航空发动机钣金件多工序连续工艺链式仿真方法研究及实验验证

2023-12-21朱宇门明良孟宝石佩珏刘红梅

精密成形工程 2023年12期

朱宇，门明良，孟宝*，石佩珏，刘红梅

（1.中国航空发动机研究院，北京 101304；2.北京航空航天大学机械工程及自动化学院，北京 100191；3.中国航发动力股份有限公司，西安 710021）

航空发动机中的钣金件是航空工程中的重要组成部分，其占比可达30%左右[1]。一些构件具有复杂的几何形状和薄壁结构，包含深腔和细小的孔洞[2-5]，通常采用高温合金[6]、钛合金[7]、铝合金[8]等具有高强度和优异抗腐蚀性的材料制造，以承受航空发动机工作过程中的高温、高压和高速等极端工况[1,9]。这些钣金件的制造通常需要多道次的成形及中间退火来实现，而不同道次之间工艺参数的交互影响较为复杂，因此对多阶段加载过程的研究必不可少。

国际上已经发展了很多集工艺设计、成形分析、数据管理等于一体的钣金成形仿真软件系统，基于此，多工序板料成形仿真技术在钣金件的设计和制造过程中有着广泛的应用[10-12]。通过有限元模拟，可以减少繁重的试错工作，利用数值分析结果指导优化产品的成形参数及工艺，可以降低实验与生产成本[12-13]。朱宇等[14]针对复杂薄壁深腔阶梯类隔热罩构件，通过DYNAFORM 模拟分析了多道次充液复合成形中不同工艺参数的影响规律并进行了优化，确定了多道次成形过程中的变形量分配[15]，实现了复杂型面高温合金钣金件的整体精密成形。Li 等[16]对某型飞机深锥零件多道工序的材料变形量进行了分配和优化，并结合不同的屈服准则分析了型腔压力和加载路径对工件尺寸精度和厚度变化的影响，结果表明，Yld2000-2d 屈服准则可以实现预成形阶段的准确预测，但误差累积和材料加工硬化对后续变形产生了一定影响，使最终零件的成形预测精度有所降低。肖刚锋等[17]采用ABAQUS 进行了锥形钣金件的多道次深拉深旋压有限元模拟，研究了不同工艺参数的影响规律，并基于优化的参数成功制备了镍基高温合金锥筒形件。

虽然上述研究通过多道次的成形可以得到型面及几何尺寸良好的钣金件，但是每一道次的加工都会产生残余应力，这不可避免地会对后续成形过程及最终构件的疲劳寿命等产生负面影响[18-19]，通过退火处理可以有效消除残余应力并提升材料后续的成形性能[20]。孔祥景[21]采用ABAQUS 对X 形航天薄壁件单工序及多工序铣削过程中的残余应力进行了分析，通过去应力退火有效减小了加工残余应力，并将通过模拟所确定的多工序成形方案应用于工艺试验，结果表明，工件的加工精度显著提高。詹梅等[22]基于ABAQUS建立了包含旋压、回弹、退火的薄壁壳体全工序仿真模型，分析了构件在两道次成形过程中壁厚分布及工艺参数的影响。基于该方法，他们还研究了旋压间隙对后续成形的影响，利用有限元仿真确定的实验方案制造出满足要求的复杂薄壁构件[23]。Wang 等[24]开发了一个集成的多尺度模型，研究了Ta-2.5W 合金在多道次冷变形和退火过程中的宏观变形与微观组织演变。

当前研究更多是关于单工序或忽略回弹与退火的有限元分析，一些多阶段加载过程的研究更多体现在材料的基础力学性能与微观组织演变方面[25-27]。本文旨在对航空发动机挡溅盘钣金件的多工序成形进行仿真和实验研究，包括回弹与热处理过程。分析了钣金件的结构及工艺成形过程，分别采用ABAQUS和DEFORM 进行拉深和热处理过程的有限元仿真，仿真结果在不同软件及成形工序中进行数据传递，同时，还进行了工艺试验，以验证仿真结果的准确性，以期为航空发动机钣金件的设计、制造和工艺优化提供有益的参考和指导。

1 钣金件工艺

本文所研究的钣金件为航空发动机燃烧室中用于保护火焰筒头部转接段的挡溅盘[10]，采用厚度为1 mm 的钴基高温合金GH5188 进行制造，其基本力学性能参考文献[10]，零件的几何形状及主要特征尺寸如图1a 所示，主要考虑内径、型面精度及厚度减薄率，要求最大型面间隙不超过0.4 mm，减薄率不超过10%。该零件主要通过拉深及中间退火进行成形，经过工艺补充后的零件模型如图1b 所示，采用Solidworks 软件提取工艺补充后的零件模型的中性面，然后进行曲面展开，确定坯料为圆形毛坯，其直径为90 mm。根据零件模型分析成形方法及成形步骤，分5 个工序进行，如图1c 所示。

图1 钣金件数模及成形工艺过程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作为仿真平台对拉深过程和热处理过程进行仿真模拟。ABAQUS/ Explicit 分析求解模块适合用于模拟材料的瞬时响应和动态加载下的非线性行为，包括接触、塑性变形、断裂等。回弹过程不存在接触行为，作为一种弱非线性问题，可以采用ABAQUS/Standard 求解模块模拟卸载后的回弹过程[22]。ABAQUS 可以通过重启动和预定义场设置提供从Standard 至Explicit、Explicit 至Standard 的分析结果传递，因此首先采用动态显式和静态隐式相结合的方法对钣金件的成形过程进行分析。成形结束后提取成形结果中的节点、单元、应力和应变分量等数据信息，将其重写为KEY 文件，导入DEFORM 中作为退火热处理的初始状态进行仿真。然后再将 DEFORM 模拟结果导入 ABAQUS/Explicit 中进行后续道次拉深成形等过程的模拟分析。以前两步成形和中间热处理为例，其模拟分析流程如图2 所示。

依据上述工艺分析及模拟流程建立的拉深成形及退火热处理过程的三维有限元模型如图3 所示。前两道次的拉深高度均为13 mm，第三道次在前面的基础上进行整形，整形高度为2 mm，其中所涉及的拉深模具的主要特征尺寸如表1 所示。热处理方案为在980 ℃条件下保温10 min，然后进行空冷，如图3d 所示，共分为5 个阶段。此外，还进行了相应工序的工艺试验，在每一步成形后测量零件高度、法兰直径、圆筒内径、筒壁厚度等尺寸，并与模拟结果进行对比分析。

表1 不同道次模具主要参数Tab.1 Main parameters of die in different passes

图3 多道次拉深及退火热处理有限元模型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 结果与讨论

3.1 第一步拉深回弹结果

第一步拉深及卸载回弹后的应力-应变分布对比如图4 所示。其中，Avg: 0 表示对模型中的一组节点或单元的属性不进行平均化处理。随着拉深的进行，板料的塑性变形不断增大，在拉深成形结束后，法兰圆角区的塑性变形最大，其次为底部圆角区域，Mises应力也有相同的分布规律，如图4a 和图4b 所示。在卸载后，零件发生了一定的回弹，塑性应变没有发生变化，如图4b 和图4d 所示。而卸载后，由于零件失去了模具的约束，应力得到了释放，因此法兰处的应力从800 MPa 降低至10 MPa 左右，较卸载前大幅度降低，但底部圆角区仍有大于400 MPa 的应力残留，如图4c 所示。较大的残余应力可能会对后续的成形工序产生负面影响，残余应力的累积会导致零件精度下降、疲劳寿命降低，甚至还会引起零件在拉深过程中开裂等，因此需要对成形后的零件进行退火热处理，以消除残余应力。

图4 第一步拉深及卸载后应力应变分布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

零件卸载回弹后模拟与实验结果的对比如图5所示，其中t为零件壁厚，H为零件高度。可以看出，第一步的回弹相对较小。由于在回弹分析中选取了中间节点作为约束，因此从中心至边缘，其相对位移逐渐增大，在法兰处回弹位移最大为0.267 mm；零件厚度减薄率较小，模拟结果仅为5%，实验结果略大。从3 个方面的对比可以看出，模拟值与实验值整体上较为接近，表明了单道次拉深回弹有限元仿真的准确性。

图5 第一步卸载回弹后模拟与实验结果的对比Fig.5 Comparison of simulation and experimental results after unloading of springback in the first step

3.2 第二步退火热处理结果

从ABAQUS 中提取第一步模拟结果中节点处的应力-应变及几何坐标等数据作为热处理的初始状态导入DEFORM 中，以最大主应力和最大主应变为例，零件在2 个软件中状态的对比如图6 所示。可以看出，该过程不仅将上一步回弹后零件的几何形状传递至DEFORM 中，而且应力-应变场云图也高度一致，说明物理场数据得到了无损传递。后续将DEFORM 热处理模拟结果传递至ABAQUS 中也可以达到相同的数据传递效果，因此后文不再详细阐述。

图6 ABAQUS 与DEFORM 中的应力-应变状态对比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

由图4c 可知，底部圆角部分还有较大的残余应力，因此从中选取一点P，如图6b 所示，追踪其残余应力的变化情况。底部圆角处点P 在退火过程中不同阶段的残余应力变化情况如图7 所示。可以看出，在快速加热阶段1，残余应力不断减小，在832 ℃时发生了突变，其值迅速下降，这可能是由于在加热过程中，材料的晶体结构发生了变化，在该温度下发生了再结晶，其中变形晶粒转变为再结晶晶粒，位错密度降低，导致原先存在的内部应力被释放或重新分布[28]。随着晶体结构的调整和应力的释放，残余应力可能会突然下降。在阶段2，温度保持恒定，残余应力也相对稳定。当继续升温时，其内部微观结构会进一步发生转化，残余应力也逐渐下降。同样地，在阶段4 的保温过程中，残余应力未发生变化。在快速冷却的阶段5，应力有些许的升高，最终稳定在120 MPa 左右，较退火前残余应力有大幅度减小。这表明退火处理可以消除一部分加工硬化带来的负面影响，从而增强材料后续成形性能。后续热处理模拟呈现出与上述相似的趋势与结果，不再进行详细分析。

图7 P 点残余应力的变化Fig.7 Change in residual stress at point P

3.3 后续成形结果

第三步成形工序的模拟结果与实验结果对比如图8 所示。可以看出，在第三步拉深回弹后，模拟得到的零件整体形状尺寸与实验结果相差不大，零件厚度较前一步降低约2%，法兰直径未发生明显变化。在第三步拉深成形中，虽然凸模的直径为33.60 mm，但模拟结果显示圆筒内径为33.54 mm，这主要是由回弹造成的影响导致的，但与要求的尺寸33.50 mm较为接近。图8 右侧显示的是车底之后的零件，可以看出，车底之后零件的内径小于要求尺寸，这说明车底可能会进一步使零件产生回弹。如此也反映出不宜在该工序之后进行车底，否则可能会对后续的整形过程造成不利影响。

图8 第三步卸载回弹后模拟与实验结果的对比Fig.8 Comparison of simulation and experimental results after unloading of springback in the third step

为检验成形型面的精度，从零件型面上取8 个特征点与标准型面上的同样位置进行对比，如图9a 所示，第五步卸载回弹后模拟与实验几何特征的对比如图9b 所示，详细对比参数如表2 所示。其中误差值E的计算如式（1）所示。

表2 主要几何参数的对比Tab.2 Comparison of main geometric parameters

图9 第五步卸载回弹后模拟与实验结果的对比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.为实验值；ESim.为模拟值。

从图9b 可以看出，在第三步成形过程中，零件在法兰处的回弹比之前工序的回弹大。需要指出的是，图9 中的仿真结果为通过CATIA 逆向建模技术回弹补偿后的结果，工艺试验中所使用的模具形状为根据有限元仿真确定的。虽然零件在特征点⑤处的局部回弹最大，但经过回弹补偿后其型面间隙较小，然而仍与实验结果有一定的差距。实验结果表明，该处的型面间隙不是最大的，反而是旁边的特征点⑥处的型面间隙最大，而且模拟值与实验值均达到最大的0.3 mm，这主要是因为特征点⑤的局部回弹会对周围型面的形状产生影响，使该处型面间隙减小的同时，周围的型面间隙增大。

从表2 的主要几何参数与图8 可以看出，经过回弹补偿后，零件的内径与前一步的拉深结果相比有所增大，试制零件内径为33.6 mm，略小于模拟结果；筒壁的壁厚较前一步结果几乎没有区别，厚度分布较为均匀，平均减薄率为8%，略大于模拟值，满足10%以内厚度减薄率的要求；二者型面间隙的分布及趋势也大致相同。值得注意的是，模拟结果与实际零件尺寸相差较小，零件几何形状非常接近，多工序成形仿真结果可以较好地预测实验结果。

综上分析，虽然由于误差累积等因素导致最后整形道次模拟结果比实验结果稍大，但是模拟结果的趋势与实验结果相对一致，表明本文进行的多工序成形仿真仍可以为实际实验提供理论指导。实验结果虽然满足零件的技术要求，但是在测量过程中发现，部分位置的型面间隙相对偏大，接近0.4 mm，因此可以以此为基础对仿真进行反馈，考虑通过局部回弹补偿的方法来提高仿真的精度，然后利用补偿后的仿真型面对模具进行修模与实验验证，以进一步提高零件的形状精度。