航空發動機燃燒室帽罩變壓邊熱成形技術

孟寶，鄭立皇，韓子健，萬坤，姜源源，李又春，馬鑫，萬敏

航空發動機燃燒室帽罩變壓邊熱成形技術

孟寶1，鄭立皇1，韓子健1，萬坤2，姜源源2，李又春2，馬鑫2，萬敏1

（1.北京航空航天大學 機械工程及自動化學院，北京 100191；2.中國航發南方工業有限公司，湖南 株洲 412002）

提出帽罩零件真空環境變壓邊熱成形新技術，解決航空發動機燃燒室帽罩零件冷成形回彈大、精度低、內部應力大，以及熱成形壁厚不均、氧化嚴重等問題。利用有限元仿真和工藝試驗相結合的方法，選用GH3625高溫合金板材研究變壓邊熱成形過程中壓邊力加載路徑對帽罩成形質量的影響，分析熱成形模具熱膨脹與回彈變形對帽罩尺寸精度的影響，建立考慮熱成形、變壓邊力加載及模具補償的成形方案。在900 ℃條件下，帽罩熱成形力相比室溫下降低約70%，內外徑回彈量分別降低約67%和59%。基于幾何特征優化的壓邊力加載路徑有助于減小零件型面的回彈。結合回彈變形和熱膨脹變形補償，確定模具總補償量為內徑?0.49 mm，外徑?0.62 mm。工藝試驗結果表明，采用模擬所確立的成形方案成形的帽罩質量較好，尺寸精度達到IT9級，型面精度在0.2 mm以內，切邊后回彈量為0.1 mm，與有限元仿真結果吻合較好。建立的有限元模型和變形補償方案可以有效地優化帽罩的工藝成形過程，所提出的變壓邊熱成形技術能夠顯著降低高溫合金變形抗力和回彈，可以解決高精度帽罩零件成形制造難題。

燃燒室帽罩；熱成形；變壓邊力；流動控制；熱補償

隨著新一代航空發動機性能的提升，燃燒室進口溫度、壓力和出口溫度逐步上升，高溫燃氣向火焰筒壁面的熱輻射強度也隨之增強，筒壁受熱變形的問題也越來越突出，因而對火焰筒上的關鍵構件帽罩提出了更高的要求。整體帽罩構件剛性好，能夠彌補因平板式頭部轉接段所帶來的剛性差、易變形缺點。因此，新一代航空發動機均采用整體式帽罩，以增強火焰筒頭部結構的剛性[1]。整體帽罩為薄壁環型構件，其外廓尺寸大，壁厚較薄，結構形狀復雜。帽罩內環焊接在內環轉接段上，外環焊接在火焰筒外環組件上，在整個火焰筒組合件中起著承上啟下、整流高溫高壓燃氣的重要作用，如圖1所示。由于帽罩兩側邊都帶有一定的錐度，內外兩個止口同時配合。為了保證后續裝配精度，一般要求整體帽罩的型面輪廓度不大于0.3 mm，內外輪廓尺寸精度達到IT9級（機加零件精度）。而且，帽罩零件材料為難成形鎳基高溫合金，常溫成形變形抗力和回彈均很大，成形精度難以保證。另一方面，火焰筒的工作環境極為惡劣，工作過程中承受著復雜的工況，對零件的力學性能有很高的要求。總之，整體帽罩的制造精度和力學性能對組接、裝配及燃燒室火焰筒整體使用性能有很大的影響，其精準制造工藝是航空發動機火焰筒組合件研制亟需攻克的關鍵技術。

目前，高溫合金整體帽罩的主要成形工藝是“多道次冷成形+熱處理+整形”。由于高溫合金板材強度高，變形回彈大，零件切邊后型面易扭曲，為保證帽罩內外端直徑尺寸精度，需要反復退火熱處理，并進行型面校形。此外，在常溫條件下，采用回彈補償的方法雖然能夠在一定程度上提高零件的尺寸精度，但是需要反復試模以確定具體的回彈補償參數，且所成形零件殘余應力較大，不利于后續裝配[2]。上述這些問題導致采用當前的成形工藝制造的高溫合金帽罩零件尺寸穩定性差、制造周期長、合格率低。

圖1 航空發動機燃燒室整體帽罩零件

熱成形技術能夠降低材料的變形抗力和回彈，有利于提高帽罩零件的成形精度及縮短成形工藝周期。在熱成形工藝的基礎上引入壓邊力控制技術可以進一步調控材料流動，精確控制零件的關鍵尺寸，提高零件的成形精度。其中，壓邊力加載路徑會直接影響材料的流動，對消除起皺和破裂缺陷、控制材料變形行為具有重要意義。傳統橡膠、彈簧壓邊形式不適用于高溫熱成形環境，剛模恒定壓邊力加載模式對材料流動的調控能力有限，為了實現對材料流動的精準調控，需要考慮變壓邊力加載模式。付澤民等[3-4]開發了一種變壓邊力加載系統，結合有限元仿真研究了圓筒形工件在不同定值及變壓邊力下的成形結果，發現在最優壓邊力曲線下，能最大程度地提升金屬板材成形性能，抑制缺陷。張思良[5]研究了筒形件的壓邊力區間及變壓邊力模型，并設計了相應的變壓邊力裝置以實現預定的壓邊力加載模式。李奇等[6]研究了變壓邊力加載路徑下鎂合金筒形件的熱成形過程，發現在線性增加的變壓邊力加載曲線下零件成形質量最好。孔曉華[7]研究了圓形和方盒形件的復合分塊壓邊拉深工藝，實現了不同區域壓邊力的獨立加載，更加有效地控制了成形缺陷，提高了金屬板材的拉深成形能力。為了提高鋁合金板的成形性能，Lin等[8]提出了一種變壓邊力優化策略。王東哲等[9]針對方盒形零件，通過數值模擬、變壓邊力等方法有效地控制了金屬流動，提高了板材成形性能。蔣磊等[10]從9種變壓邊力加載方式中選出最優變壓邊力條件，為加載方式優化提供了參考方法。Endelt等[11]設計了一種基于時間和空間的壓邊力反饋控制系統，能夠控制總壓邊力和分布壓邊力，并能調節壓邊力隨時間的變化規律。Candra等[12]對杯形件拉深展開了研究，發現相對于恒定壓邊力，變壓邊力能有效抑制破裂的產生，提高杯形件成形性能。Feng等[13]采用多目標優化方法，實現了對變壓邊力的快速精確設計，為變壓邊力設計提供了參考方法。

除了壓邊力外，模具的熱膨脹和回彈也會影響零件的尺寸精度。為了得到高精度的零件，需要對成形模具進行熱補償和回彈補償，然后確定最終的模具尺寸。苗恩銘等[14]、羅哉等[15]、徐祗尚[16]、楊思炫[17]對精密機械零件熱膨脹變形行為開展了一系列研究，提出了形變不相似理論，為機械熱變形及其控制提供了有效的思路。朱麗等[18]對鈦合金板材進行了熱變形本構建模，為工件的成形及模具的補償提供了理論參考。蔣少松[19]對成形過程中模具與工件的熱膨脹差異進行了研究，發現熱膨脹引起的精度偏差嚴重影響成形精度。Wucher等[20]采用數值模擬的方法，針對零件熱固化制造過程進行了綜合補償，測量發現，形狀誤差降低了70%以上。Li等[21]綜述了熱膨脹變形對機床精度的影響，分析了主軸熱誤差補償的研究現狀。Zhang等[22]為了消除由于熱膨脹引起的精密玻璃透鏡形狀誤差，提出了基于數學分析的模具熱補償方法，將最大誤差從2.04 μm降低到了0.31 μm。Grank?ll等[23]對復合材料零件在固化及冷卻過程中因熱膨脹系數差異引起的形狀誤差進行了研究，發現零件在高溫下除了會尺寸變大，還存在形狀變化。Mahshid等[24]研究了精密注射成型中熱膨脹造成的變形問題，發現模具熱變形約12 μm，與模具加工誤差（10～15 μm）在同一量級，是一個不能忽略的形狀誤差來源。上述這些工作為高溫合金帽罩零件熱成形研究提供了可以借鑒的研究思路，然而，若采用傳統熱成形技術，高溫合金帽罩零件易氧化等問題仍無法得到很好的解決。

文中基于航空發動機燃燒室帽罩零件的成形特點，提出結合熱成形、壓邊力控制和真空技術的變壓邊熱成形工藝，通過有限元仿真，以帽罩零件壁厚分布和回彈量作為優化目標，確定熱成形壓邊力加載模式，并對零件的熱膨脹變形及回彈進行綜合補償。最后，開展工藝試驗并對成形帽罩零件的尺寸和型面輪廓進行檢測，以驗證所提變壓邊熱成形工藝技術在解決高精度高溫合金帽罩零件成形制造難題方面的有效性。

1 試驗

1.1 材料

某型號燃燒室帽罩零件采用厚度為1.6 mm的GH3625合金板材（固溶態）成形，其化學成分如表1所示。為獲得材料的基本力學性能，在MTS電子萬能試驗機上進行板材室溫單向拉伸試驗，拉伸速度為5 mm/min，利用數字圖像相關技術（DIC）測量應變，計算出真實應力和真實應變曲線，如圖2所示。在Gleeble?3500熱模擬試驗機上進行高溫單向拉伸試驗，應變速率為0.1～0.001 s?1，獲得高溫下的真實應力?應變曲線，900 ℃下且應變速率約為0.001 s?1的試驗結果如圖2所示，其他試驗結果見文獻[25]。同時，對GH3625合金熱變形行為開展研究，得到合金的熱加工圖，并結合微觀組織檢測確定合金在長期服役溫度范圍、準靜態應變速率以下的最優熱加工窗口[25]。根據之前的研究結果，確定成形溫度為900 ℃，應變速率約為0.001 s?1（約為8 mm/min）[25]。

1.2 帽罩零件特征及工藝分析

所研究的燃燒室帽罩零件幾何形狀如圖3所示，其關鍵尺寸為內徑（176.19±0.1 mm）、外徑（258.88±0.1 mm）和型面斜度角（12°±30′），內外徑尺寸精度要求極高。航空發動機燃燒室帽罩是一種薄壁環形零件，其圓周上具有傾斜角度和均布孔特征，內外直徑位置有圓角特征。對于薄壁環形零件，還有均布孔特征，可能發生型面扭曲變形。由于零件的截面為U形，內外徑成形后很容易發生回彈變形，造成零件超差。在帽罩零件后續裝配環節中，采用焊接的方式分別將內外徑焊接在發動機燃燒室轉接段上，焊接質量直接受到內外徑尺寸精度的影響。因此，燃燒室帽罩零件內外徑的尺寸精度是主要控制參數。對于燃燒室帽罩此類薄壁環形零件，不存在沖壓負角，其成形深度較淺，宜采用剛模拉深成形。考慮到其尺寸較大，易產生外法蘭起皺，使用壓邊圈改善法蘭受力。帽罩的傳統成形工藝為冷拉深成形，對成形設備噸位要求較大，成形精度較差。由于高溫合金難變形，采用真空環境熱成形方法能夠有效降低變形抗力和回彈，同時避免了高溫氧化缺陷。

表1 GH3625高溫合金化學成分

Tab.1 Chemical composition of GH3625 superalloy

圖2 GH3625合金板材在不同溫度下的應力-應變曲線

圖3 燃燒室帽罩結構特征

1.3 試驗方法

根據試驗設備和零件幾何特征設計了如圖4所示的帽罩零件熱成形模具，其由凹模、凸模和壓邊圈組成。其中，凹模通過螺釘和熱成形機連接，凸模和壓邊圈分別安裝于設備主軸和壓邊安裝臺上。凹模中間部分有一個大的通孔，能夠實現模具減重和快速加熱。壓邊圈內側具有一定的錐度，能夠實現成形時凸模的自動找正。由于帽罩零件精度要求高，取模具間隙為1.05倍材料厚度。對模具尺寸進行回彈補償，確定凹模直徑為175.7 mm，凸模直徑為179.06 mm。使用圓環形毛坯，其內徑為120 mm，外徑為306 mm。

圖4 成形模具及其關鍵尺寸（單位：mm）

根據優化結果，設計制造燃燒室帽罩零件成形專用模具，在北京航空航天大學自主開發的BCS50?AR熱成形機上開展工藝試驗。該設備最高加熱溫度為1 000 ℃，最大真空度為1′10?3Pa，壓邊力在0～ 300 kN連續可調，最大成形力為500 kN[26]。帽罩零件工藝驗證設備及模具裝配如圖5所示。凹模通過螺釘連接倒裝于上工作臺，坯料放置在壓邊圈上。為了減小熱成形過程中的摩擦阻力，在坯料表面均勻噴涂一層高溫潤滑劑。將坯料準確放置在壓邊圈上，關閉加熱爐爐門，開始抽真空。達到真空度要求后，打開熱成形機水冷系統和加熱系統，進行加熱。達到成形溫度后，調節加熱功率，使溫度保持在設計溫度附近并保溫一段時間，使模具內部溫度場分布均勻。試驗過程中，使用3個熱電偶分別監測坯料、凹模和壓邊的溫度。保溫之后，按照設定的成形速度和壓邊力加載路徑進行拉深，當成形力達到閾值時停止試驗。最后關閉加熱系統，開始降溫，降溫結束后取出零件，進行后續切邊及測量。

圖5 工藝驗證設備及模具

1.4 數值模擬

基于仿真軟件Dynaform對帽罩變壓邊熱成形過程進行有限元模擬，建立如圖6所示的有限元模型。該模型考慮了加熱及成形后的冷卻過程，模型由凸模、凹模、壓邊圈和板料組成。成形過程采用雙動模式進行控制，凸模的加載和壓邊圈的加載獨立進行。為了研究熱成形過程中模具與零件之間的相互作用及零件的受熱形狀誤差，建立了基于ABAQUS的熱力耦合仿真模型，如圖7所示。模型使用的GH3625材料和Cr25Ni20耐熱模具鋼的熱膨脹系數（）列于表2。

圖6 成形過程有限元仿真模型

2 不同工藝方案研究

提取有限元仿真中凸模的成形力數據，繪制成形力和行程變化曲線，如圖8所示。可以看出，冷成形最大成形力約為520 kN，而熱成形最大成形力約為140 kN。相對于冷成形方法，熱成形的最大成形力降低約70%。因此，熱成形能顯著降低帽罩零件變形抗力。經有限元仿真可得到成形帽罩零件的壁厚和回彈量分布特征，沿帽罩零件圓周截面提取其厚度和回彈量分布數據，以沿截面距內邊緣距離為數據點坐標，可以對仿真結果進行定量分析。根據此方法得到冷成形和熱成形帽罩零件回彈分布，如圖9所示。起點處橫坐標為0 mm，沿截面（紅色曲線）向外計算距離。可見熱成形帽罩零件的回彈量顯著降低，其中，內徑處最大回彈量從0.49 mm降低到0.16 mm，降低約67%；外徑處最大回彈量從0.94 mm降低到0.39 mm，降低約59%。熱成形零件的回彈分布曲線呈現“中間低兩邊高”的特征，且其中間部分（30～70 mm）均處于低回彈區域（<0.1 mm），對應切邊后的零件部分。因此，熱成形方案能夠顯著地改善帽罩零件的回彈變形缺陷，對零件的內外徑尺寸精確控制具有重要意義。

圖7 熱力耦合有限元仿真模型

表2 GH3625合金和Cr25Ni20耐熱不銹鋼的熱膨脹系數

Tab.2 Thermal expansion coefficient of GH3625 alloy and Cr25Ni20 heat resistant stainless steel

圖8 不同工藝方案成形力曲線

圖9 帽罩冷成形與熱成形回彈分布對比

3 結果與討論

3.1 不同壓邊力加載模式對帽罩成形質量的影響

3.1.1 定壓邊力加載對帽罩成形質量的影響

為探究不同壓邊力對帽罩零件成形結果的影響，開展帽罩在900 ℃、不同恒定壓邊力條件下成形的有限元仿真，獲得了不同恒定壓邊力下熱成形帽罩零件的成形力變化曲線，如圖10所示。可以看出，隨著壓邊力的增大，所需要的成形力呈上升趨勢。這是因為較大的壓邊力增大了材料的流動阻力，需要向凸模施加更大的成形力才能使材料產生變形并且流向凹模。若壓邊力不足，會導致工件產生起皺缺陷。因此，在保證法蘭不起皺的前提下，盡量采用較小的壓邊力，能夠降低材料變形抗力，減小對設備噸位的需求。

不同恒定壓邊力下的熱成形帽罩厚度分布曲線如圖11所示。可見，隨著壓邊力增大，零件在30 mm和70 mm附近厚度下降更加劇烈，即在圓角處厚度減薄更加嚴重。恒定壓邊力為10 kN時，零件厚度沒有劇烈波動；恒定壓邊力為300 kN時，零件厚度出現了鋸齒形波動。可以發現，隨著壓邊力的增大，零件厚度減薄加劇，且變得更加不均勻。這是因為外法蘭區域施加的較大壓邊力限制了材料的流動，使坯料在圓角區域發生了局部減薄變形。不同恒定壓邊力下的回彈分布如圖12所示。可見，隨著壓邊力增大，零件的回彈量呈上升趨勢，零件內徑區域回彈量變化較小，零件截面40～70 mm區域回彈量變化比較明顯。當壓邊力達到300 kN時，回彈量接近0.17 mm。因此，為了獲得高精度帽罩零件，應盡量采用較小的壓邊力。

圖11 定壓邊力加載模式下零件厚度分布

3.1.2 變壓邊力加載對帽罩成形質量的影響

除了傳統的恒定壓邊力拉深成形，隨著模具行程改變壓邊力的變壓邊力拉深成形也對零件的成形質量具有重要影響。圖13列舉了幾種典型的變壓邊力加載曲線。其中，P1和P2分別為遞增和遞減型壓邊力加載方式；P3和P4分別為峰型和谷型壓邊力加載方式；P5和P6為梯形壓邊力加載方式。

圖12 定壓邊力加載模式下零件回彈分布

圖13 典型壓邊力加載路徑

不同變壓邊力路徑下熱成形的帽罩零件厚度分布如圖14所示。可以看出，采用路徑P6成形的零件具有最均勻的厚度分布，并且其厚度減薄程度最小。路徑P5條件下的零件厚度減薄最劇烈，且在零件截面60～80 mm之間產生比較明顯的鋸齒波動。這一現象產生的原因與較大恒定壓邊力成形的情況類似，外法蘭區域材料受到較強的限制，導致圓角位置產生嚴重的局部減薄。其他變壓邊力加載路徑的厚度分布曲線處于路徑P5和P6之間，根據各自的加載情況產生了不同程度的厚度減薄。

不同變壓邊力路徑下熱成形帽罩零件的回彈分布如圖15所示。在零件內直徑位置，路徑P6具有最大回彈量，約為0.18 mm；路徑P2具有最小回彈量，約為0.15 mm。不同壓邊力加載路徑對零件內徑附近回彈量影響較小，這是因為該處坯料未受到壓邊力的影響。然而，在截面位置96 mm附近（零件外法蘭區域），路徑P6回彈量最大，約為0.55 mm，表明在成形初期，較大的壓邊力會導致外法蘭區域出現較大的回彈量。在截面距離30～70 mm之間，路徑P2、P3和P6的回彈量相對較小，說明在成形后期，較小的壓邊力有助于減小零件型面的回彈。

圖14 變壓邊力加載下熱成形零件截面厚度分布

圖15 變壓邊力加載模式下零件截面回彈分布

3.1.3 基于零件幾何特征的壓邊力加載路徑設計

燃燒室帽罩零件成形過程經歷下料、成形、切孔和切邊等工序。其中，熱成形工序對帽罩成形質量起決定性影響。根據不同壓邊力加載模式下帽罩成形質量變化規律，優化壓邊力加載路徑，并分析不同路徑下多工序成形后帽罩零件的尺寸精度，據此對壓邊力加載路徑進行優化。根據帽罩在定壓邊力和變壓邊力加載模式下的成形結果，確定在最低壓邊力下帽罩成形質量最好。在凸模行程的不同階段，所需最低壓邊力不同。利用有限元仿真的方法分析不同行程下的最低壓邊力。設置初始壓邊力為0 kN，進行恒定壓邊力下的仿真。按照凸模行程分析帽罩變形情況，找到在此壓邊力下不起皺的最大行程。基于上一條壓邊力加載路徑，在不起皺最大行程處增大壓邊力，增幅為5 kN，獲得新的壓邊力加載路徑，并再次進行仿真。重復此過程，最終得到基于凸模行程的最低壓邊力加載路徑。同時發現，所獲得的壓邊力加載路徑與帽罩幾何特征具有一定的聯系，進一步簡化以便于實際應用，如圖16所示。

圖16 變壓邊力加載路徑設計

第1階段為開始成形到凸模斜面與板料完全貼合之前，壓邊力為0 kN。這一過程中，坯料未產生大變形，也沒有流入凹模型腔，不需要壓邊力限制材料流動。第2階段為凸模斜面與板料完全貼合至板料包裹住整個凸模工作面。這一過程中，坯料在凸模的作用下經凹模圓角流入模具型腔，由于外法蘭區域材料向內流動，施加10 kN的壓邊力抑制可能發生的起皺。最后階段為板料包裹住整個凸模工作面至最終合模狀態。為了獲得更強的抗起皺能力和更均勻的厚度分布，施加50 kN的壓邊力。所設計的壓邊力加載路徑也是分階段最小壓邊力，其3個階段對應帽罩零件在成形過程中因不同幾何特征造成的不同受力狀態。

3.1.4 壓邊力加載路徑設計方法驗證

在基于零件特征的壓邊力加載路徑下，熱成形各個工序的回彈量分布如圖17所示。可見，在整個成形過程中，熱成形工序回彈是主要的回彈變形來源，帽罩零件內徑最大回彈量約為0.18 mm，外徑最大回彈量約為0.39 mm。切孔工序回彈量較小，不超過0.02 mm，對零件形狀的影響可以忽略。切內邊工序在切邊部位產生的最大回彈約為0.1 mm；切外邊工序在切邊位置產生的最大回彈約為0.02 mm。零件最終的回彈變形量受到成形過程所有工序的影響，內徑位置切邊回彈量約為0.12 mm，總回彈變形量約為0.25 mm，外徑位置切邊回彈量約為0.09 mm，總回彈變形量約為0.14 mm，小于圖15所示典型加載路徑下的回彈，證明了基于零件幾何特征的壓邊力加載路徑設計方法的有效性。然而，僅優化壓邊力加載路徑時，零件的回彈量已超出尺寸公差，因此，需要對帽罩熱成形過程進行回彈補償。

圖17 分段壓邊力加載路徑下零件在不同工序中的回彈

3.2 熱膨脹與回彈變形對帽罩尺寸精度的影響

3.2.1 熱膨脹對帽罩尺寸精度的影響

在不受外界其他因素影響的情況下，金屬材料尺寸隨溫度升高而產生變化，表達式見式（1）。

式中：2、1分別為最終溫度和初始溫度，℃；2和1分別為受熱變形后和受熱變形前的尺寸，mm；為平均線膨脹系數。對于所研究的燃燒室帽罩零件，針對其主要尺寸特征內徑和外徑進行熱補償。

當溫度從室溫20 ℃上升到試驗溫度900 ℃時，零件產生熱膨脹，代入式（1）得到熱膨脹后的零件和模具尺寸（單位：mm），見式（2）。

式中：1和1分別為帽罩在1溫度（室溫）下的內外徑尺寸；2和2分別為帽罩在2溫度（成形溫度）下的內外徑尺寸；part為此溫度區間帽罩材料的平均線膨脹系數。

在熱變形過程中，板料與模具貼合，根據900 ℃時零件尺寸計算經熱膨脹補償后在常溫下的模具尺寸（單位：mm）計算見式（3）。

式中：1和1分別為模具在1溫度（室溫）下的內外徑尺寸；2和2分別為模具在2溫度（變形溫度）下的內外徑尺寸；die為此溫度區間模具材料的平均線膨脹系數。

計算可知，經熱補償，模具內徑減小了0.31 mm，外徑減小了0.46 mm。當不進行熱補償時，模具常溫下的主要特征尺寸和分別設計為176.19 mm和258.88 mm。在成形溫度下，零件尺寸和模具尺寸相同，見式（4）。

當溫度降至室溫后，帽罩零件的尺寸計算見式（5）。

3.2.2 回彈變形對帽罩尺寸精度的影響

由于零件與模具熱膨脹系數不同，在冷卻收縮過程中模具會對零件產生擠壓現象，使零件在冷卻過程中產生塑性變形，影響零件尺寸精度。為了研究冷卻過程中零件的受壓變形情況，利用ABAQUS軟件進行熱力耦合分析。帽罩零件冷卻后的回彈分布及其回彈方向如圖18所示。帽罩零件的外部回彈方向與成形時板料變形方向相反，同時也與模具冷卻時擠壓作用方向相反，其最大回彈量約為0.52 mm，相對于不考慮熱補償時增大約0.13 mm，說明降溫過程中模具對零件的作用加大了零件的變形程度，且總回彈量是成形回彈與模具擠壓回彈的疊加。相較于外徑，帽罩零件內徑的變形情況變得更加復雜，零件的回彈方向由向內回彈轉變為向外回彈，模具擠壓產生的回彈大于熱成形產生的回彈，最終零件內徑的回彈變形由模具降溫擠壓作用占主導。結合熱成形仿真與降溫冷卻過程的仿真結果，確定帽罩零件熱成形回彈補償量為內徑-0.18 mm，外徑-0.14 mm。綜合回彈變形和熱膨脹變形補償，確定模具總補償量為內徑-0.49 mm，外徑-0.62 mm。

圖18 帽罩零件冷卻過程回彈分布及方向

3.3 工藝驗證

根據確定的帽罩壓邊力加載路徑及模具補償方案，按照前述試驗方法開展燃燒室帽罩零件流動控制熱成形工藝試驗。帽罩零件成形過程及切邊后的零件如圖19所示。可見，所成形的帽罩零件表面質量較好，沒有缺陷。

為了定量研究帽罩零件的成形效果，對成形后帽罩零件的截面特征尺寸進行測量，重點考察切邊后帽罩零件的內外徑尺寸及型面輪廓。選取成形的4個零件進行測量，對于不同零件的每種尺寸均測量3次，取平均值，測量結果如圖20所示。可見，所成形零件的內外徑尺寸均滿足設計要求，尺寸精度達到了IT9級，證明了流動控制熱成形技術能夠成形出高精度帽罩零件。此外，所成形零件的尺寸分布均勻，說明成形零件的一致性好，成形質量穩定。以某一零件為例，切邊前內徑為176.14 mm，外徑為258.82 mm；切邊后內徑為176.24 mm，外徑為258.92 mm，回彈量均為0.1 mm，與切邊回彈的有限元仿真結果吻合。

圖19 帽罩零件流動控制熱成形試驗過程

圖20 熱成形帽罩零件的內外徑測量結果

為了進一步測量帽罩零件型面輪廓精度，采用激光三維掃描儀對成形零件進行掃描，結果如圖21所示。將掃描結果與帽罩零件理論三維數字模型進行對比，發現在型面上最大誤差小于0.2 mm，進一步證明了流動控制熱成形技術在提高零件型面精度方面具有顯著優勢。

圖21 熱成形帽罩零件輪廓三維掃描結果

4 結論

1）相對于冷成形工藝，熱成形能顯著降低高溫合金帽罩零件的成形力和回彈量。在900 ℃、50 kN的壓邊力條件下，成形帽罩內徑處最大回彈量從冷成形的0.49 mm降至0.16 mm，外徑處最大回彈量從0.94 mm降至0.39 mm。

2）綜合考慮900 ℃下零件的回彈變形和熱膨脹變形，對模具尺寸進行了補償，確定模具熱補償量為內徑-0.31 mm，外徑-0.48 mm。回彈補償量為內徑-0.18 mm，外徑-0.14 mm。總補償量為內徑-0.49 mm，外徑-0.62 mm。

3）根據確定的基于零件幾何特征的分段遞增壓邊力加載路徑、回彈補償量及熱補償量，開展了燃燒室帽罩變壓邊熱成形工藝試驗。熱成形后切邊的帽罩零件內外徑尺寸精度均達到IT9級，型面輪廓精度在0.2 mm以內，證明了所提出的變壓邊熱成形技術在解決高精度高溫合金帽罩零件成形制造難題方面的有效性。

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Hot Forming Technology Combined with Variable Blank Holder Force for Aero-engine Combustion Chamber Hood

MENG Bao1, ZHENG Li-huang1, HAN Zi-jian1, WAN Kun2, JIANG Yuan-yuan2, LI You-chun2, MA Xin2, WAN Min1

(1. School of Mechanical Engineering & Automation, Beihang University, Beijing 100191, China; 2. AECC South Industry Co., Ltd., Hunan Zhuzhou 412002, China)

The work aims to propose a new hot forming technology combined with variable blank holder force in vacuum environment to solve the problems of large springback, low accuracy, and large internal stress in cold forming of aero-engine combustion chamber hood parts and uneven wall thickness and serious oxidation in hot forming. With GH3625 superalloy sheet as the research object, the method of combining finite element simulation and experiment was used to explore the effect of blank holder force loading path on the forming quality of hood in hot forming process with variable blank holder. Moreover, the impact of thermal expansion of the die and springback deformation on the dimensional accuracy of hood was analyzed. Further, the forming scheme considering hot forming, variable blank holder force loading and die compensation was established. At forming temperature of 900 ℃, the hot forming force of hood was reduced by about 70% compared with that at roo-m temperature, and the springback of inner and outer diameters was reduced by about 67% and 59% respectively. The optimal bla-nk holder force loading mode based on geometric features was helpful to reduce the springback of the part shape. Combined with springback and thermal expansion compensation, the total compensation amount of the die was determined to be ?0.49 mm for inner diameter and ?0.62 mm for outer diameter. According to the experimental results, based on the establish-ed forming scheme through simulation, the dimensional accuracy of the formed parts reached IT9 level, and the surface accuracy was within 0.2 mm.The springback value after trimming was 0.1 mm, which was consistent with the numerical simulation results. The established finite element model and deformation compensation scheme can effectively optimize the forming process of the hood. The proposed hot forming technology with variable blank holder can significantly reduce the deformation resistance and springback of superalloy and solve the forming and manufacturing problems of high-precision hood parts.

combustion chamber hood; hot forming; variable blank holder force; flow control; thermal compensation

10.3969/j.issn.1674-6457.2023.01.021

TG386

A

1674-6457(2023)01-0170-12

2022?08?02

2022-08-02

中國航發集團產學研合作項目（HFZL2019CXY024?2）

Industry-University-Research Cooperation Project of AECC (HFZL2019CXY024-2)

孟寶（1985—），男，博士，副教授，主要研究方向為跨尺度構件高性能成形制造理論及技術、先進成形工藝。

MENG Bao (1985-), Male, Doctor, Associate professor, Research focus: theory and technology of high performance forming for cross-scale components and advanced forming process.

孟寶, 鄭立皇, 韓子健, 等. 航空發動機燃燒室帽罩變壓邊熱成形技術[J]. 精密成形工程, 2023, 15(1): 170-181.

MENG Bao, ZHENG Li-huang, HAN Zi-jian, et al. Hot Forming Technology Combined with Variable Blank Holder Force for Aero-engine Combustion Chamber Hood[J]. Journal of Netshape Forming Engineering, 2023, 15(1): 170-181.