武 永，陳明和

（南京航空航天大學，南京 210016）

鈦合金具有良好的屈強比、高低溫性能、抗疲勞性能和耐腐蝕性能等優(yōu)點[1]，其復雜薄壁曲面和中空整體結構廣泛應用于航空航天領域，部分零件兼具耐高溫、良好氣動性能等[2–3]。因鈦合金在常溫下變形抗力大、回彈嚴重、局部破裂等問題，常采用熱塑性成形工藝加工復雜薄壁件，如熱壓成形、熱校形、高溫氣脹成形、超塑成形/擴散連接等，這些加工工藝已應用于一些鈦合金薄壁件制造，如F–15戰(zhàn)機的整體框、梁、壁板，B–1B轟炸機的壁板、艙門、風擋熱噴氣口，陣風戰(zhàn)機前置翼，A330客機的檢修口蓋，CF6–80發(fā)動機的導流葉片，發(fā)動機寬弦空心葉片，EJ–200發(fā)動機的防熱罩、排氣管道，導彈的舵翼、筒體、進氣道，火箭的貯氦罐等[2]。國外從事鈦合金復雜薄壁件研制和生產(chǎn)的單位有美國波音、普惠、柯林斯、ERIE、Savage、Macrodyne，英國Superform、

Senior Aerospace、BAE systems、Group Rhodes、ITP Aero、AFRC，德國MBB，法國ACB，加拿大Accudyne，瑞士Form Tec AG和俄羅斯超塑性研究所等。國內(nèi)航空航天領域的各主機廠、制造工藝研究院所、部分高校和民企先后開展了鈦合金高溫成形工藝及裝備的研究[4]。

目前，國外鈦合金薄壁件的熱成形工藝及裝備相對成熟，研究文獻集中于熱變形機理及本構模型[5]、高效率低成本的新熱塑性成形工藝[6–8]、多尺度模型及形性控制[9–10]、制造零件的服役全壽命預測等[11]。國內(nèi)各研究院所及主機廠的研究工作多偏重于成形工藝本身[12–14]，如模具設計、工藝參數(shù)、工藝缺陷、尺寸精度、組合工藝方法、工藝仿真和組織性能、國產(chǎn)熱塑性成形機床研制等，高校開始逐漸轉向熱變形機理及形性控制、新材料開發(fā)、新熱塑性成形工藝等研究方向。相比于國外，國內(nèi)在熱塑性變形基礎理論、可持續(xù)開發(fā)的自主仿真軟件平臺、熱塑性成形基礎數(shù)據(jù)庫及智能調用等研究上還有一定差距。

本文總結了鈦合金熱塑性變形理論、熱塑性成形工藝、模具及裝備等研究進展，預測和討論了鈦合金薄壁件熱塑性成形工藝的發(fā)展趨勢。

1 鈦合金熱塑性變形理論

鈦合金塑性變形機制包括位錯運動、晶界滑移和擴散蠕變。隨著成形溫度的變化，鈦合金的主要變形機制和硬化方式發(fā)生變化[15]，如圖1所示（GBS為晶界滑移；μ為臨界剪切應力；α為材料參數(shù)；b為伯格矢量；ρ為位錯密度；σ為流動應力；k為材料常數(shù)；Tm為熔點；m為應變速率敏感性指數(shù)；n為應變硬化指數(shù)）。理想條件下，在較低溫度下變形時，鈦合金應力–應變曲線呈現(xiàn)明顯的應變硬化特性，主要變形機制是位錯運動，晶粒被拉長。在0.3Tm～0.5Tm溫度時，主要變形機制是位錯運動和晶界滑移，硬化方式為應變和應變速率雙硬化。在0.5Tm以上主要進行超塑性成形，其熱變形機制和組織演變受應變速率影響，材料的流動應力和應變速率的關系如圖2所示[16]（Qgb為晶界滑移激活能；Qv為體積擴散激活能；P為晶粒尺寸影響因子）。低應變速率變形的主要機制為擴散蠕變，晶粒被拉長并粗化；高應變速率變形的主要機制是位錯滑移/攀移，晶粒伸長變形，且出現(xiàn)明顯的織構；超塑性變形的主要機制為晶界滑移，并存在晶粒伸長、晶粒轉動、再結晶等協(xié)調機制。在不同的應變速率區(qū)域，晶粒尺寸影響因子、應變速率敏感性指數(shù)、鈦合金變形激活能系數(shù)等均存在差距。

圖1 3種溫度范圍內(nèi)的微觀機理及應力–應變關系Fig.1 Micro-mechanisms and stress–strain relations within three temperature ranges

圖2 金屬超塑變形時的應力和應變速率關系Fig.2 Expanded version of the logarithmic plot of stress versus strain rate for superplastic alloy

為定量描述微觀組織和力學性能，需構建材料高溫變形組織演變的物理機制模型[17]。擴散蠕變機制主要有Nabarro–Herring晶內(nèi)蠕變機制和Cobie晶界擴散機制；晶界滑移機制模型主要有Rachinger模型，Ashby–Verrall的伴隨擴散蠕變的晶界滑移模型，Ball–Hutchison、Mukherjee、Gifkins等伴隨位錯蠕變的晶界滑移模型。在熱塑性變形過程，晶粒轉動和再結晶起到重要的協(xié)調作用。Alabort等[5]采用高溫原位SEM的試驗方法分析了TC4鈦合金熱塑性變形機制，證實了晶界滑移在超塑變形中的主要作用，以及晶粒轉動、位錯運動和擴散蠕變的協(xié)調作用，如圖3所示，其中ε為真實應變。在900℃超塑性變形時，β相在α相晶界滑移中起到協(xié)調作用，鈦合金熱塑性變形是一個復雜的物理化學–力學過程，是多種變形機制綜合結果，甚至包括晶界/晶內(nèi)的元素成分不均[18]，隨變形溫度和應變速率變化，各種變形機制的參與程度不同。

圖3 TC4鈦合金在900℃以2×10–4s–1應變速率高溫拉伸的原位SEM及變形機制Fig.3 Micrographs of a TC4 sample tested at 900℃ applying strain rate of 2×10–4s–1

采用考慮位錯運動強化和初始臨界應力的蠕變方程，可統(tǒng)一描述鈦合金高溫變形規(guī)律：

式中，M為平均泰勒因子；α為材料常數(shù)；ρ為位錯密度。高溫變形的流動應力與位錯密度、晶粒尺寸密切相關，受高溫變形的再結晶、回復、晶粒長大等機制影響，可建立偏微分方程分別計算。

鈦合金有密排六方晶格α相和體心立方晶格β相兩種相成分，高溫變形時，α相為硬相，β相為軟相。在溫度變化時，兩相之間發(fā)生相轉變。對于雙相合金的高溫變形，常采用等應力模型、等應變模型或考慮雙相界面作用的模型來描述各相的貢獻[19]，并結合各相的體積分數(shù)和形變強度。

為精確預測鈦合金熱變形的流動應力曲線，還需要考慮到片層α相球化、空洞損傷等軟化現(xiàn)象[17]。因密排六方α相的強各向異性，鈦合金在高溫下的各向異性隨變形條件變化而變化。圖4為TA32鈦合金在800℃溫度下以0.01s–1應變速率拉伸得到的流動應力曲線，0°、45°和90°表現(xiàn)出明顯不同的延伸率、抗拉強度及應力應變規(guī)律[20]。此外，材料的拉壓不對稱性、應力應變狀態(tài)和加載路徑相關性，對材料高溫本構模型和成形零件服役性能預測模型提出了新的要求[21]。隨著高溫成形技術和精確控制技術的發(fā)展，脈沖電流、電磁感應加熱、超聲能場等輔助能場在鈦合金薄壁件制造中逐漸應用，其多場耦合作用下的鈦合金高溫塑性變形機理有待進一步研究。

圖4 TA32鈦合金的高溫各向異性（800℃、0.01s–1應變速率）Fig.4 High temperature anisotropy of TA32 titanium alloy (800℃,0.01s–1 strain rate)

2 鈦合金薄壁件熱塑性成形工藝

2.1 熱壓成形

鈦合金熱壓成形生產(chǎn)效率高，常用于鈦合金蒙皮、波紋板、框板、整流罩、角片、桁條、進氣道、筒形件、包邊件等零件的制造。典型成形工藝有熱拉伸成形、熱彎曲成形、熱模壓成形、冷模熱沖壓成形等，成形零件的尺寸精度受模具精度、回彈補償、溫度分布、取件工序等影響。由于模具的蠕變變形、熱膨脹應力、磨損和冷熱疲勞等問題影響了鈦合金零件的生產(chǎn)質量及尺寸精度，因此熱成形模具的設計制造是熱塑性成形工藝的核心技術之一。對于單方向尺寸較大的薄壁零件，熱壓成形溫差高達幾十攝氏度，需考慮非均勻溫度場的影響[22]。圖5（a）為南航研制的大尺寸TA32鈦合金蒙皮件，單方向尺寸＞3m，在模具設計時補償了溫度分布不均和模具熱膨脹誤差。在兩個曲面交界區(qū)域，鈦合金薄板受到壓–壓應力狀態(tài)，容易發(fā)生起皺。通過減小上下模具兩側間隙，并在模具上增加板料限制結構方法，增大了壓邊力，使板料由壓–壓應力狀態(tài)改善為拉–壓應力狀態(tài)，抑制了板料起皺。圖5（b）為熱壓成形馬鞍件，在端部翹曲區(qū)域易發(fā)生減薄和破裂，通過減小工藝輔助區(qū)和優(yōu)化坯料，可減少減薄率[23]。圖5（c）為熱壓成形復雜件，對表面質量和尺寸精度要求較高，通過在800℃增加保溫時間20min，減少回彈。在熱模取放件工序中，應充分考慮熱應力場導致的尺寸畸變，必要時需多步熱壓成形。圖5（d）為熱壓成形的TB8包邊件，壁厚為0.5mm，軸向扭轉角為88.7°，全零件尺寸偏差＜0.5mm，為此在675℃下采用多步熱壓成形，每次保溫15min，最終成形質量完好的零件[24]。

圖5 典型熱壓成形鈦合金零件Fig.5 Typical titanium alloy thin-walled parts prepared by hot pressing forming technology

熱壓成形鈦合金薄壁件的典型缺陷包括表面拉傷、起皺、局部堆疊、壁厚減薄嚴重甚至破裂、壁厚不均、形狀畸變、尺寸精度差等，需要通過工藝優(yōu)化逐一解決。圖6（a）為熱拉伸成形的TC1筒形件，表面存在明顯的拉傷，這與模具材料、變形溫度和壓邊間隙等密切相關。采用中硅鉬替代1Cr18Ni9Ti模具材料，壓邊間隙控制在1.20 ～1.25mm，成形溫度控制在620℃左右，并以≤30mm/min的拉深速度的加工，最后得到合格零件[12]。圖6（b）為熱壓成形馬鞍件常見的起皺缺陷，轉折角度越小起皺越劇烈。通過分型面多步成形將馬鞍蒙皮的變形量分解，改變變形順序。優(yōu)化模具壓邊結構，增加壓邊力，改善了起皺區(qū)域應力狀態(tài)。綜合利用以上措施，可有效抑制懸空區(qū)起皺缺陷[13]。圖6（c）為飛機尾椎蒙皮件熱成形常出現(xiàn)的破裂和堆疊缺陷，通過增加預成形工序，增大變形區(qū)域和改變變形順序，避免應變集中和材料堆疊[14]。熱壓成形零件的缺陷通?？赏ㄟ^改變模具間隙、增加預成形、多步成形、表面潤滑、復合模具結構設計和毛坯優(yōu)化等方法改善或抑制。針對部分復雜曲面或帶負角難變形零件，需綜合運用模具設計、多步成形、多工藝復合，甚至需分瓣成形后拼焊組裝來解決。

圖6 熱壓成形件的典型缺陷Fig.6 Typical defects of the titanium alloy thin-walled parts prepared by hot pressing forming technology

為提高成形效率，部分學者研究了鈦合金冷模熱沖壓及電輔助熱沖壓工藝，大幅降低了鈦合金加熱時間，降低制造成本。圖6（d）為0.6mm純鈦板脈沖電流輔助熱沖壓件，加熱溫度600～680℃，顯著降低了回彈變形[25]。利用75A/mm3電流密度、占空比30%的脈沖電流加熱TC4板，熱沖壓成形“U”形件，回彈角比室溫沖壓減小50%以上，但大于熱模壓成形[26]。

2.2 熱校形

熱校形工藝利用了材料在高溫下的應力松弛效應，改善鈦合金件因變形或焊接導致的形狀畸變，提高零件尺寸精度，常用于發(fā)動機靜子內(nèi)環(huán)、飛行器筒體件、發(fā)動機噴口件、“Z”字形框等零件制造。圖7（a）為南京航空航天大學（簡稱南航）利用分瓣剛性模具熱脹形法在500℃校形20min得到的TA1鈦合金靜子內(nèi)環(huán)，零件的圓度＜ 0.3mm。圖7（b）為采用分瓣剛性模具熱脹形校形的TC4鈦合金直筒形件，校形溫度650℃，保溫時間30min，實現(xiàn)零件內(nèi)徑（200±0.2）mm[27]。圖7（c）為利用組合模具熱壓脹形的校形方法制造的航空發(fā)動機用TA15鈦合金環(huán)形件，熱成形和校形溫度為800℃，零件截面壁厚在1.8～2.0mm[28]。圖7（d）為采用熱壓成形、焊接和焊后熱校形方法制造的航天飛行器TC4鈦合金筒形蒙皮件，校形溫度700℃，校形時間30min時，無預緊力的圓度為1.93mm，有預緊力的圓度為0.49mm，有預緊力校形60min的圓度為0.43mm[29]。曲鳳[30]采用700～750℃下保溫1.5h校形了某典型整體壁板零件，實現(xiàn)不貼模度＜0.5mm精度；在600 ～ 650℃下保溫1.5h校形了某銑削畸變的框類零件，將不貼模度從2～3mm降低至0.5mm。

圖7 典型的熱校形鈦合金件Fig.7 Typical titanium alloy thin-walled parts prepared by creep/stress relaxation forming technology

鈦合金熱校形零件的成形質量與模具精度、校形時間、校形溫度、預變形量、初始應力、材料組織等參數(shù)密切相關。其物理本質是應力作用下鈦合金內(nèi)位錯運動，是位錯滑移和堆積的宏觀表現(xiàn)。在應力松弛過程，彈性變形逐漸向塑性變形轉變，可有效解決焊接筒體呈橢圓狀、尺寸精度差等問題。由于各溫度下應力松弛極限和應力松弛速度不同，為成形高尺寸精度零件、降低殘余應力和提高生產(chǎn)效率，可適當提高應力松弛溫度。

2.3 高溫氣壓成形

鈦合金高溫氣壓成形，是采用氣體對板料施加壓力，使鈦合金板料貼模制造出合格零件的工藝方法。根據(jù)不同脹形壓力和溫度，可分為超塑氣壓成形和高壓氣脹成形，典型的鈦合金件如圖8所示。圖8（a）為利用波音公司與俄羅斯VSMPO開發(fā)的細晶TC4板材在770℃下超塑氣壓成形薄壁件，元素成分和力學性能符合AMS4911標準[31]。圖8（b）為700～800℃下高壓氣脹工藝成形的TA15鈦合金復雜曲率管件，通過組織性能調控，成形件的室溫性能提高5%～10%[32]。相比于熱模壓成形，氣壓成形的模具磨損和零件尺寸畸變小，通過氣源系統(tǒng)氣壓加載調控，可控制材料應變速率，在制造形狀復雜、曲率變化大的零件上有巨大優(yōu)勢。

高溫氣壓成形的主要缺陷是壁厚不均勻。通過模具設計和工藝改進，可改善材料壁厚分布，主要的方法有脹形圓角優(yōu)化、正反脹形、拉深脹形復合成形、非均勻溫度場法和補料法等。圖8（c）為正反脹形工藝得到的TC4鈦合金零件，在930℃利用反脹法預成形提前存儲材料，然后正向脹形，相比于單一的正向脹形成形，壁厚從1.18 ～ 2.24mm改善為1.50 ～1.78mm[33]。圖8（d）為利用高壓氣脹工藝成形了70%膨脹率的TA18鈦合金變徑管件，通過電磁感應加熱實現(xiàn)了非均勻溫度場，中間區(qū)域溫度高于兩端補料區(qū)溫度，當溫差為15℃、軸向補料38mm時，管件最大減薄率為18.9%[34]。圖8（e）為通過927℃下的超塑脹形和軸向補料方法成形的TC4鈦合金“U”形波紋管，最大直徑350mm以上[35]。圖8（f）為南航通過拉深成形和脹形復合制造的TB8鈦合金衛(wèi)星半球件，壁厚0.3mm，最大減薄率＜ 25%。圖8（g）為超塑成形后拼焊的衛(wèi)星用鈦合金儲料球罐件，利用預先處理的非均勻壁厚板材進行超塑脹形，可得到均勻壁厚的半球件[36]。

圖8 高溫氣壓成形的典型鈦合金零件Fig.8 Typical titanium alloy thin-walled parts prepared by hot gas forming technology

2.4 超塑成形/擴散連接

鈦合金的超塑成形溫度和擴散連接溫度相近，適合超塑成形/擴散連接復合工藝，這為鈦合金中空整體結構件的設計制造提供了有效方法，在飛機和飛行器等領域展現(xiàn)巨大優(yōu)勢。圖9為超塑成形/擴散連接的典型零件和缺陷。圖9（a）為TC4馬鞍型雙層整體壁板，在800～920℃下，以1.5MPa壓力成形1h，得到擴散焊合率＞90%、表面無階差的整體零件[37]。通過對材料細晶化處理，可大幅降低超塑成形/擴散連接溫度。圖9（b）為波音采用細晶TC4鈦合金在775℃下通過超塑成形/擴散連接成形的整體雙通道隔熱板[38]，提高了成形效率，降低了能耗。四層板結構舵翼也是超塑成形/擴散連接的典型應用之一?？紤]到四層結構舵翼超塑成形/擴散連接制造過程中，加熱時間太長導致板料晶粒粗化、性能下降明顯，且擴散連接質量不穩(wěn)定等，采用激光預焊芯板可有效解決這些問題。圖9（c）為采用芯板激光預焊后超塑成形/擴散連接制備的TC4鈦合金帶預制塊四層結構舵翼模擬件，成形溫度920℃，最大脹形氣壓1.2MPa，焊合率＞95%，晶粒尺寸長大＜35%，但壓力不足導致三角區(qū)空洞較大，面板也有明顯溝槽缺陷[39]。李保永等[40]開展了鈦合金四層結構件超塑成形/擴散連接工藝中表面凹槽缺陷的影響因素研究，認為應變速率、擴散連接區(qū)域寬度、芯板與蒙皮厚度比和摩擦系數(shù)等都對表面溝槽深度有影響，提出了面板與芯板之間施加0.2MPa背壓方法，并建議蒙皮和芯板的壁厚比大于2∶1。

鈦合金寬弦空心風扇葉片是超塑成形/擴散連接的另一典型代表件。自20世紀90年代，羅·羅公司遄達發(fā)動機開始裝機使用空心風扇葉片，美國和俄羅斯相繼進行相關研究。圖9（d）為俄羅斯超塑性研究所研制的三層寬弦空心風扇葉片，裝機于新型PD–14航空發(fā)動機[41]。國內(nèi)也開展了三層空心葉片超塑成形/擴散連接研究，并成功研制出樣件，通過了鳥撞等驗證[42–43]。為避免三層空心風扇葉片面板和芯板連接處曲率引起的疲勞損傷問題，南航開展了對開式結構鈦合金空心葉片擴散連接、扭轉和氣壓整形研究，制備的鈦合金空心葉片樣件如圖9（e）所示，制造流程為鈦合金鍛坯→銑削內(nèi)筋→擴散連接→扭轉預成形→超塑氣壓脹形校形→精加工，為設計人員提供了充分的設計空間[44]，但也引入了內(nèi)筋錯位焊接和焊后扭轉變形損傷難題。隨著飛行器對飛行速度和節(jié)能減排的要求，對蜂窩、點陣等拓撲中空結構件需求愈加迫切[45–46]，其精密制造技術成為研究重點。圖9（f）為南航利用超塑成形/擴散連接制備的TC4鈦合金金字塔點陣結構舵翼樣件，實現(xiàn)了點陣結構非均勻排布。

圖9 典型的超塑成形/擴散連接鈦合金件及缺陷Fig.9 Typical titanium alloy thin-walled parts prepared by superplastic forming/diffusion bonding technology and their defects

超塑成形/擴散連接優(yōu)點突出，但制造難度大，生產(chǎn)過程常出現(xiàn)以下問題：（1）因鈦板材表面粉塵和油污等導致擴散焊接質量差，需認真制定酸洗操作規(guī)程，嚴格按照規(guī)程試驗和生產(chǎn)，酸洗后，在無塵房內(nèi)裝配、操作。（2）空腔內(nèi)擴散連接面保護不充分，在高溫中表面氧化，擴散連接質量差，需在真空爐中擴散連接，或將需要擴散焊接的界面封閉，并抽真空或充入高純氬氣保護。（3）氣壓加載路徑不適，導致了三角區(qū)存在明顯縫隙、表面凹陷、局部芯板不貼模等缺陷，如圖9（g）～（i）所示[47–48]，需經(jīng)過精確的有限元仿真，優(yōu)化工藝路徑，使用背壓，改變摩擦系數(shù)、面板和芯板厚度比等，最后采用高氣壓整形。（4）板料局部變形量大，鈦合金存在變形損傷，減薄嚴重甚至破裂，可優(yōu)化材料性能提高材料延伸率，或改變變形順序、增加預成形等工藝。（5）變形時間太長，生產(chǎn)效率低，晶粒粗大導致性能下降，可增大爐子加熱功率實現(xiàn)快速加熱，或采用高溫換模、高溫取放件等減少加熱時間，或采用低溫超塑性材料降低成形溫度，或采用陶瓷模具等降低爐內(nèi)材料的熱容等。

2.5 柔性熱成形

柔性成形技術廣泛用于多品種小批量薄壁零件生產(chǎn)制造，包括漸進成形、激光成形、拉伸成形、多點成形、輥壓成形、柔性彎曲等。鈦合金板材的柔性熱成形技術具有加熱方式多、成形自由度大、數(shù)字化控制潛力大等特點。圖10（a）為電輔助加熱漸進成形工藝制備的TiAl2Mn1.5圓錐和方錐形件[49]。圓錐件的加熱電流為400A，漸進工作頭速率為800mm/min，步長為0.1mm，工具直徑為8mm。因方錐形件成形難度大于圓錐件，開始采用工作頭速率800mm/min，當方錐形件深度達到4mm后，降低工作頭速率至400mm/min，成形溫度在700℃左右。針對需要局部彎曲成形的零件，可采用局部加熱彎曲。圖10（b）為南航通過激光加熱彎曲的Ti2AlNb板件，通過改變掃描路徑，可得到不同彎曲效果。采用0.3mm激光光斑，掃描功率0.4kW，掃描速率1.0m/min，重復掃描8遍，可將寬度40mm、厚1.0mm的Ti2AlNb板材件彎曲18°左右。圖10（c）為φ50mm×1.5mm的TA18鈦合金加熱數(shù)控彎曲管件，在298℃、芯模直徑16.56mm、芯棒伸出量0.93mm、助推系數(shù)1.17的工藝參數(shù)下得到了彎曲角90°的管件，最大減薄率僅為3.62%，最大截面扁化率為11.20%[50]。圖10（d）為電輔助加熱的OT4M鈦合金拉彎件，采用10.57A/mm2的電流密度加熱時，可在30s內(nèi)達到650℃，并進行拉彎成形，拉彎后通電應力松弛10min，零件貼模間隙為0.5～2mm[51]。盡管柔性成形自由度高，但最終成形件的尺寸精度和組織性能受工藝參數(shù)影響較大，易導致局部減薄甚至破裂、回彈變形、形狀畸變等缺陷，這需要有限元仿真的精確預測和工藝參數(shù)的精密控制。

圖10 典型的柔性成形鈦合金薄壁件Fig.10 Typical titanium alloy thin-walled parts prepared by hot flexible forming technology

3 鈦合金薄壁件熱塑性成形模具及裝備

因鈦合金熱成形溫度高，模具工作環(huán)境惡劣，其模具材料選擇和設計制造與冷成形存在較大差異。熱成形模具材料應具有抗高溫氧化性、抗熱沖擊性能、良好的高溫機械加工性能、相變溫度高、組織性能穩(wěn)定等特點。常用的高溫模具材料有低合金耐熱鋼、耐熱球墨鑄鐵、中硅鉬、高鎳鉻合金鋼和鎳基合金等。選擇模具材料時，應綜合考慮零件的復雜程度、成形溫度、批次數(shù)量、零件尺寸精度需求和經(jīng)濟效益等因素。超塑成形的模具脹形壓力較小，可選擇耐高溫的陶瓷材料。

鈦合金熱壓成形裝備是熱壓成形工藝實施的保證。裝備的主要組成有液壓機床和高溫爐，其研制主要包括液壓機設計制造、加熱裝置設計及制造、高溫金屬平臺和隔熱陶瓷研制、換模機構和控制系統(tǒng)研制等。熱壓成形機床中增加氣壓加載和真空系統(tǒng)，可實現(xiàn)超塑成形、超塑成形/擴散連接的功能。

目前，國外的熱成形機床已系列化發(fā)展，設備壓力可達5000t以上，加熱溫度達1100℃以上，工作臺面達5.3m×2.3m，集成了液壓/氣壓管理系統(tǒng)、加壓加熱控制系統(tǒng)和滑動平臺等模塊，其控制系統(tǒng)可準確控制溫度、壓力、行程等參數(shù)，實現(xiàn)了數(shù)據(jù)采集、工藝參數(shù)儲存與實時處理、工藝開發(fā)與數(shù)據(jù)庫管理、加工過程網(wǎng)絡交互、高溫開模取件和高溫換模等功能。超塑成形機床的氣壓控制系統(tǒng)采用精密比例閥控制，可實現(xiàn)氣脹成形氣壓曲線加載的編程控制，控制精度已達到±0.007MPa。通過多區(qū)協(xié)調加熱和9點控溫，爐內(nèi)溫度均勻性在±5℃以內(nèi)，壓力機上下高溫金屬加壓平臺平行度達0.1mm，平面度≤0.1mm。國內(nèi)已實現(xiàn)熱成形機床的研制，開始熱成形高端裝備研制和布局，正形成穩(wěn)定持續(xù)的生產(chǎn)研發(fā)團隊。但國產(chǎn)熱成形機床的正向設計能力尚需提高，各系統(tǒng)之間的匹配關系有待進一步優(yōu)化，例如壓力機回彈補償，液壓、氣壓、流量、功率、加熱散熱和水冷等匹配，伺服閥、壓力表、光柵尺、電磁閥、控制系統(tǒng)的配合和滯后，熱成形裝備溫度場及熱膨脹等。此外，數(shù)字化熱成形機床也是未來發(fā)展趨勢，包括過程監(jiān)控、數(shù)據(jù)存儲及分析、健康診斷、斷電保護、網(wǎng)絡交互等。

4 發(fā)展趨勢

鈦合金薄壁件及熱塑性成形裝備已基本實現(xiàn)“造得出”，并提出“造得精、造得好”的更高要求。針對新型高溫鈦合金、Ti2AlNb、TiAl等難加工新材料，其投影面積2m2以上的高精度超薄件、局部棱角尖銳的新結構件、帶功能的中空復雜結構件等需求增加，迫切需要制造工藝的快速發(fā)展。為此，可開展以下研究。

（1）“材料–設計–制造–裝備”一體化協(xié)同發(fā)展。

多層、蜂窩、點陣的熱塑性成形方法為混合結構提供了設計空間，結合非均勻材料分布、梯度材料、異種材料連接等，可使鈦合金薄壁件結構實現(xiàn)輕量化、自主冷卻、吸聲隔熱等功能，滿足裝備提出的新要求。

（2）形性預測控制及仿真軟件。

熱塑性成形工藝參數(shù)顯著影響了鈦合金薄壁零件尺寸精度和組織性能，易導致零件形狀、性能等缺陷。通過構建材料物理模型、熱成形數(shù)據(jù)庫、軟件開發(fā)和仿真優(yōu)化等可實現(xiàn)鈦合金薄壁件形性預測。以跨尺度仿真數(shù)據(jù)為依據(jù)，優(yōu)化工藝參數(shù)，可大幅縮短工藝流程或將工藝流程模塊化，提高零件合格率。

（3）成形工藝及裝備的穩(wěn)定控制和數(shù)字化。

熱塑性成形的影響因素較多，零件組織性能與時間相關，工藝參數(shù)的波動性大。為保持鈦合金成形件的質量均一穩(wěn)定，需用自動化生產(chǎn)代替手工作業(yè)，以數(shù)字化控制代替專家經(jīng)驗。需要研究工藝參數(shù)的深度學習優(yōu)化方法，結合可靠的機床裝備控制軟硬件，實現(xiàn)數(shù)字化制造。

（4）高效率熱塑性成形工藝及裝備。

為提升生產(chǎn)效率、提高成形自由度、降低成形制造成本和節(jié)能減排，電輔助熱沖壓、電輔助漸進成形、激光彎曲、電輔助拉彎、感應熱校形等特種能場輔助的高效率熱塑性成形工藝正蓬勃發(fā)展，其多物理場耦合機制、精確控制技術、新工藝方法和制造裝備是今后的研究重點。