熱等靜壓整體近凈成形Ti6Al4V葉盤有限元模擬與性能研究.pdf

1、熱等靜壓工藝（hot isostatic pressing，HIP）是能滿足新一代航空發(fā)動零件性能要求的重要粉末冶金制造技術(shù)，適合用來成形航空鈦、鎳合金零件。其成形制件的密度、尺寸和性能是靠準(zhǔn)確設(shè)計的包套和型芯以及工藝參數(shù)來確保的，數(shù)值模擬能夠預(yù)測粉末體的變形情況驗證包套和型芯結(jié)構(gòu)設(shè)計，性能的表征能夠幫助確定合適的工藝參數(shù)。研究HIP數(shù)值模擬和性能表征能從控形和控性上保證零件的質(zhì)量。
　　本文以Ti6Al4V合金粉末作為成形材料，

2、針對帶有葉冠的航空葉盤，設(shè)計了相應(yīng)的包套和型芯方案進(jìn)行了HIP試驗，成形出了質(zhì)量優(yōu)良的葉盤零件。探討了熱等靜壓成形Ti6Al4V粉末葉盤的有限元模擬過程，包括：粉末和包套的屈服準(zhǔn)則選取、本構(gòu)方程選定、有限元列式和邊界條件確定等，同時，將模擬結(jié)果和試驗進(jìn)行對比驗證了模擬方法的準(zhǔn)確性。此外，在同時升溫升壓（工藝1）和先升溫后升壓（工藝2）下分別進(jìn)行了熱等靜壓試驗，并觀測了制件的微觀組織、測試?yán)煨阅芎头治隽藬嗫谛蚊惨约皵嗔褭C理；測試疲勞極限

3、和分析了疲勞斷口以及疲勞失效機理；測試了室溫沖擊韌性等。另外，針對帶有復(fù)雜扭曲結(jié)構(gòu)的零件HIP成形難致密的問題，提出了熱等靜壓兩步成形法，并提出了數(shù)值模擬和試驗測試結(jié)合的方法確定工藝參數(shù)。將兩步法成形的制件和傳統(tǒng)HIP法進(jìn)行對比，表征工藝性能。本文主要得到以下結(jié)論：
　?。?）粉末材料適用于基于VonMises屈服準(zhǔn)則進(jìn)行修正的多孔結(jié)構(gòu)雙參數(shù)模型。使用Perzyna本構(gòu)模型計算Ti6Al4V合金粉末HIP成形中的粘塑性形變行為，包

4、套在X和Y上的變形的模擬結(jié)果均稍大于實驗結(jié)果，在徑向上的最大誤差為4％，軸向上的最大誤差為2.27%，誤差在令人滿意的范圍內(nèi)，能夠較準(zhǔn)確的預(yù)測零件的最終形狀。
　?。?）兩種HIP工藝下合金均主要由灰(黑)色α相和白色β相兩相組成，β相沿α相邊界分布。工藝1下能觀測到較明顯的呈連續(xù)空間網(wǎng)狀結(jié)構(gòu)的等軸晶區(qū)，工藝2下則沒有。工藝1下Ti6Al4V合金的抗拉強度σb和屈服強度σ0.2分別為970MPa和876MPa；工藝2的分別為980

5、MPa和880MPa。制件室溫拉伸性能相均高于同規(guī)模Ti6Al4V鑄件水平，與同規(guī)模Ti6Al4V鍛件相當(dāng)，工藝2的性能比工藝1略有提高。
　?。?）工藝1試樣的疲勞極限為350MPa，工藝2為450MPa，兩種工藝的疲勞極限壽命均與航空鍛件標(biāo)準(zhǔn)（539Mpa，f=130Hz，棒材）有一定差距，工藝2下制件疲勞性能較工藝1有較大提升。斷口分析表明：疲勞裂紋從顆粒邊界萌生。裂紋源區(qū)氧含量高于擴展區(qū)，表明顆粒氧含量雜質(zhì)影響冶金結(jié)合，氧

6、含量較高的區(qū)域易形成缺陷萌生疲勞裂紋。優(yōu)化后的工藝2能夠促進(jìn)冶金結(jié)合，提高疲勞性能。
　　（4）對兩種工藝下成形制件進(jìn)行室溫下的夏比沖擊韌性測試，測出工藝1制件沖擊韌性為44.2 J/cm2，工藝2則為55.1 J/cm2，大大優(yōu)于工藝1的沖擊韌性。
　　（5）熱等靜壓兩步成形法成形高溫合金零件可以在保證控形效果的基礎(chǔ)上，使零件難以致密處達(dá)到致密，保證零件性能均一性。熱等靜壓兩步成形法的首次工藝參數(shù)通過有限元模擬的方法確定；