TC4钛合金U形带筋板件超塑性成形性能研究

本科毕业设计论文

题 目 TC4钛合金U 形带筋板件超塑性成形性能研究

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毕业

任务书

一、题目

TC4钛合金U形带筋板件超塑性成形性能研究

二、研究主要内容

在对钛合金U形带筋板件超塑成形机理深入研究的基础上，建立典型零件的三维有限元模型，分析了零件成形的特点和应力应变分布规律，研究了主要工艺参数对成形过程的影响，得出了优选的工艺方案。

三、主要技术指标

1、建立典型TC4钛合金U形带筋板件超塑成形三维有限元模型，分析了零件成形的特点和应力应变分布规律；

2、得出摩擦系数、应变速率、变形温度等主要工艺参数对超塑成形过程的影响规律；

3、给出改进和优选的TC4钛合金U形带筋板件超塑成形工艺方案。

四、进度和要求

1—2周查阅资料，熟悉课题，了解该工艺的基本原理和国内外研究现状；

3—4周初步研究并总结，撰写开题报告；

5—6周学习软件；

6—8周建立零件模型，并模拟变形过程；

9—10周学习简单的数据处理和分析；

11—12周模拟不同工艺参数的成形效果，总结超塑成形规律；

13—14周系统总结，制定优化工艺方案；

15—17周撰写论文，准备答辩。

五、主要参考书及参考资料

[1] 施晓琦.钛合金超塑成形/扩散连接组合工艺研究[D].南京:南京航空航天大

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[2] 文九巴,杨蕴林,杨永顺,等.超塑性应用技术[M].北京:机械工业出版

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术,2004,(11):50-52.

[13] 陈火红,杨建,薛小香,等.新编Marc有限元实例教程[M].北京:机械工业出

版社,2007.

学生___________ 指导教师___________ 系主任___________

摘要

超塑性通常是指材料在特定组织结构和变形温度、变形速度条件下，可以呈现异常高的塑性和较小的变形抗力而不产生颈缩与断裂的现象。超塑性成形工艺能够加工出形状复杂的零件，在减轻飞行器结构重量、降低成本方面显示了极大的优越性，广泛应用于航空航天等工业部门。钛合金U形带筋板件是飞机上重要的部件之一，对其超塑性成形规律的研究有助于工艺的优化和产品质量的提高。

本文以U形带筋板件为研究对象，对钛合金板材超塑成形规律和工艺进行了研究。建立了典型U形带筋板件的三维有限元模型进行数值模拟，分析了零件成形的特点和应力应变分布规律，研究了主要工艺参数对成形过程的影响，得出了优选的工艺方案。

主要工作和成果有：

1、在对钛合金U形带筋板件超塑成形机理深入研究的基础上，建立了典型零件的三维有限元模型，数值模拟分析了其应力应变分布规律，研究发现：钛合金U形带筋板件容易产生的主要缺陷是在加强筋端部顶点区域壁厚减薄最为严重，是影响产品质量的关键因素；

2、分析得出了摩擦系数、应变速率、变形温度等主要工艺参数对超塑成形性能的影响规律，结果表明：除四个加强筋端部顶点区域以外，随着摩擦系数的增大，成形后零件壁厚分布的均匀性越来越差；不同的温度对应的最佳应变速率也不全相同，应变速率偏高或偏低都会影响成形效果；

3、获得优选的TC4钛合金U形带筋板件超塑成形工艺方案：成形温度为927℃，应变速率为2×10-4 s-1，且在对该零件进行超塑性成形时，应尽量增大四个加强筋端部顶点区域板料与模具之间的摩擦系数，尽量减小其他区域板料与模具之间的摩擦系数；

4、利用MARC2007软件的自适应控制算法得到最佳应变速率下时间-压力曲线。

关键词：TC4钛合金，超塑成形，U形带筋板件，有限元模拟

ABSTRACT

Superplasticity usually means that the materials can show exceptional ductility and smaller stress without necking down and crack when deformed under conditions of specific organizational structure and deformed temperature，and strain rate. Superplastic forming (SPF) can process the complex shape parts, with a great advantage in reducing aircraft structural weight and reducing costs, so it is widely used in aerospace and other industrial sectors. The U-shaped titanium alloy panel with ribs is one important part on the airplane. The research of its superplastic forming rules is helpful to the process optimization and the product quality enhancement.

In this thesis, using U-shaped titanium alloy panel with ribs for study, the SPF deformation rule and process of titanium alloy panel is studied. Build up the three-dimensional finite element model of typical U-shaped titanium alloy panel with ribs to simulate, and analyze the forming characteristics and distribution of stress and strain of the parts. Study the primary process parameters on the forming process and deduce the optimal process plan.

Primary work and results as follows:

1. On the basis of the deep research of U-shaped panel with ribs deforming mechanism, Build up the three-dimensional finite element model of typical U-shaped titanium alloy panel with ribs and the numerical simulation analyzes the distribution of stress and strain. The results show that the main defects of U-shaped panel with ribs are excessive thinning in stiffener nose apex region, this is the key aspect affecting the product quality;

2. Analyze and obtain the influence rule of between the friction coefficient, the strain speed, the distortion temperature and so on main technological parameter and the SPF deformation property. The results show that the bigger friction coefficient is, the worse thickness profile of deformed part is, except the four stiffener nose apex regions; the best strain rates corresponding to different temperatures are not all the same and strain rate is high or low will affect the forming effect.

3. Obtain the optimal U-shaped TC4 titanium alloy panel with ribs superplastic forming process plan: the deformed temperature is 927 ℃; the strain rate is 2×10-4 s-1; when the part forming, the friction coefficient of the four stiffener nose apex regions

should be bigger,while the other should be smaller.

4.Obtain the time-aerodynamic pressure curve under the best strain speed using the MARC2007 software's adaptive control algorithm.

KEY WORDS: TC4 titanium alloy, Superplastic forming, U-shaped panel with ribs, finite element model simulate,

目录

摘要................................................................................................................................ I 目录................................................................................................................................ I 第一章绪论 (1)

1.1引言 (1)

1.2 超塑性和超塑成形技术概况 (2)

1.2.1 超塑性的分类 (2)

1.2.2 超塑性的特点 (3)

1.2.3 超塑成形技术概况 (4)

1.2.4 常用的超塑成形工艺 (6)

1.3超塑成形工艺研究进展 (9)

1.3.1 国内外SPF工艺的研究概况 (9)

1.3.2 数值模拟方法在超塑成形研究中的应用 (11)

1.3.3 SPF工艺在实际生产中需要解决的主要问题 (12)

1.4主要研究内容 (13)

第二章超塑成形理论基础和相关力学理论 (14)

2.1引言 (14)

2.2弹塑性基本理论 (14)

2.2.1 屈服准则 (14)

2.2.2 流动准则 (15)

2.2.3 强化规律 (15)

2.3超塑成形的基本原理 (16)

2.3.1 超塑成形中的组织变化 (16)

2.3.2 超塑性变形机理 (18)

2.3.3 影响超塑性的因素 (24)

2.3.4 超塑性板料基本假设 (26)

2.4有限元法基本概念和原理 (26)

2.5本章小结 (27)

第三章典型U形带筋板件有限元模型的建立 (28)

3.1引言 (28)

3.2MARC有限元软件介绍 (28)

3.3有限元数值模拟的建立 (29)

3.3.1 超塑性材料本构关系 (29)

3.3.2 几何模型的建立 (30)

3.3.3 单元类型的选择 (31)

3.4零件材料的选定 (32)

3.5数值模拟结果和分析 (32)

3.6本章小结 (35)

第四章主要工艺参数对成形性能的影响规律 (36)

4.1 摩擦系数对成形性能的影响 (36)

4.2 应变速率对成形性能的影响 (38)

4.3 温度对成形性能的影响 (41)

4.4 零件外形优化对成形性能的影响及改进 (42)

4.5时间-压力（P-T）曲线的优化 (45)

4.6工艺方案的设计 (45)

4.7本章小结 (46)

第五章总结与展望 (47)

5.1总结 (47)

5.2展望 (48)

参考文献 (49)

致谢 (52)

毕业设计小结 (53)

第一章绪论

1.1 引言

钛是周期表中第ⅣB类元素，外观似钢，熔点达1672℃，属难熔金属。钛在地壳中含量较丰富，远高于Cu、Zn、Sn、Pb等常见金属。我国钛的资源极为丰富，仅四川攀枝花地区发现的特大型钒钛磁铁矿中，伴生钛金属储量约达4.2亿吨，接近国外探明钛储量的总和。钛是20世纪50年代发展起来的一种重要的结构金属，20世纪50～60年代，主要是发展航空发动机用的高温钛合金和机体用的结构钛合金，70年代开发出一批耐蚀钛合金和形状记忆合金，80年代以来，耐蚀钛合金和高强钛合金得到进一步发展[1]。

钛合金在-250℃～600℃的温度范围内，比强度明显高于其它合金。钛合金在低温下基本上不变脆，α型钛合金在液氢温度下的强度为室温条件下的2倍，同时还有较好的塑性，并且比强度和绝对强度都优于不锈钢。在400℃～500℃温度范围内，钛合金的比持久强度、比蠕变强度和比疲劳强度都明显优于耐热不锈钢。用钛合金制造高压压气机盘和叶片，可以显著的提高制件质量。钛合金还具有良好的耐腐蚀性，在潮湿的大气和海水介质中工作，其抗蚀性远优于不锈钢。

正因为这一系列的优点，钛合金在航空、航天、舰船、核能、国防等领域中得到了广泛的应用。但钛合金屈强比（σs/σb）较高，对其进行压力加工难度较大。因此，提高相应的成形技术和制造水平具有重大意义。自1970年代中期成功地利用钛合金超塑成形大型航空结构件以来，钛合金的应用开始了一个新纪元。相继出现了超塑挤压、超塑胀形以及超塑成形与扩散连接相结合的工艺新技术，使航空宇航大型结构件的加工发生了一次革命性的变化。利用这项新技术来成形航空结构件，可使其重量普遍减轻约40%～50%，成本降低30%～40%，使钛合金在航空宇航结构中有了很强的竞争力。

近年来，人们借助飞速发展的计算机技术在钛合金板材的加工工艺优化、成形缺陷的预测、成形过程的监测和控制等方面做了大量工作。利用计算机数值模拟技术对金属材料超塑成形的过程进行模拟，其核心目的在于简化设计、提高质量、缩短周期、降低成本，具有不可比拟的优势，成为当今研究的热点。本课题希望通过对钛合金U形带筋板件超塑成形过程进行数值模拟，得出其成形特点和

规律，有利于钛合金板材零件的制造和应用。

1.2 超塑性和超塑成形技术概况

超塑性通常是指材料在特定组织结构和变形温度、变形速度条件下，可以呈现异常高的塑性和较小的变形抗力而不产生颈缩与断裂的现象。

对一般所说的组织超塑性而言，要具备这种超塑性的特定条件是晶粒细小、等轴、变形温度为（0.5～0.7）Tm （Tm:材料熔点温度）以及较低的应变速率等。超塑性技术的应用，不仅为产品的开发利用提供新的途径，而且也是节约能源、降低成本的有效措施。随着科技和生产力的提高，超塑性一定会得到更深入的研究和更广泛的应用。

1.2.1 超塑性的分类

按照实现超塑性的条件（组织、温度、应力状态等）和变形特点一般将超塑性分为以下几种[2]：

（1）组织超塑性，又称恒温超塑性或微细晶粒超塑性或结构超塑性。它是目前国内外研究最多的一种。其特点是材料具有均匀的、细小的等轴晶粒组织，晶粒尺寸通常小于10um ，并且在超塑性温度下晶粒不易长大。在一定的温度区间（Ts ≥0.5Tm ，Ts 和Tm 分别为超塑变形和材料熔点温度的绝对温度）和一定

的变形速度条件下（应变速率在41110~10s --之间）呈现超塑性。一般来说，晶

粒越细越有利于塑性的发展，但对有些材料来说（例如Ti 合金）晶粒尺寸达几十微米时仍有很好的超塑性能。另外，组织超塑性除了对材料的组织有一定要求外，对应变速率和变形温度也很敏感。

（2）相变超塑性，又称变温超塑性或动态超塑性。这类超塑性不要求材料有超细晶粒，但要求材料具有固态相变，在一定的温度和负荷条件下，经过多次的循环相变或同素异形转变获得大延伸。例如碳素钢和低合金钢，加以一定的负荷，同时于某一温度上下施以反复的一定范围的加热和冷却，每一次循环发生（α-γ）两次转变，可以得到二次跳跃式的均匀延伸。这样变形的特点是，初期时每一次循环的变形量比较小，而在一定次数之后，每一次循环可以得到逐步加大的变形，到断裂时，可以累积为大延伸。缺陷：要求变形温度频繁变化，给实际应用带来困难，故实用上受到限制。

（3）其它超塑性。某些不具有固态相变但晶体结构各向异性明显的材料，经过反复加热、冷循环也能获得大的伸长率。Al-5%Si 及Al-4%Cu 合金在溶解度曲线上下施以循环加热可以得到超塑性。根据Johnson 试验，在具有异向性热膨胀的材料如U ，Zr 等，加热时可有超塑性，称为异向超塑性。某些材料在相变过

程中伴随着相变可以产生较大塑性，这种现象称为相变诱发超塑性。材料在高的应变速率条件下变形时呈现出的超塑性现象称为高应变速率超塑性。此外还有电致超塑性，是指材料在电场或电流作用下所表现出的超塑性现象。

根据坯料形式的不同，超塑成形又可分为体积超塑成形和板料超塑成形两大类，其中板料超塑成形的技术较成熟，应用也较广。

1.2.2 超塑性的特点

金属材料在超塑性状态下的宏观变形特征，可以用大变形、小应力、无颈缩、易成形等来描述[2]。

（1）大变形。超塑性材料在单向拉伸时δ极高（按目前国外报道，有的δ值可达5000%），表明超塑性材料在变形稳定性方面要比普通材料好的多。这样使材料成形性能大大改善，可以使许多形状复杂，一般难以成形的材料（如某些钛合金）变形成为可能。对人造卫星上使用的钛合金球形燃料箱，其壁厚为0.71～1.5 mm，如采用普通的方法几乎无法成形，只有采用超塑成形才有可能。

（2）小应力。超塑性材料在变形过程中，变形抗力可以很小，它往往具有粘性或半粘性流动的特点。通常用流动应力来表示变形抗力的大小。在最佳变形条件下，流动应力要比常规变形的小到几分之一乃至十分之一。这样加工的设备的吨位可以大大减小。

（3）无缩颈。一般金属材料在拉伸变形过程中，当出现早期缩颈后，由于应力集中效应使缩颈继续发展，导致提前断裂。拉断后的样品具有明显的宏观缩颈。超塑性材料的变形类似于粘性流动，没有（或很小的）应变硬化效应，但对变形速度敏感，有所谓“应变速率硬化效应”，即当变形速度增加时，材料的变形抗力增大（强化）。因此，超塑材料变形时虽有初期缩颈形成，但由于缩颈部位变形速度增加而发生局部强化，而其余未强化部分继续变形，这样使缩颈传播出去，结果获得巨大的宏观均匀的变形。超塑性的无颈缩是指宏观的变形结果，最终断裂时裂口部位的截面尺寸与均匀变形部位相差很小。

（4）易成形。由于超塑性具有以上特点，而且变形过程基本没有或只有很小的应变硬化显现，所以超塑性易于压力加工，流动性和填充性极好，可进行诸如体积成形、气胀成形等多种方式的塑性成形加工，而且产品质量可大大提高，超塑成形为金属压力加工技术开辟了一条新的途径。

除了金属材料(通常是合金)外，超塑成形工艺还可用于加工非金属(如Y-TZP陶瓷)和复合材料等。与传统的塑性成形方法相比，超塑成形还具有如下特点[3]：

（1）成形件质量好，精度高：超塑成形通常在高温下进行，零件相当于经过高温退火的热处理组织，表面无加工硬化和残余应力，成形后尺寸稳定、无回

弹。此外，成形过程中材料的充填性和流动性好，贴模精度高，可获得形状精确、轮廓清晰的制件。

（2）模具费用低：由于超塑成形过程成形力小，速度慢，模具受冲击小，使用寿命长。对模具材料要求也较低，可用强度要求低、价格低廉的材料制造模具，节省模具制造费用。此外，超塑成形可对复杂构件一次成形，减少模具套数，如超塑气压成形时可采用单面凹模成形，这些都可有效地节省模具制造费用。

（3）可制造特殊结构：结构设计概念的创新与超塑成形、超塑成形/扩散连接工艺相结合，可研制出许多先进的高效结构，包括形状复杂、空心整体、夹层以及多层的构件，以达到节约材料消耗、减轻重量、提高构件质量之目的，同时也增大了结构设计自由度。此外，SPF技术还可用于模具制造。

（4）成形速率低、成形时间长：由于材料发生超塑性变形的应变速率约为0.01-0.0001s-1，与常规塑性成形相比，超塑成形的应变速率低、加工时间长，一般只适合生产小批量的制件。

另一方面，在金属的组织结构上，超塑性变形与一般塑性变形的外观特征、金相组织以及变形机制等都有很大区别[4]。

（1）从现象上观察，典型超塑合金如Zn-22％Al的超塑性变形表现为宏观均匀变形。变形后的样品表面平滑，没有起皱、凹陷、微裂及滑移痕迹等现象。

（2）从金相组织方面观察，当原始材料为等轴晶粒组织时，在变形后几乎仍是等轴晶粒，看不到晶粒被拉长，但有一定程度的长大，带棱角的晶界变成弯曲或圆弧化。在Zn-22％Al合金中有些层状组织的富A1相由于变形而球化。一般地说，晶粒内部没有发生应变，带状组织可能被消除或减轻。

（3）从变形机制上看，超塑性变形不同于一般金属的塑性变形。后者的变形主要发生在晶粒内部，如滑移、孪晶等，其原子的相对移动量不易超过两个原子的间距，因而延伸率不大。对于超塑变形来说，晶界行为起了主要作用，如晶粒转动、晶界滑动、晶粒换位等。有的超塑合金晶界滑动的应变量与总应变量之比可高达50-70％。

1.2.3 超塑成形技术概况

超塑性胀形就是在超塑性条件下，将毛坯周边压紧，然后通过流体压力使毛坯变薄而成形的一种成形工艺。它是最能体现超塑成形全部特点的一种工艺，也是超塑成形工艺中应用最广、最有发展前途的工艺[5]。该方法主要用于加工制造复杂形状的空心零件，其成形原理及基本设备如图1-1。

（a）起始变形（b）底部变形（c）角部变形

图 1-1 超塑成形原理[5]

超塑成形作为一种新的材料成形技术，具有成形压力小，模具寿命高，可一次精密成形等优点。成形件质量好，不存在由于硬化引起的回弹导致的零件成形后的变形问题，故零件尺寸稳定，对钛合金等零件更能显示其优点。利用材料的超塑性可以加工普通方法难以加工的零件，在航空航天、医疗器械制造等方面的应用获得越来越广泛的应用，尤其在航空航天领域已成为不可或缺的加工手段。图1-2是一些超塑成形的典型零件[6]。

a) HITEN泪状形N

2H

4

贮箱 b) 骨骼矫形件 c) D形鼻锥

图 1-2 超塑成形的一些典型零件[6]

在金属材料超塑成形过程中，由于周边材料被模具压紧而不参与变形，零件面积增加完全由材料的变薄来实现，同时应力和应变场分布不均匀造成了最终零

件壁厚的明显差异，即使是应变速率敏感系数m值接近于1.0的高硬化材料也难免会出现厚度分布明显不均的问题。为了改善超塑成形工艺的成形性能，人们开发和应用了很多有效的胀形方法，包括正反胀形、覆盖成形、阳模成形、动凸模反向成形、不均匀加热成形以及过渡型面成形法等等[7]。在二级超塑性成形方法中，通过合理地设计预成形模具，可以在很大程度上起到变形分散、缓解下模圆角处变薄过于集中、零件壁厚不均匀等问题。该方法由于工艺简单，切实可行，得到了很广泛的应用。

超塑成形工艺还可与其他加工方法组合。超塑成形/扩散连接组合工艺能在零件超塑成形的同时完成零件某些部位的扩散连接，从而成形出形状十分复杂的高性能整体构件。该技术的实现改变了传统飞行器结构件所使用的铆接、螺接、胶接等形式，降低了零件整体重量，使复杂薄壁零件整体化，缩短了制造周期，提高了零件整体性能，是当今研究的热点。图1-3是超塑成形/扩散连接的典型结构。

a) 单层结构 b) 双层结构 c) 三层结构 d) 四层结构

图1-3 超塑成形/扩散连接的典型结构

1.2.4 常用的超塑成形工艺

（1）简单凹模成形（The Simple Female Forming）

又叫气胀成形，如图，板料周围被压紧，向凹模型腔内吹胀板材。第一阶段为自由吹胀，这导致板材厚度在顶点处最薄，在周边最后，且随着胀形深度的增加，壁厚差越来越大。板材一旦与模具接触，就被模具所粘滞而不再继续变薄。后继变形主要集中在板材尚未与模壁接触的部分。这样板材变薄最严重的地方一般就在模具底部的圆角处，且圆角半径越小，变薄越严重。故成形零件的局部最

小厚度取决于零件的平面尺寸、深度及圆角半径。因此，简单凹模成形仅用于相对较浅、圆角较大的零件成形。

图1-4 气胀成形示意图[5]

（2）覆盖成形（Drape Forming）

覆盖成形时能给出比简单凹模成形更均匀的壁厚分布。在这种成形方法中，板材被吹到安置在凹模腔内的一个或几个凸模上。这种方法之所以能改善材料厚度的均匀性是由于凸模周围的环形部分相对于坯料的平面尺寸来说是较浅的，并且如果是多个凸模，这种方法就同时成形多个零件。

图1-5 覆盖成形示意图[5]

（3）阳模成形（Male Forming）

对于较深和形状复杂的零件，为了更好地利用材料，通常用阳模成形，阳模相对板材移动。

图1-6 阳模成形示意图[5]

（4）背压成形（Backpressure Forming ，BPF ）

背压成形就是在成形板材的两面都加一定的气体压力而利用内外气体压力差来成形零件。超塑变形取得大延伸要受两个因素的制约，第一个因素就是材料的m 值，他控制材料的颈缩，另一个因素就是材料中孔洞的发展。一个超塑性材料即使具有很高的m 值，如若存在较多的孔洞并且没有抑制孔洞长大的机制，他也难以取得很大的延伸率。有研究表明空洞的长大速度与静水压力成正比，即m

d σ∝ 。背压成形工艺可以通过提高静水压力来抑制孔洞的长大从而提高成形性能，并改进零件的质量。

图1-7 背压成形示意图[5]

（5）隔板成形（Diaphragm Forming ）

隔板成形是把待成形的板坯置于超塑合金隔板与模具中间，此板坯可以是非

超塑性合金，这样非超塑性合金就可以通过超塑性成形来获得制件。该法在成形复杂形状零件时可以显著减少制件的壁厚差。其示意如图：

图1-8 隔板成形示意图[5]

1.3 超塑成形工艺研究进展

1.3.1 国内外SPF工艺的研究概况

金属超塑性是当今世界材料学五大前沿研究课题之一，发展速度较快，成就大。早在1920年德国的W.Rosenhain等人在研究Zn-4%Cu-7%Al三元共析合金板材时，发现快速弯曲冷轧板才会很快折断，在慢速弯曲时，即使弯成180°也未出现裂纹[8]。1934年，英国C.E.Pearson就对Sn-37%Pb和Bi-44%Sn共晶合金进行缓慢拉伸时，得到了延伸率为1950%的试样，而这种材料在落地实验中呈脆性断裂[9]。

1962年美国人E.E.Underwood发表了一篇评论性文章，全面介绍了各国超塑性的研究成果，并从冶金学的角度分析了实现超塑性的可能性，产生条件及基本原理。人们评价这篇文章是超塑性研究的总结。从而引起了人们对超塑性愈来愈多的重视[10]。

1964年美国麻省理工学院W.A.Backofen等人对超塑性力学特性进行了分析研究，做出了很大的贡献，他引入了与应变应力有关的应变速率敏感性指数m 值，提出了应力σ与应变速率 的关系式。他把m值与超塑性对应起来，并提出了测定m值的方法[11]。

1970年美国T.H.Thomsen等使用外经为20.3mm，壁厚为1.02mm的Zn22%Al

共析合金管在265℃及2MPa的气压下，吹制成具有凸肚及精细花纹的花瓶，说明超塑性还可适用于制作形状复杂的精密零件[12]。到1975年短短几年的时间内发表的超塑性文献达500余篇，标志着超塑性领域已经成为国际性的研究课题。

在国外，自1970年洛克威尔公司（ROCKWELL）发明钛合金超塑成形/扩散连接工艺以来，此项新技术就以其独特的优越性在航空宇航工业得到了广泛的重视，美、英、法、俄罗斯等国相继投入大量的人力、资金开展相关研究。经过几十年的发展，SPF和SPF/DB工艺已广泛应用于实际生产中，装机使用的SPF和SPF/DB构件日益增多。

洛克威尔公司生产的B-1B轰炸机，其两个风挡热气喷口为钛合金SPF/DB 件，它取代了原来B-1轰炸机上的三个组合件(由32个机械加工零件组成)焊接的钢质喷口，结构重量减轻50%，成本降低40%。麦道公司生产的F-15战斗机，其发动机喷口整流片为0.58×1.422m的双曲率板，原来是铝基钎焊的钛合金蜂窝壁板，后来改用两块钛合金板经过SPF/DB工艺，制成内部带有波纹加强的壁板，重量减轻10%，成本降低40%。休斯公司为美国陆军生产的YAH-64武装直升机，其0.738×1.93m的钛合金防火板原来是使用43个零件、700个紧固件和一些安装接头的机械连接件，改为SPF/DB件后重量减轻10%，成本降低28%。格鲁曼公司生产的F-14舰载战斗机，其0.9×0.9×0.76m的前置翼原来是由61个铝合金钣金件和1700个紧固件铆接而成，改用SPF/DB钛合金夹层结构后重量减轻10%，成本降低25%[13]。

英国、德国、意大利共同制造的“狂风”战斗机，其后机身下整流片、机身框架、发动机止推座、发动机隔热罩及热交换器导管等都是钛合金SPF/DB结构件，使重量减轻10～20%，零件减少70%，成本降低30～70%[14]。

达索公司生产的“幻影2000”战斗机，其机翼前缘延伸边条是由四块Ti-6Al-4V板材经SPF/DB制成的夹层结构件，与传统铝合金结构相比，重量减轻了12.5%，零件由10个减至4个，紧固件由155个减至6个。欧洲空中客车公司生产的A310客机，其前缘缝翼收放机构外罩为SPF/DB成形的带内筋条的钛合金筒体结构，比A300客机冷成形后焊接钛外罩的重量减轻了30%[15]。

在国内，超塑成形/扩散连接技术的研究开始于70年代末，目前开展超塑成形技术研究和应用的单位主要有北京航空制造工程研究所、哈尔滨工业大学、西北工业大学、南京航空航天大学、112厂、703所、529厂等单位，经过三十多年的发展，我国SPF/DB技术取得了一定的进展。近年来，我国新机研制及改进过程中，飞机设计部门已提出对某些大尺寸构件的研制采用超塑成形/扩散连接技术，如前缘襟翼、鸭翼、整体壁板和腹鳍等[16]。

北京航空制造工程研究所经过近40年的发展取得了长足的进展，开发的发动机整流叶片和飞机气动面、口盖等飞机钛合金零部件生产制造已形成体系，达

到了小批生产规模。在此基础上，积极开展了钛合金宽弦空心风扇叶片、防火墙、大型壁板等超塑整体结构件的研制，将钛合金超塑成形整体结构的应用水平推上了一个新的高度。

成飞集团用TC4钛合金0.8mm和1.2mm板材超塑性成形/扩散连接生产某型飞机后机身大口盖零件，比传统工艺减重近1/4，并大大减少了零件数量、装配工作量。

南航陈明和等对TC4板材超塑成形后的力学性能进行研究发现，材料的塑性随变形量大小成正比下降，成形后材料屈服强度、抗拉强度、弹性模量在变形量小于50%时有所增加，变形量较大时（＞100%）下降，在实际成形过程中，宜采用小变形量和超塑性范围内的温度下限和较高的变形速率对提高成形后零件的力学性能有利[17]。

尽管我国在科研水平上基本与国外同步，但是在工艺水平上与国外差距较大，如国外SPF/DB夹层结构的工艺水平已经趋于成熟，且具备了批量生产的能力，而国内正处于试验阶段。目前，我国SPF/DB工艺水平落后主要表现在：工艺技术水平不高，工艺装备较为落后，辅助手段不相配套，成形后处理和检测手段不够完善等。因此，开展SPF/DB工艺的研究对于我国航空航天事业的发展具有极其深远的影响。其中单层板加强结构和双层板结构的超塑性成形/扩散连接工艺实用性强，应用广泛，可以作为研究重点。

1.3.2 数值模拟方法在超塑成形研究中的应用

从上世纪七十年代兴起的基于有限元法的板料成形数值模拟技术自出现起，就受到了高度的重视。这种数值模拟方法根据试验和理论方法所确定的材料本构关系、摩擦定律、有关力学原理和简化假设，建立起利用计算机求解成形问题的数学模型。在国外，韩国的Yong H.Kim等人分别采用三角形单元和线单元，假设材料各向同性并采用修正的库仑摩擦定律，用刚粘塑性有限元法分析研究了超塑性直壁筒、锥形件和方盒件充模胀形的过程[18]。

美国的Reza Sadeghi等人利用MARC软件对盆槽形件的成形过程进行了分析。J.Bonet等人基于本构方程流动形式的几何假设提出了增量流动法，并将其应用于厚板复杂的零件超塑成形数值模拟中[19]。

N.Chandra采用流动坐标系下的常应力常力矩三维薄壳单元，伪平衡概念的接触算法以及显式时间积分，对三维超塑成形进行了模拟，并将计算结果与试验结果进行了比较[20]。

英国伍尔弗汉普顿大学Y.Chen，K.Kibble，R.Hall等用ABAQUS有限元软件对Ti-6Al-4V薄板材料的超塑性气胀成形过程进行了模拟。并用连续单元、壳单元、膜单元三种单元分别进行了模拟。在进行网格划分时，分别将板料划分为4

层和2层。通过模拟结果与实验结果相对比发现，膜单元所用的运算时间最短，但连续单元模拟结果最精确。选择4层和2层网格划分方式则对结果影响不大[21]。

在国内，吉林工业大学的谭红、连建设等人将变形损伤效应引入到基于超塑成形微观机理推导出的超塑性本构方程中，并将本构方程应用于刚塑性有限元模拟程序，分析了板料超塑胀形过程，研究了应变速率敏感性、孔洞长大以及叠加静水压力对孔洞敏感材料超塑胀形极限的影响[22]。

哈工大张凯峰、吴为采用Mindlm壳单元，对SPF/DB工艺进行了模拟，采用罚函数法，通过控制接触体之间的速度矢量，求出了接触体之间的接触力，并提出了新的接触搜索判断方法，得到了较好的结果[23]。

李靖谊、王卫英、陈明和等运用刚粘塑性有限元法，对控制超塑性充模胀形过程的计算机仿真技术进行了研究[24]。

向毅斌、吴诗惇采用刚粘塑性有限元技术对超塑性胀形成形时间的影响因素进行了数值分析，以圆筒形零件的恒压和恒应变速率充模胀形为例，给出了不同因素对超塑性成形时间的影响规律，为超塑性胀形实际工艺设计提供了依据[25]。

西工大赵毅、陶华利用Ansys软件对多层板SPF/DB工艺进行分析，并提取夹层作为研究对象，对比了恒定载荷和优化载荷的数值模拟结果，得出了优化多步载荷下的塑性应变均匀，成形效果好的结论[26]。

可见，有限元数值模拟技术是分析超塑成形的有效方法之一，并且在许多工业生产中已得到应用。目前常用的超塑成形模拟软件主要有：MARC公司的MARC/MENTAT，哈尔滨工业大学的ARVIP-3D，佛罗里达大学的SPASM3D，俄罗斯的SPLEN。

1.3.3 SPF工艺在实际生产中需要解决的主要问题

SPF工艺技术作为一门新兴的制造技术，在实际的生产中还存在诸多问题有待解决，具体表现在以下几个方面：

（1）壁厚变薄不均

零件壁厚变薄不均，是成形工艺中普遍存在的问题。为使零件在超塑成形后获得最均匀的厚度，就必须保证材料始终在最佳应变速率下变形，采用有限元软件MARC模拟超塑成形过程，可以获得最佳应变速率下的压力-时间曲线，为试验提供了重要的参考依据，可以提高成形零件的厚度均应性。

（2）贴模时间难以判断

超塑成形工艺中，由于成形过程的不可见性，不能很好的判断超塑成形的完全贴模时间。在有限元软件MARC模拟超塑成形的后处理结果中，可以查看不同时间段的板料贴模率，为压力加载的起始时间提供了判断依据。

（3）零件脱模困难