航空葉片模具設計參數(shù)對模具磨損影響分析

李彥奎，呂彥明，倪明明

(1.江南大學機械工程學院，江蘇無錫214122;2.無錫透平葉片有限公司，江蘇無錫214023)

隨著模具精鍛技術(shù)的快速發(fā)展，其在航空葉片制造中得到了廣泛應用.據(jù)統(tǒng)計，國外航空葉片制造方法80%是運用模具精鍛技術(shù)［1－2］.相對于國外，我國航空葉片精鍛模具設計經(jīng)驗不足，設計參數(shù)的確定較為困難.由于葉片生產(chǎn)批量小、種類繁多、型面復雜且精度要求高，使得葉片模具的設計任務大大增加［3］.經(jīng)工程驗證，在葉片精鍛成形的過程中，當鍛造條件一定時，模具設計參數(shù)對葉片成形力和模具磨損有著極大影響，模具設計參數(shù)選擇不合理會導致葉片充型不完整和模具磨損加?。?－6］.因此，研究如何優(yōu)化模具設計參數(shù)計算方法、合理選擇模具設計參數(shù)、減小模具磨損、提高模具設計效率，對提高企業(yè)的核心競爭力具有重要意義［7］.

本文根據(jù)Archard摩擦理論，借助Deform－3D軟件，對不同設計參數(shù)下的葉片模具精鍛成形過程進行了模擬仿真，運用正交試驗分析了模具成形角度、橋部厚度、橋部寬度3種因素對葉片成形和模具磨損的影響，得到了最優(yōu)設計參數(shù)組合，并對該參數(shù)的計算方法進行了優(yōu)化改進;最后對參數(shù)優(yōu)化后的模具磨損量進行了實驗驗證.

1 模具磨損分析

1.1 Archard 模型理論

Archard理論是計算摩擦磨損的常用模型.在該理論中，材料硬度和磨損系數(shù)為定值.在實際熱模鍛成形過程中，模具材料的硬度與磨損系數(shù)并非是定值，它們隨溫度的變化而變化.Lee等［8］和Behrens等［9］通過摩擦磨損實驗分析了模具鋼材料(H13)在不同鍛造溫度下的材料硬度、磨損系數(shù)與鍛造溫度之間的關系，提出了修正的Archard理論:

式中:K(T)為材料磨損系數(shù)，單位cm3/(N·m);H(T)為材料硬度，單位N/mm2;W為磨損量，單位mm;p為鍛造壓力，單位MPa;v為材料流動速度，單位mm/s;T為模具溫度，單位℃.

在不同鍛造時刻，模具型腔不同位置處的壓力、溫度、材料流動速度不同［10－11］，故第 j時間段第i處的磨損量表示為

式中:pij為模具型腔i處第j時間段的壓力;vij為模具型腔i處第j時間段材料流動速度;n為鍛造次數(shù).

1.2 基于正交試驗的有限元仿真分析

發(fā)動機軸線與葉片模具型面截面弦長線的夾角稱為鍛造成形角度，如圖1所示.橋部厚度、橋部寬度如圖2所示.

圖1 葉片成形角度示意圖Fig.1 Diagram of blade forming angle

正交試驗設計方法是組合參數(shù)選優(yōu)的一種方法［12－13］，本文以鍛造成形角度、橋部厚度、橋部寬度3個模具設計參數(shù)為因素，采用三因素四水平設計方法對某型號葉片鍛造成形過程進行模擬仿真，研究不同設計參數(shù)因素水平對鍛造載荷、橫向側(cè)向力和模具磨損的影響.因素水平表見表1，正交試驗方案見表2.

圖2 模具橋部局部結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Local structure schematic diagram of bridge die

表1 因素水平變量值Table 1 Factor level variable values

表2 正交試驗方案設計表Table 2 Orthogonal test design

Deform－3D作為有限元工藝仿真軟件，主要用于模鍛金屬成型分析、熱處理等，在模鍛成形仿真時，需設置模擬對象屬性和鍛造邊界條件［14－16］:

1)鍛件材料為 Ti－6Al－4V(TC4)，鍛造終鍛溫度950℃，最小網(wǎng)格尺寸為1 mm，最大網(wǎng)格尺寸為2 mm.

2)模具材料為4Cr5MoSiV1(H13)，上模參考溫度250℃，溫度允許變化范圍250～540℃，運動方向+Y;下模固定，參考溫度300℃，溫度允許變化范圍300～540℃;最小網(wǎng)格尺寸1 mm，最大網(wǎng)格尺寸2 mm，硬度55HRC.

3)接觸關系.磨損模型設為Archard模型，熱傳導系數(shù)為2，摩擦因子為0.3.

4)模擬行程控制.由有限元分析理論知，鍛造步長約為最小單元網(wǎng)格尺寸的0.2～0.3倍，故設置鍛造步長為0.25 mm.根據(jù)模具鍛造時的初始位置和最終成形位置，估算鍛造行程約為24 mm，故鍛造步數(shù)設為100步.

借助模擬軟件Deform－3D對16種方案的3種考察對象進行模擬仿真，得到的結(jié)果如表3所示.由表3計算得出的各因素水平偏差量總和如表4所示.

為了綜合評估考察對象對各因素、各水平的依賴性，需對上述試驗數(shù)據(jù)進行直觀分析和方差分析.

根據(jù)圖3的直觀分析圖，可以得出不同因素水平與考察對象之間的關系.由圖3(a)可知，成形載荷最佳組合為A2B4C1;由圖3(b)可知，橫向側(cè)向力最佳組合為A2B3C4;由圖3(c)可知，模具磨損量最佳組合為A2B2C3.

表3 各方案模擬結(jié)果Table 3 Simulation results of each program

表4 各水平因素偏差量總和Table 4 Sum of the levels of the amount of deviation

圖3 不同因素水平與考察對象之間的關系Fig.3 Relationship between different factors and subjects:(a)forming load at different factor levels;(b)transverse force at different factor levels;(c)die wear at different factor levels

由表5方差分析可知考察對象對各因素的依賴顯著性關系.對于鍛造載荷，因素A、C表現(xiàn)為不顯著，B顯著;對于橫向側(cè)向力，因素A表現(xiàn)為高度顯著，B、C不顯著;就模具磨損量而言，因素A表現(xiàn)為高度顯著，B、C不顯著.

通過直觀分析和方差分析可知:橋部厚度為影響鍛造載荷的主要因素，故選擇B4;成形角度為影響橫向側(cè)向力和模具磨損量的主要因素，故選擇A2.因素C對上述3個考察對象的影響較小，考慮到本文討論的主題是模具磨損，根據(jù)直觀分析選擇C3.因此，得到的模具設計參數(shù)的最優(yōu)組合為A2B4C3.

表5 方差分析表Table 5 Analysis of variance

2 模具參數(shù)設計方法優(yōu)化

2.1 橋部參數(shù)設計方法優(yōu)化

根據(jù)上述分析可知，橋部厚度越大鍛造載荷越小，但考慮到葉片實際鍛造成形規(guī)律，由于葉片飛邊處較薄，在葉片鍛造成形時，過大的橋部厚度會使得模具型腔充型不完整，導致葉片殘缺，如圖4所示.因此，適當增加鍛造時的材料流動阻力，更有利于模具充型完整.根據(jù)熱鍛過程中材料的流動特性和流體熱力學理論［17－18］，經(jīng)過大量的模擬和工程實驗，對以往的經(jīng)驗設計法進行了改進，得出葉片成形規(guī)律與葉片飛邊厚度之間的關系:在橋部厚度約為飛邊厚度的1.1倍，橋部寬度約為飛邊厚度的2倍時，葉片成形規(guī)律和鍛造載荷最好:

故應選擇最優(yōu)設計參數(shù)組合為A2B3C3.

圖4 d=1.3h時材料的流動特性Fig.4 Flow characteristics of the material at d=1.3h

2.2 成形角度設計方法優(yōu)化

由上述分析可知，模具鍛造成形角度對模具的橫向側(cè)向力影響很大，成形角度設計不合理將會增加模具側(cè)向力，從而導致其橫向移位，加劇模具磨損，使得模具使用壽命嚴重縮短.現(xiàn)階段成形角度的設計一般采用幾何構(gòu)造法［19］，其設計過程復雜、誤差較大，需要多次實驗對其進行驗證，嚴重影響了模具的開發(fā)周期.成形角度的確定原則:應保證模具型腔曲面在鍛造方向上的投影面積最大.本文在分析幾何構(gòu)造法設計成形角度的基礎上，通過對多個葉片葉身截面的曲率分析，結(jié)合多次模擬仿真和工程實驗，對鍛造成形角度的設計方法進行了優(yōu)化，獲得了葉身截面與鍛造成形角度之間的關系模型，即三截面平均法:

式中，α1、α2、α3分別為葉尖、葉身中點、葉根與葉身截交面的弦長線與發(fā)動機軸線夾角.

3 實驗驗證

選用優(yōu)化前后的最優(yōu)設計參數(shù)組合A2B3C3的某型號航空葉片精鍛模具，通過軟件模擬和工程實驗對其摩擦磨損量進行分析驗證.在葉片精鍛成形時，最大允許模具磨損量為0.2 mm，運用軟件對參數(shù)優(yōu)化前后的模具進行鍛造仿真，得到的模具磨損量如圖5(a)和(b)所示，參數(shù)優(yōu)化前其一次鍛造的最大磨損量為0.286μm，鍛造壽命約為699次;參數(shù)優(yōu)化后其一次鍛造的最大磨損量為0.217μm，鍛造壽命約為921次，其壽命相差24%.這種現(xiàn)象的發(fā)生主要是因為優(yōu)化前模具設計參數(shù)存在誤差，這種誤差會導致模具所受鍛造壓力、橫向側(cè)向力和金屬局部流動速度增加，又由于模具在高溫高壓下工作，其表面屈服應力下降，金屬的高溫、高速流動會導致模具磨損增加.

圖5 參數(shù)優(yōu)化前后模具磨損Fig.5 Die wear before and after parameter optimization:(a)die wear before parameter optimization;(b)die wear after parameter optimization

選用優(yōu)化后的參數(shù)組合A2B3C3，實體模具如圖6所示，通過鍛造實驗對該模具磨損量進行驗證.圖7為其三坐標測量報告，可以看出:模具最大磨損量為0.211μm，其鍛造壽命約為947次;且最優(yōu)組合設計參數(shù)模具的模擬結(jié)果和實驗結(jié)果具有較好的一致性.

圖6 參數(shù)優(yōu)化后的模具實體Fig.6 Die entity after parameter optimization

圖7 模具檢測報告Fig.7 Die test report

4 結(jié)論

1)數(shù)值仿真結(jié)果表明，成形角度是影響側(cè)向力和模具磨損的主要因素，15°為該模具的最優(yōu)成形角度;橋部厚度是影響材料流動性的主要因素，1.1h為其最優(yōu)橋部厚度，超過1.3h葉片成形規(guī)律難以控制.通過模擬仿真和材料的流動性分析，最終確定了模具設計參數(shù)的最優(yōu)組合為A2B3C3.

2)通過分析現(xiàn)有模具參數(shù)設計方法和大量的模擬、實驗數(shù)據(jù)，得出了模具設計參數(shù)與葉片自身結(jié)構(gòu)之間的關系，對成形角度和橋部結(jié)構(gòu)參數(shù)的設計方法進行了改進，簡化了模具參數(shù)設計的過程，提高了模具參數(shù)設計的精度，減少了模具設計參數(shù)的修正次數(shù)和模具的試鍛次數(shù).

3)通過模擬仿真對參數(shù)優(yōu)化前后的葉片模具的摩擦磨損進行了分析，得出二者的鍛造壽命相差約24%.最后通過工程實驗對一般設計參數(shù)和最優(yōu)設計參數(shù)葉片模具進行摩擦磨損驗證，通過分析得出:二者壽命相差近2倍，且A2B3C3模具的模擬結(jié)果和實驗結(jié)果的一致性較好.即借助正交試驗設計方法和有限元模擬仿真為航空葉片模具設計參數(shù)選優(yōu)和鍛造壽命預測提供了一種方法.