朱宇，門明良，孟寶*，石佩玨，劉紅梅

（1.中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院，北京 101304；2.北京航空航天大學(xué) 機(jī)械工程及自動(dòng)化學(xué)院，北京 100191；3.中國(guó)航發(fā)動(dòng)力股份有限公司，西安 710021）

航空發(fā)動(dòng)機(jī)中的鈑金件是航空工程中的重要組成部分，其占比可達(dá)30%左右[1]。一些構(gòu)件具有復(fù)雜的幾何形狀和薄壁結(jié)構(gòu)，包含深腔和細(xì)小的孔洞[2-5]，通常采用高溫合金[6]、鈦合金[7]、鋁合金[8]等具有高強(qiáng)度和優(yōu)異抗腐蝕性的材料制造，以承受航空發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中的高溫、高壓和高速等極端工況[1,9]。這些鈑金件的制造通常需要多道次的成形及中間退火來(lái)實(shí)現(xiàn)，而不同道次之間工藝參數(shù)的交互影響較為復(fù)雜，因此對(duì)多階段加載過(guò)程的研究必不可少。

國(guó)際上已經(jīng)發(fā)展了很多集工藝設(shè)計(jì)、成形分析、數(shù)據(jù)管理等于一體的鈑金成形仿真軟件系統(tǒng)，基于此，多工序板料成形仿真技術(shù)在鈑金件的設(shè)計(jì)和制造過(guò)程中有著廣泛的應(yīng)用[10-12]。通過(guò)有限元模擬，可以減少繁重的試錯(cuò)工作，利用數(shù)值分析結(jié)果指導(dǎo)優(yōu)化產(chǎn)品的成形參數(shù)及工藝，可以降低實(shí)驗(yàn)與生產(chǎn)成本[12-13]。朱宇等[14]針對(duì)復(fù)雜薄壁深腔階梯類隔熱罩構(gòu)件，通過(guò)DYNAFORM 模擬分析了多道次充液復(fù)合成形中不同工藝參數(shù)的影響規(guī)律并進(jìn)行了優(yōu)化，確定了多道次成形過(guò)程中的變形量分配[15]，實(shí)現(xiàn)了復(fù)雜型面高溫合金鈑金件的整體精密成形。Li 等[16]對(duì)某型飛機(jī)深錐零件多道工序的材料變形量進(jìn)行了分配和優(yōu)化，并結(jié)合不同的屈服準(zhǔn)則分析了型腔壓力和加載路徑對(duì)工件尺寸精度和厚度變化的影響，結(jié)果表明，Yld2000-2d 屈服準(zhǔn)則可以實(shí)現(xiàn)預(yù)成形階段的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)，但誤差累積和材料加工硬化對(duì)后續(xù)變形產(chǎn)生了一定影響，使最終零件的成形預(yù)測(cè)精度有所降低。肖剛鋒等[17]采用ABAQUS 進(jìn)行了錐形鈑金件的多道次深拉深旋壓有限元模擬，研究了不同工藝參數(shù)的影響規(guī)律，并基于優(yōu)化的參數(shù)成功制備了鎳基高溫合金錐筒形件。

雖然上述研究通過(guò)多道次的成形可以得到型面及幾何尺寸良好的鈑金件，但是每一道次的加工都會(huì)產(chǎn)生殘余應(yīng)力，這不可避免地會(huì)對(duì)后續(xù)成形過(guò)程及最終構(gòu)件的疲勞壽命等產(chǎn)生負(fù)面影響[18-19]，通過(guò)退火處理可以有效消除殘余應(yīng)力并提升材料后續(xù)的成形性能[20]。孔祥景[21]采用ABAQUS 對(duì)X 形航天薄壁件單工序及多工序銑削過(guò)程中的殘余應(yīng)力進(jìn)行了分析，通過(guò)去應(yīng)力退火有效減小了加工殘余應(yīng)力，并將通過(guò)模擬所確定的多工序成形方案應(yīng)用于工藝試驗(yàn)，結(jié)果表明，工件的加工精度顯著提高。詹梅等[22]基于ABAQUS建立了包含旋壓、回彈、退火的薄壁殼體全工序仿真模型，分析了構(gòu)件在兩道次成形過(guò)程中壁厚分布及工藝參數(shù)的影響?；谠摲椒ǎ麄冞€研究了旋壓間隙對(duì)后續(xù)成形的影響，利用有限元仿真確定的實(shí)驗(yàn)方案制造出滿足要求的復(fù)雜薄壁構(gòu)件[23]。Wang 等[24]開發(fā)了一個(gè)集成的多尺度模型，研究了Ta-2.5W 合金在多道次冷變形和退火過(guò)程中的宏觀變形與微觀組織演變。

當(dāng)前研究更多是關(guān)于單工序或忽略回彈與退火的有限元分析，一些多階段加載過(guò)程的研究更多體現(xiàn)在材料的基礎(chǔ)力學(xué)性能與微觀組織演變方面[25-27]。本文旨在對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)擋濺盤鈑金件的多工序成形進(jìn)行仿真和實(shí)驗(yàn)研究，包括回彈與熱處理過(guò)程。分析了鈑金件的結(jié)構(gòu)及工藝成形過(guò)程，分別采用ABAQUS和DEFORM 進(jìn)行拉深和熱處理過(guò)程的有限元仿真，仿真結(jié)果在不同軟件及成形工序中進(jìn)行數(shù)據(jù)傳遞，同時(shí)，還進(jìn)行了工藝試驗(yàn)，以驗(yàn)證仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性，以期為航空發(fā)動(dòng)機(jī)鈑金件的設(shè)計(jì)、制造和工藝優(yōu)化提供有益的參考和指導(dǎo)。

1 鈑金件工藝

本文所研究的鈑金件為航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室中用于保護(hù)火焰筒頭部轉(zhuǎn)接段的擋濺盤[10]，采用厚度為1 mm 的鈷基高溫合金GH5188 進(jìn)行制造，其基本力學(xué)性能參考文獻(xiàn)[10]，零件的幾何形狀及主要特征尺寸如圖1a 所示，主要考慮內(nèi)徑、型面精度及厚度減薄率，要求最大型面間隙不超過(guò)0.4 mm，減薄率不超過(guò)10%。該零件主要通過(guò)拉深及中間退火進(jìn)行成形，經(jīng)過(guò)工藝補(bǔ)充后的零件模型如圖1b 所示，采用Solidworks 軟件提取工藝補(bǔ)充后的零件模型的中性面，然后進(jìn)行曲面展開，確定坯料為圓形毛坯，其直徑為90 mm。根據(jù)零件模型分析成形方法及成形步驟，分5 個(gè)工序進(jìn)行，如圖1c 所示。

圖1 鈑金件數(shù)模及成形工藝過(guò)程Fig.1 Sheet metal model and forming process: a) geometric feature of model; b) process supplement; c) forming process

2 有限元分析流程及建模

本文以ABAQUS和DEFORM作為仿真平臺(tái)對(duì)拉深過(guò)程和熱處理過(guò)程進(jìn)行仿真模擬。ABAQUS/ Explicit 分析求解模塊適合用于模擬材料的瞬時(shí)響應(yīng)和動(dòng)態(tài)加載下的非線性行為，包括接觸、塑性變形、斷裂等?；貜椷^(guò)程不存在接觸行為，作為一種弱非線性問(wèn)題，可以采用ABAQUS/Standard 求解模塊模擬卸載后的回彈過(guò)程[22]。ABAQUS 可以通過(guò)重啟動(dòng)和預(yù)定義場(chǎng)設(shè)置提供從Standard 至Explicit、Explicit 至Standard 的分析結(jié)果傳遞，因此首先采用動(dòng)態(tài)顯式和靜態(tài)隱式相結(jié)合的方法對(duì)鈑金件的成形過(guò)程進(jìn)行分析。成形結(jié)束后提取成形結(jié)果中的節(jié)點(diǎn)、單元、應(yīng)力和應(yīng)變分量等數(shù)據(jù)信息，將其重寫為KEY 文件，導(dǎo)入DEFORM 中作為退火熱處理的初始狀態(tài)進(jìn)行仿真。然后再將 DEFORM 模擬結(jié)果導(dǎo)入 ABAQUS/Explicit 中進(jìn)行后續(xù)道次拉深成形等過(guò)程的模擬分析。以前兩步成形和中間熱處理為例，其模擬分析流程如圖2 所示。

依據(jù)上述工藝分析及模擬流程建立的拉深成形及退火熱處理過(guò)程的三維有限元模型如圖3 所示。前兩道次的拉深高度均為13 mm，第三道次在前面的基礎(chǔ)上進(jìn)行整形，整形高度為2 mm，其中所涉及的拉深模具的主要特征尺寸如表1 所示。熱處理方案為在980 ℃條件下保溫10 min，然后進(jìn)行空冷，如圖3d 所示，共分為5 個(gè)階段。此外，還進(jìn)行了相應(yīng)工序的工藝試驗(yàn)，在每一步成形后測(cè)量零件高度、法蘭直徑、圓筒內(nèi)徑、筒壁厚度等尺寸，并與模擬結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析。

表1 不同道次模具主要參數(shù)Tab.1 Main parameters of die in different passes

圖3 多道次拉深及退火熱處理有限元模型Fig.3 Multi-pass deep drawing and annealing finite element models: a) the first deep drawing model; b) the second deep drawing model; c) the third reshaping model; d) annealing model

3 結(jié)果與討論

3.1 第一步拉深回彈結(jié)果

第一步拉深及卸載回彈后的應(yīng)力-應(yīng)變分布對(duì)比如圖4 所示。其中，Avg: 0 表示對(duì)模型中的一組節(jié)點(diǎn)或單元的屬性不進(jìn)行平均化處理。隨著拉深的進(jìn)行，板料的塑性變形不斷增大，在拉深成形結(jié)束后，法蘭圓角區(qū)的塑性變形最大，其次為底部圓角區(qū)域，Mises應(yīng)力也有相同的分布規(guī)律，如圖4a 和圖4b 所示。在卸載后，零件發(fā)生了一定的回彈，塑性應(yīng)變沒(méi)有發(fā)生變化，如圖4b 和圖4d 所示。而卸載后，由于零件失去了模具的約束，應(yīng)力得到了釋放，因此法蘭處的應(yīng)力從800 MPa 降低至10 MPa 左右，較卸載前大幅度降低，但底部圓角區(qū)仍有大于400 MPa 的應(yīng)力殘留，如圖4c 所示。較大的殘余應(yīng)力可能會(huì)對(duì)后續(xù)的成形工序產(chǎn)生負(fù)面影響，殘余應(yīng)力的累積會(huì)導(dǎo)致零件精度下降、疲勞壽命降低，甚至還會(huì)引起零件在拉深過(guò)程中開裂等，因此需要對(duì)成形后的零件進(jìn)行退火熱處理，以消除殘余應(yīng)力。

圖4 第一步拉深及卸載后應(yīng)力應(yīng)變分布Fig.4 Stress and strain distribution after the first deep drawing and unloading: a) stress after deep drawing forming;b) strain after deep drawing forming; c) stress after unloading of springback; d) strain after unloading of springback

零件卸載回彈后模擬與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比如圖5所示，其中t為零件壁厚，H為零件高度。可以看出，第一步的回彈相對(duì)較小。由于在回彈分析中選取了中間節(jié)點(diǎn)作為約束，因此從中心至邊緣，其相對(duì)位移逐漸增大，在法蘭處回彈位移最大為0.267 mm；零件厚度減薄率較小，模擬結(jié)果僅為5%，實(shí)驗(yàn)結(jié)果略大。從3 個(gè)方面的對(duì)比可以看出，模擬值與實(shí)驗(yàn)值整體上較為接近，表明了單道次拉深回彈有限元仿真的準(zhǔn)確性。

圖5 第一步卸載回彈后模擬與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比Fig.5 Comparison of simulation and experimental results after unloading of springback in the first step

3.2 第二步退火熱處理結(jié)果

從ABAQUS 中提取第一步模擬結(jié)果中節(jié)點(diǎn)處的應(yīng)力-應(yīng)變及幾何坐標(biāo)等數(shù)據(jù)作為熱處理的初始狀態(tài)導(dǎo)入DEFORM 中，以最大主應(yīng)力和最大主應(yīng)變?yōu)槔慵? 個(gè)軟件中狀態(tài)的對(duì)比如圖6 所示?？梢钥闯?，該過(guò)程不僅將上一步回彈后零件的幾何形狀傳遞至DEFORM 中，而且應(yīng)力-應(yīng)變場(chǎng)云圖也高度一致，說(shuō)明物理場(chǎng)數(shù)據(jù)得到了無(wú)損傳遞。后續(xù)將DEFORM 熱處理模擬結(jié)果傳遞至ABAQUS 中也可以達(dá)到相同的數(shù)據(jù)傳遞效果，因此后文不再詳細(xì)闡述。

圖6 ABAQUS 與DEFORM 中的應(yīng)力-應(yīng)變狀態(tài)對(duì)比Fig.6 Comparison of stress-strain states in ABAQUS and DEFORM: a) maximum principal stress in ABAQUS; b) maximum principal stress in DEFORM; c) maximum principal strain in ABAQUS; b) maximum principal strain in DEFORM

由圖4c 可知，底部圓角部分還有較大的殘余應(yīng)力，因此從中選取一點(diǎn)P，如圖6b 所示，追蹤其殘余應(yīng)力的變化情況。底部圓角處點(diǎn)P 在退火過(guò)程中不同階段的殘余應(yīng)力變化情況如圖7 所示?？梢钥闯?，在快速加熱階段1，殘余應(yīng)力不斷減小，在832 ℃時(shí)發(fā)生了突變，其值迅速下降，這可能是由于在加熱過(guò)程中，材料的晶體結(jié)構(gòu)發(fā)生了變化，在該溫度下發(fā)生了再結(jié)晶，其中變形晶粒轉(zhuǎn)變?yōu)樵俳Y(jié)晶晶粒，位錯(cuò)密度降低，導(dǎo)致原先存在的內(nèi)部應(yīng)力被釋放或重新分布[28]。隨著晶體結(jié)構(gòu)的調(diào)整和應(yīng)力的釋放，殘余應(yīng)力可能會(huì)突然下降。在階段2，溫度保持恒定，殘余應(yīng)力也相對(duì)穩(wěn)定。當(dāng)繼續(xù)升溫時(shí)，其內(nèi)部微觀結(jié)構(gòu)會(huì)進(jìn)一步發(fā)生轉(zhuǎn)化，殘余應(yīng)力也逐漸下降。同樣地，在階段4 的保溫過(guò)程中，殘余應(yīng)力未發(fā)生變化。在快速冷卻的階段5，應(yīng)力有些許的升高，最終穩(wěn)定在120 MPa 左右，較退火前殘余應(yīng)力有大幅度減小。這表明退火處理可以消除一部分加工硬化帶來(lái)的負(fù)面影響，從而增強(qiáng)材料后續(xù)成形性能。后續(xù)熱處理模擬呈現(xiàn)出與上述相似的趨勢(shì)與結(jié)果，不再進(jìn)行詳細(xì)分析。

圖7 P 點(diǎn)殘余應(yīng)力的變化Fig.7 Change in residual stress at point P

3.3 后續(xù)成形結(jié)果

第三步成形工序的模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比如圖8 所示?？梢钥闯觯诘谌嚼罨貜椇?，模擬得到的零件整體形狀尺寸與實(shí)驗(yàn)結(jié)果相差不大，零件厚度較前一步降低約2%，法蘭直徑未發(fā)生明顯變化。在第三步拉深成形中，雖然凸模的直徑為33.60 mm，但模擬結(jié)果顯示圓筒內(nèi)徑為33.54 mm，這主要是由回彈造成的影響導(dǎo)致的，但與要求的尺寸33.50 mm較為接近。圖8 右側(cè)顯示的是車底之后的零件，可以看出，車底之后零件的內(nèi)徑小于要求尺寸，這說(shuō)明車底可能會(huì)進(jìn)一步使零件產(chǎn)生回彈。如此也反映出不宜在該工序之后進(jìn)行車底，否則可能會(huì)對(duì)后續(xù)的整形過(guò)程造成不利影響。

圖8 第三步卸載回彈后模擬與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比Fig.8 Comparison of simulation and experimental results after unloading of springback in the third step

為檢驗(yàn)成形型面的精度，從零件型面上取8 個(gè)特征點(diǎn)與標(biāo)準(zhǔn)型面上的同樣位置進(jìn)行對(duì)比，如圖9a 所示，第五步卸載回彈后模擬與實(shí)驗(yàn)幾何特征的對(duì)比如圖9b 所示，詳細(xì)對(duì)比參數(shù)如表2 所示。其中誤差值E的計(jì)算如式（1）所示。

表2 主要幾何參數(shù)的對(duì)比Tab.2 Comparison of main geometric parameters

圖9 第五步卸載回彈后模擬與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比Fig.9 Comparison of simulation and experimental results after unloading of springback in the fifth step: a) location of the feature points; b) results after unloading of springback

式中：EExp.為實(shí)驗(yàn)值；ESim.為模擬值。

從圖9b 可以看出，在第三步成形過(guò)程中，零件在法蘭處的回彈比之前工序的回彈大。需要指出的是，圖9 中的仿真結(jié)果為通過(guò)CATIA 逆向建模技術(shù)回彈補(bǔ)償后的結(jié)果，工藝試驗(yàn)中所使用的模具形狀為根據(jù)有限元仿真確定的。雖然零件在特征點(diǎn)⑤處的局部回彈最大，但經(jīng)過(guò)回彈補(bǔ)償后其型面間隙較小，然而仍與實(shí)驗(yàn)結(jié)果有一定的差距。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，該處的型面間隙不是最大的，反而是旁邊的特征點(diǎn)⑥處的型面間隙最大，而且模擬值與實(shí)驗(yàn)值均達(dá)到最大的0.3 mm，這主要是因?yàn)樘卣鼽c(diǎn)⑤的局部回彈會(huì)對(duì)周圍型面的形狀產(chǎn)生影響，使該處型面間隙減小的同時(shí)，周圍的型面間隙增大。

從表2 的主要幾何參數(shù)與圖8 可以看出，經(jīng)過(guò)回彈補(bǔ)償后，零件的內(nèi)徑與前一步的拉深結(jié)果相比有所增大，試制零件內(nèi)徑為33.6 mm，略小于模擬結(jié)果；筒壁的壁厚較前一步結(jié)果幾乎沒(méi)有區(qū)別，厚度分布較為均勻，平均減薄率為8%，略大于模擬值，滿足10%以內(nèi)厚度減薄率的要求；二者型面間隙的分布及趨勢(shì)也大致相同。值得注意的是，模擬結(jié)果與實(shí)際零件尺寸相差較小，零件幾何形狀非常接近，多工序成形仿真結(jié)果可以較好地預(yù)測(cè)實(shí)驗(yàn)結(jié)果。

綜上分析，雖然由于誤差累積等因素導(dǎo)致最后整形道次模擬結(jié)果比實(shí)驗(yàn)結(jié)果稍大，但是模擬結(jié)果的趨勢(shì)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果相對(duì)一致，表明本文進(jìn)行的多工序成形仿真仍可以為實(shí)際實(shí)驗(yàn)提供理論指導(dǎo)。實(shí)驗(yàn)結(jié)果雖然滿足零件的技術(shù)要求，但是在測(cè)量過(guò)程中發(fā)現(xiàn)，部分位置的型面間隙相對(duì)偏大，接近0.4 mm，因此可以以此為基礎(chǔ)對(duì)仿真進(jìn)行反饋，考慮通過(guò)局部回彈補(bǔ)償?shù)姆椒▉?lái)提高仿真的精度，然后利用補(bǔ)償后的仿真型面對(duì)模具進(jìn)行修模與實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，以進(jìn)一步提高零件的形狀精度。

4 結(jié)論

基于ABAQUS 和DEFORM 兩種仿真平臺(tái)，進(jìn)行了擋濺盤鈑金件的多工序成形仿真，包括回彈與退火過(guò)程，并通過(guò)相應(yīng)的工藝試驗(yàn)進(jìn)行了對(duì)比，得到以下結(jié)論：

1）實(shí)現(xiàn)了ABAQUS 與DEFORM 之間的數(shù)據(jù)傳遞，包含幾何特征、應(yīng)力、應(yīng)變等物理場(chǎng)數(shù)據(jù)，數(shù)據(jù)傳遞過(guò)程幾乎為無(wú)損過(guò)程。

2）第一道次拉深卸載后零件回彈較小，模擬得到的零件幾何尺寸與實(shí)驗(yàn)結(jié)果誤差較小，但隨著成形過(guò)程的進(jìn)行，誤差累積使最終的模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的差距略大，但仍在誤差允許范圍內(nèi)，可以進(jìn)一步通過(guò)局部回彈補(bǔ)償來(lái)提高零件的精度。

3）零件在每一步成形過(guò)程都會(huì)產(chǎn)生殘余應(yīng)力，殘余應(yīng)力的累積會(huì)對(duì)零件成形產(chǎn)生不利影響，本文所使用的退火熱處理方案可以有效降低零件內(nèi)部的殘余應(yīng)力，以增強(qiáng)高溫合金在后面工序中的成形性能。

4）擋濺盤鈑金件的多工序成形仿真結(jié)果與工藝試驗(yàn)結(jié)果的誤差較小，根據(jù)有限元仿真確定的方案進(jìn)行工藝試驗(yàn)得到的零件滿足其主要指標(biāo)要求，證明了本文所制定的工藝路線的有效性與準(zhǔn)確性。