫成形可避免常規(guī)熱變形時(shí)模具對(duì)工件溫度的激冷效應(yīng)，可大幅減小金屬的變形抗力，提高其塑性；另外，局部鍛造能夠突破設(shè)備制約，降低構(gòu)件承載面積，拓寬構(gòu)件尺寸，實(shí)現(xiàn)大型構(gòu)件的省力成形。采用等溫局部鍛造技術(shù)，可為航空大型鈦框的省力成形制造提供一種新的可行方法。

圖2 局部鍛造過(guò)程示意圖[9]Fig.2 Schematic diagram of local forging process[9]

先進(jìn)飛行器中的關(guān)鍵承力構(gòu)件對(duì)成形質(zhì)量的要求極高，這就對(duì)等溫局部鍛造過(guò)程宏微觀成形的精確控制提出了更高要求。然而，大型鈦框構(gòu)件的等溫局部鍛造是一個(gè)多場(chǎng)耦合，多變形區(qū)交互，多參數(shù)影響的高度非線性復(fù)雜問(wèn)題。在多模具的施載及交替約束作用下，加載區(qū)的材料會(huì)跨越至非加載區(qū)，以致變形區(qū)與未變形區(qū)之間存在交互作用，引發(fā)劇烈的不均勻變形，易使構(gòu)件產(chǎn)生折疊、充填不滿及組織不均勻等問(wèn)題[11-13]，以致成形質(zhì)量難以滿足大型鈦框構(gòu)件實(shí)際應(yīng)用的需求。

目前，已有大量學(xué)者對(duì)整體模鍛中的宏微觀成形和缺陷預(yù)測(cè)控制進(jìn)行了研究。如Ou等[14]研究了航空翼型截面葉片鍛造過(guò)程中的材料流動(dòng)、載荷、模具受力，采用較好的預(yù)制坯提高了材料利用率和鍛件精度，并降低了載荷及模具受力。Petrov等[15]針對(duì)帶深孔的非對(duì)稱鋁合金復(fù)雜構(gòu)件，采用等溫成形方式，優(yōu)化了模具結(jié)構(gòu)和潤(rùn)滑條件，抑制了折疊的生成。Chan等[16]針對(duì)法蘭軸對(duì)稱零件，探明了不同坯料尺寸下材料流動(dòng)及折疊的變化規(guī)律。Chen等[17]分析了馬氏體不銹鋼渦輪葉片在模鍛過(guò)程中的應(yīng)變場(chǎng)、溫度場(chǎng)、再結(jié)晶體積分?jǐn)?shù)和晶粒尺寸分布，并優(yōu)化了鍛造工藝參數(shù)。姜靜[18]針對(duì)某機(jī)型起落架外筒鍛件，研究了其頭部充填困難的問(wèn)題，采用改變不同區(qū)域飛邊厚度的方法以調(diào)控材料流動(dòng)，并分析了應(yīng)變和晶粒尺寸，獲得了宏微觀質(zhì)量?jī)?yōu)異的鍛件。然而，局部鍛造過(guò)程中因模具加載和卸載不斷交替進(jìn)行，以致材料發(fā)生跨區(qū)轉(zhuǎn)移，與整體鍛造相比具有較大差異，尤其在鄰近模具分區(qū)區(qū)域。

近年來(lái)，針對(duì)航空大型鈦框構(gòu)件等溫局部鍛造的省力精確成形已開(kāi)展了一定研究，取得了一些進(jìn)展。本文首先介紹了等溫局部鍛造工藝的實(shí)現(xiàn)方案，隨后回顧了等溫局部鍛造中的材料流動(dòng)規(guī)律、成形缺陷形成機(jī)理及其控制方法以及微觀組織演化等相關(guān)研究結(jié)果，最后提出了目前仍然存在的難題與挑戰(zhàn)。

1 等溫局部鍛造工藝的實(shí)現(xiàn)方案

為實(shí)現(xiàn)航空大型鈦框的等溫局部鍛造過(guò)程，把整體模具劃分成了多個(gè)分塊模具，再根據(jù)分塊模具的加載位置使工件產(chǎn)生局部變形。各分塊模具的加載可選用雙動(dòng)或單動(dòng)壓機(jī)設(shè)備[19]，局部鍛造實(shí)施過(guò)程如圖3所示。其中雙動(dòng)壓力機(jī)由主、輔液壓系統(tǒng)控制，但由于輔助系統(tǒng)對(duì)工件的施載較低，難以完成航空大型鈦框的實(shí)際成形過(guò)程。為使單動(dòng)壓力機(jī)達(dá)到局部鍛造省力成形的目的，有效挖掘設(shè)備潛力，將整體模具沿上?；蛳履＝钚颓坏牡撞縿澐殖扇舾蓚€(gè)分塊模具，以下模分區(qū)為例，所實(shí)施的方案分為以下兩個(gè)步驟[20]：

1）第一加載步成形前。在局部鍛造之前，需調(diào)整分塊模具的相對(duì)位置，安裝模具時(shí)將下模1接觸坯料，墊板放置在下模1下方，而下模2與墊板平齊，從而使下模1相對(duì)凸出，實(shí)現(xiàn)局部鍛造。局部鍛造采用閉式模鍛形式，截面圖如圖4所示。

2）第二加載步成形前。第一加載步完成后，將工件從分塊模具型腔中取出并冷卻。在第二加載步開(kāi)始前，取出下模1下方的墊板，并下移下模1，使兩個(gè)下模的底面處于同一水平面，構(gòu)成整體下模。將第一次變形后的工件加熱后放置于下模中，再開(kāi)始加載使工件的未變形區(qū)變形，進(jìn)而完成整個(gè)構(gòu)件的成形。

連接局部鍛造先后加載步的關(guān)鍵步驟是將墊板取出，實(shí)現(xiàn)工件在不同區(qū)域的局部變形。墊板厚度是須慎重考慮的環(huán)節(jié)。從圖4中還可以看出墊板厚度Hsb與下模2至對(duì)應(yīng)坯料之間的距離Lc相等，如上模壓下量I大于Lc，將會(huì)造成第一加載步結(jié)束前下模2與坯料接觸并產(chǎn)生變形，可能導(dǎo)致載荷劇烈增加，使局部鍛造省力成形的特點(diǎn)得不到體現(xiàn)，墊板厚度應(yīng)大于等于上模1的壓下量，即Hsb≥I。

圖3 局部鍛造實(shí)施過(guò)程[19]Fig.3 Implementation process of the local forging[19]

圖4 單動(dòng)壓力機(jī)的局部鍛造第一加載步[20]Fig.4 First loading step of local forging under singleaction press[20]

2 局部鍛造材料流動(dòng)規(guī)律

材料在局部鍛造分塊模具型腔內(nèi)的流動(dòng)直接影響了鈦框構(gòu)件成形中的型腔充填及缺陷產(chǎn)生，掌握材料的流動(dòng)規(guī)律是實(shí)現(xiàn)構(gòu)件精確成形的基礎(chǔ)。美國(guó)Wyman-Gordon公司借助有限元模擬，分析了局部鍛造成形過(guò)程中的材料流動(dòng)和型腔充填情況，采用優(yōu)良的潤(rùn)滑劑以降低變形抗力，并在此基礎(chǔ)上優(yōu)化了工藝參數(shù)[21]。Gao等采用單動(dòng)壓力機(jī)局部加載方式，針對(duì)框梁類構(gòu)件局部鍛造成形特點(diǎn)設(shè)計(jì)了過(guò)渡區(qū)特征模型，并采用有限元模擬進(jìn)行了計(jì)算[22]。結(jié)果表明在兩個(gè)加載步中先后發(fā)生了兩次方向相反的材料流動(dòng)，如圖5所示的先后加載步起始階段所示。根據(jù)材料流動(dòng)特征，把第二加載步劃分成了兩個(gè)成形階段：材料的橫向流動(dòng)和穩(wěn)定成形，其中材料橫向流動(dòng)階段中腹板材料的跨筋流動(dòng)是產(chǎn)生折疊的根本原因，且隨材料轉(zhuǎn)移量增加，折疊的嚴(yán)重程度越劇烈。

Wei等[23]基于圖6中TA15鈦合金框類構(gòu)件等溫局部鍛造有限元模型的兩個(gè)路徑，分析了先后加載步中的材料跨區(qū)轉(zhuǎn)移規(guī)律。圖7是路徑A下構(gòu)件在第一加載步75%和100%壓下量的速度矢量。在先加載區(qū)內(nèi)鄰近分模線的腹板處，材料從分流層位置流向分模線，其中一部分充填分區(qū)筋槽（流動(dòng)-Ⅰ），而剩余材料則轉(zhuǎn)移至未加載區(qū)內(nèi)（流動(dòng)-Ⅱ）。這是因?yàn)樵谖醇虞d區(qū)的坯料與下模2之間存在間隙，轉(zhuǎn)移材料不受模具約束影響，呈自由流動(dòng)狀態(tài)。圖8是路徑B第二加載步壓下量達(dá)到75%和90%的速度矢量，在后加載區(qū)中靠近分模線的腹板處，材料也由分流層位置流向分模線，部分材料充填分區(qū)筋上下筋槽（流動(dòng)-Ⅰ、流動(dòng)-Ⅲ），剩余部分材料則轉(zhuǎn)移至未加載區(qū)中（流動(dòng)-Ⅱ）。隨著行程的進(jìn)行，轉(zhuǎn)移材料逐漸增多，未加載區(qū)內(nèi)的間隙逐漸減小，轉(zhuǎn)移材料受到模具約束作用，在鄰近分區(qū)筋的未加載區(qū)中產(chǎn)生了如圖8（b）所示的新分流層。此后，材料停止了跨區(qū)轉(zhuǎn)移，并產(chǎn)生逆向流動(dòng)（流動(dòng)-Ⅳ），該部分材料也充填至分區(qū)筋槽。此外，Zhang等[24-25]針對(duì)多筋構(gòu)件局部鍛造加載區(qū)向未加載區(qū)的材料轉(zhuǎn)移過(guò)程，開(kāi)發(fā)了一套二維截面下的型腔充填分析系統(tǒng)，并以此快速設(shè)計(jì)出了不等厚預(yù)制坯。李志燕等[26]研究了H形構(gòu)件等溫局部鍛造分模位置、過(guò)渡區(qū)寬度、構(gòu)件幾何特征及加載方式對(duì)分區(qū)線附近的筋型腔充填、變形均勻性及流線的影響。王炯[27]針對(duì)某鈦合金筋板構(gòu)件等溫局部鍛造過(guò)程，分析了材料流動(dòng)、應(yīng)力場(chǎng)和應(yīng)變場(chǎng)，確定了等溫局部與整體鍛造相結(jié)合的方式可較好地成形高筋薄腹構(gòu)件。

圖5 局部鍛造不同階段速度矢量場(chǎng)分布[11]Fig.5 Velocity field distribution of local forging at different forming steps[11]

圖6 等溫局部鍛造有限元模型示意圖[23]Fig.6 Schematic diagram of finite element model of isothermal local forging[23]

圖7 路徑A下第一加載步的速度矢量[23]Fig.7 Velocity vector of the first loading step in Path A[23]

圖8 路徑B下第二加載步的速度矢量[23]Fig.8 Velocity vector of the second loading step in Path B[23]

3 宏觀成形缺陷分析

隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展及有限元技術(shù)的完善，采用有限元模擬不僅可以清晰地觀測(cè)任意空間及時(shí)間下的材料流動(dòng)過(guò)程，還能細(xì)致地分析塑性成形中的缺陷生成情況，以此針對(duì)性地提出措施。在現(xiàn)有局部鍛造工藝的研究中，采用有限元模擬方法來(lái)揭示成形缺陷的生成機(jī)制，并探索控制成形缺陷的有效方法，是提升航空鈦框構(gòu)件精確塑性成形不可或缺的關(guān)鍵步驟。

Wei等[23]采用圖6中的路徑A分析了局部鍛造過(guò)渡區(qū)發(fā)生的折疊缺陷。圖9為第二加載步90%壓下量時(shí)工件與下模的接觸情況，其中位于鄰近分模線附近的先加載區(qū)中均產(chǎn)生了折疊，這主要是因?yàn)椴牧嫌杉虞d區(qū)轉(zhuǎn)移至未加載區(qū)所致，如圖7所示的流動(dòng)-Ⅱ模式是產(chǎn)生折疊的根本原因。避免因材料轉(zhuǎn)移引發(fā)的折疊是等溫局部鍛造省力成形工藝應(yīng)用的關(guān)鍵問(wèn)題。針對(duì)特定的構(gòu)件幾何尺寸和模具參數(shù)，當(dāng)材料轉(zhuǎn)移小于某一數(shù)值時(shí)，可能可以避免折疊[13]。Gao等[11]和Wei等[13]分別采用以下方法調(diào)控了材料轉(zhuǎn)移量并控制了折疊：①優(yōu)化初始坯料體積分配；②增加加載道次以此減少單個(gè)道次的變形量；③增加摩擦因子；④增加分區(qū)筋槽的圓角半徑。針對(duì)某隔框特征區(qū)域的局部鍛造，采用有限元模擬和物理模擬實(shí)驗(yàn)相結(jié)合的方式，依據(jù)優(yōu)化坯料體積分配，成功抑制了折疊缺陷的生成，如圖10所示。圖10（c）模擬了材料跨變形區(qū)材料流動(dòng)；圖10（d）和圖10（f）為坯料優(yōu)化前和優(yōu)化后的實(shí)驗(yàn)件。孫念光等[28]研究了摩擦和局部鍛造工藝參數(shù)對(duì)鈦框構(gòu)件變形均勻性、損傷因子和筋充填的影響；分析了筋型腔的充填困難問(wèn)題；根據(jù)充填效果將大型筋板構(gòu)件分為難成形區(qū)和易成形區(qū)，依據(jù)不同成形區(qū)，在坯料上設(shè)計(jì)了不同的厚度，采用簡(jiǎn)易的不等厚坯料緩解了充填不滿缺陷。Zhang等[29]研究了等溫局部鍛造成形所采用不等厚坯料的變厚度區(qū)可能出現(xiàn)的折疊缺陷，采用倒角過(guò)渡形式消除了該折疊缺陷，并提出了不等厚坯料變厚度區(qū)的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。劉君[30]研究分析了模具圓角、拔模、分區(qū)位置等幾何參數(shù)對(duì)大型鈦框等溫局部鍛造過(guò)程模具應(yīng)力的影響規(guī)律，預(yù)測(cè)了模具容易開(kāi)裂的危險(xiǎn)區(qū)域。

圖9 路徑A第二加載步下模與工件接觸及折疊生成情況[23]Fig.9 The situation of contact between bottom die and workpiece and folding generation under second loading step of Path A[23]

圖10 特征構(gòu)件局部鍛造模具分區(qū)附近區(qū)域模擬與實(shí)驗(yàn)[20-23]Fig.10 Simulation and experiment of eigenstructure near the die partitioning under local forging die[20-23]

4 微觀組織演變規(guī)律

大型航空鈦框等溫局部鍛造在高溫與變形的熱力耦合作用下，不僅發(fā)生復(fù)雜的材料流動(dòng)過(guò)程，其微觀組織同時(shí)也發(fā)生了一系列變化。鈦合金的微觀組織結(jié)構(gòu)決定了其使用性能。掌握等溫局部鍛造的微觀組織演變規(guī)律對(duì)于預(yù)測(cè)并調(diào)控鍛件組織與性能至關(guān)重要。

Fan等[31]設(shè)計(jì)了能夠反映局部鍛造過(guò)渡區(qū)變形特征的物理模擬實(shí)驗(yàn)；研究了TA15鈦合金局部鍛造中變形歷史對(duì)過(guò)渡區(qū)微觀組織演變的作用機(jī)制；定量分析了變形溫度、變形程度、冷卻方式、加載道次對(duì)組織形態(tài)及參數(shù)的影響規(guī)律。結(jié)果表明在高溫多火次變形下組織中會(huì)產(chǎn)生少量的條狀α相，但局部鍛造成形不改變過(guò)渡區(qū)材料的主要組織構(gòu)成。局部鍛造后的組織主要包含初生等軸α相和轉(zhuǎn)變?chǔ)禄w；與整體加載相比，初生α相晶粒尺寸在多火次變形中有所增加，但粗化率較低。李志燕等[26]結(jié)合計(jì)算微觀組織演化的經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，分析了“工”字形特征結(jié)構(gòu)等溫局部鍛造中過(guò)渡區(qū)的微觀組織演化行為及其影響因素。結(jié)果表明增加過(guò)渡區(qū)寬度、加載道次、加載速度或降低鍛造溫度均會(huì)減小平均晶粒尺寸。韓冠軍等[32]采用內(nèi)變量法模型與DEFORM-3D模擬軟件相結(jié)合，對(duì)大型筋板件等溫局部鍛造過(guò)程等軸α相晶粒尺寸演化進(jìn)行了數(shù)值模擬。結(jié)果表明隨著溫度的升高，鍛件等軸α相晶粒尺寸平均值呈先減小后增加的趨勢(shì)；鍛件等軸α相平均晶粒尺寸隨模具運(yùn)動(dòng)速度增加，先快速減小后趨于平緩，較大的模具運(yùn)動(dòng)速度易造成組織不均勻性增加。Fan等[33]結(jié)合實(shí)際局部鍛造成形實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了內(nèi)變量模型的可靠性，在此基礎(chǔ)上分析了局部加載成形各階段的組織演變機(jī)制和影響因素，在等軸α相體積分?jǐn)?shù)和晶粒尺寸預(yù)測(cè)上取得了較好的效果。

馬慶等[34]結(jié)合該內(nèi)變量模型模擬研究了等溫局部鍛造初生等軸α相平均晶粒尺寸的演變情況。結(jié)果表明第一加載步的平均晶粒尺寸由10μm逐漸減小至6～7μm，而后加載區(qū)鄰近分模線區(qū)域的晶粒尺寸也發(fā)生了一定程度減小，但幅度明顯小于先加載區(qū)，遠(yuǎn)離分模線區(qū)域基本未發(fā)生變化，如圖11（a）所示。第二加載步成形過(guò)程中先加載區(qū)晶粒尺寸無(wú)明顯變化，而后加載區(qū)因始終受到模具加載，晶粒尺寸逐漸減小。當(dāng)壓下量大約為40%時(shí)，晶粒尺寸細(xì)化明顯，局部鍛造結(jié)束時(shí)的后加載區(qū)晶粒尺寸總體大于先加載區(qū)，如圖11（b）所示。另外，還分析了不同分塊模具加載順序?qū)Ζ料嗥骄Я５挠绊?。圖12為變換模具加載順序在第二加載步成形后期所選取12個(gè)點(diǎn)的晶粒尺寸對(duì)比，加載順序采用圖6的兩個(gè)路徑。結(jié)果表明點(diǎn)1～4通過(guò)路徑A的晶粒尺寸要明顯低于路徑B下同一區(qū)域。主要原因是不同加載順序使材料轉(zhuǎn)移至未加載區(qū)的數(shù)量有所不同；同理，點(diǎn)5～8也因此有所差異，處于過(guò)渡區(qū)的點(diǎn)4和點(diǎn)5尺寸差異最大。此外，變換模具加載順序?qū)h(yuǎn)離分模線區(qū)域的點(diǎn)9～12的晶粒尺寸影響不大，這是因?yàn)殁伩驑?gòu)件的材料難以跨越已成形筋進(jìn)行大范圍轉(zhuǎn)移。

圖11 局部鍛造先、后加載步結(jié)束時(shí)α相晶粒尺寸分布[34]Fig.11 Grain size distrubution in the end of the first and second loading step[34]

圖12 加載順序變換對(duì)晶粒尺寸的影響對(duì)比[34]Fig.12 Influence of loading sequence changing on grain size[34]

5 結(jié)束語(yǔ)

發(fā)展先進(jìn)飛行器運(yùn)載裝備亟需的大型鈦框承力構(gòu)件等溫局部鍛造省力精確成形技術(shù)，對(duì)于提高我國(guó)大型構(gòu)件一體化制造的能力與水平具有重要的科學(xué)意義與應(yīng)用價(jià)值。針對(duì)成形過(guò)程的多模具約束、多變形區(qū)交互、多參數(shù)影響的高度非線性復(fù)雜問(wèn)題，得到了以下結(jié)論：

1）探明了不同變形區(qū)材料的跨區(qū)流動(dòng)行為，并分析了工藝參數(shù)對(duì)材料流動(dòng)的影響。

2）揭示了折疊、充填不滿等缺陷形成機(jī)理，提出了調(diào)控材料轉(zhuǎn)移、控制折疊并改善充填的方法。

3）預(yù)測(cè)了等溫局部鍛造不同變形區(qū)及變換加載順序下的TA15鈦合金α相晶粒尺寸演變情況。

目前，航空大型鈦框等溫局部鍛造過(guò)程中存在的難題、挑戰(zhàn)及發(fā)展方向，主要為以下3個(gè)方面：

1）針對(duì)固有的材料跨區(qū)轉(zhuǎn)移及缺陷特征，需全局考慮工藝、模具及坯料等參數(shù)對(duì)缺陷影響的綜合作用機(jī)制，建立工藝、模具及坯料等顯著參數(shù)與缺陷的定量關(guān)聯(lián)關(guān)系，實(shí)現(xiàn)多缺陷演化的在線預(yù)測(cè)與調(diào)控。

2）考慮多因素耦合下不確定性因素對(duì)缺陷波動(dòng)幅度的影響，探明確定性和不確定性因素綜合考慮的成形缺陷穩(wěn)健調(diào)控機(jī)理，發(fā)展等溫局部鍛造多缺陷穩(wěn)健控制的原理與方法。

3）針對(duì)加載變形區(qū)域和非加載保溫區(qū)域可能會(huì)產(chǎn)生的動(dòng)態(tài)回復(fù)、動(dòng)態(tài)再結(jié)晶、靜態(tài)回復(fù)、靜態(tài)再結(jié)晶及晶粒長(zhǎng)大等軟化和硬化的共存機(jī)制，應(yīng)探明材料在不同區(qū)域變形及保溫下的組織演變及影響規(guī)律，利用材料的軟化行為調(diào)控變形參數(shù)及微觀組織，進(jìn)一步挖掘出等溫局部鍛造省力成形的優(yōu)勢(shì)。