取樣方式對航空鋁合金鍛件性能評價結果的影響

周小軍, 王宇鋒, 王 飛, 陳 來, 田 進, 李 俊

[1.魏橋(蘇州)輕量化研究院有限公司, 蘇州 215132;2.航空工業貴州安大航空鍛造有限責任公司, 安順 561000;3.貴州新安航空機械有限責任公司, 安順 561000]

鋁合金已大量應用在航空航天領域[1-4]。目前,鋁合金在民用飛機結構上的用量占比為70%～80%,在軍用飛機結構上的用量占比為40%～60%[5]。作為經典的輕金屬材料,在未來相當長時間內,鋁合金仍將為航空航天領域最主要的結構材料。鋁合金鍛件用量約占航空航天用鋁合金總量的15%,雖然所占比例不大,但鍛件都是承受大載荷、對力學性能要求高的關鍵部件[6]。由于用途特殊,大多數航空鋁合金鍛件都具有結構復雜、形狀異形的特點,因此鋁合金鍛件不同部位及方向的力學性能存在較大差異。力學性能檢測試樣的取樣方式對評價鍛件的力學性能至關重要,取樣方式如果不合理就很可能對鍛件性能判定結果造成嚴重偏差[7]。擠壓或冷拉(軋)產品有相應的國家標準,這些標準對試樣的切取部位和方向進行了詳細規定,鍛件的取樣方式通常由用戶和供方協商確定。

筆者以7055鋁合金飛機輪轂鍛件為例,檢測了輪轂底部不同取樣位置、不同取樣方向、不同規格試樣的室溫力學性能,結合輪轂鍛件毛坯、零件圖以及鍛件毛坯的鍛造流線,分析了各種取樣方式對檢測結果的影響,最后探討了航空鋁合金鍛件拉伸試樣取樣方式的依據。

1 試驗方法

1.1 試驗材料與設備

試驗材料為7055鋁合金,主要化學成分為Al-8.0Zn-2.1Mg-2.3Cu,具體成分見GB/T 3190—2008《變形鋁及鋁合金化學成分》。鍛造設備為3 000 t四柱油壓機,熱處理爐為DL09-1208型淬火爐和DL09-1198型時效爐。力學性能檢測設備為XD-120A型拉伸試驗機。

1.2 試驗過程

選用規格為160 mm×455 mm(直徑×長度)的7055鋁合金擠壓棒材進行試驗,采用胎膜鍛造方式在3 000 t液壓機上分兩道次將棒材鍛壓成輪轂毛坯,鍛造溫度為(440±10) ℃;對鍛造毛坯進行粗車和去掉飛邊后,再對其進行熱處理,熱處理采用雙級固溶(450 ℃/3 h+475 ℃/3 h)和雙級時效制度(120 ℃/8 h+160 ℃/24 h);熱處理結束后在輪轂上切取力學試樣,根據GB/T 228.1—2021 《金屬材料 拉伸試驗 第1部分:室溫試驗方法》制備標準試樣,在萬能拉伸試驗機上檢測試樣的力學性能;另外切取輪轂截面,將其打磨并拋光后,用溫度為80 ℃,質量分數為20%的NaOH溶液腐蝕試樣15 min,觀察輪轂毛坯的鍛造流線。

2 試驗結果

2.1 航空鋁合金鍛件取樣方式

對力學性能檢測試樣的取樣方式進行規定是合理評價零件或材料性能的基礎。管材、棒材和型材都屬于基礎原材料, GB/T 16865—2013 《變形鋁、鎂及其合金加工制品 拉伸試驗用試樣及方法》和GB/T 2975—2018 《鋼及鋼產品 力學性能試驗取樣位置及試樣制備》中已對力學性能試驗取樣位置進行了詳細規定。擠壓材取樣位置如圖1所示,通常只規定擠壓材的縱向性能,且截面為相對規則的形狀,因此取樣位置都在相應的幾何對稱部位。對于鍛件,很難在國家標準中明確規定毛坯的取樣位置[8],而且鍛件有其特殊性,難以標準化。

圖1 擠壓材取樣位置示意

對于鍛件,尤其是模鍛件,在鍛造方案的制定過程中,會根據零件形狀、尺寸規格設計其模具和鍛造工序,讓金屬的變形流線與零件負載情況相契合,因此鍛件的力學性能可能處處不相同。沒有相應的標準規定模鍛件的取樣方式,通常是用戶與鍛件提供方協商確定取樣位置。然而,必須要依據一定的原則確定取樣方式[9]。某新型直升機鋁合金輪轂鍛件毛坯實物和剖面如圖2所示,圖2中1,2,3位置為力學性能檢測試樣位置,分別為輪轂外緣切向、輪轂壁高方向、輪轂底部徑向。在飛機滑跑過程中或者剎車時,飛機機輪外緣會受到地面切向的摩擦力,此時要確認機輪受切向載荷時的服役情況,由此確定取樣位置1;機輪輪轂外緣有一定錐度,機輪在服役過程中有向外壓出的趨勢,輪轂軸向受拉力作用,確定了取樣位置2;當飛機垂直起降或者靜止時,以地面為切面,機輪受到指向圓心的力,此時要確認機輪徑向負載情況[10],所以確定取樣位置3。

圖2 某新型直升機鋁合金輪轂鍛件毛坯實物和剖面示意

經過以上分析可知,航空鋁合金鍛件取樣的依據是零件在服役過程中的受力情況。只有根據服役實際工況條件確定取樣位置,才能合理考察鍛件的性能。

2.2 取樣方向對檢測結果的影響

輪轂鍛坯底部徑向不同取樣方向如圖3所示,其中位置a指向圓心,為標準徑向,位置b到位置d依次偏離徑向。不同取樣方向試樣的力學性能測試結果如表1所示。由表1可知:不同取樣方向的抗拉強度和屈服強度均滿足技術要求,這是由于7055鋁合金具有高強、高韌性能[11];斷后伸長率變化很大,位置a的斷后伸長率為7.8%,從位置b到位置d的斷后伸長率依次降低,位置d的斷后伸長率為3.0%,位置c和d的斷后伸長率均小于技術要求。

圖3 輪轂鍛坯底部徑向不同取樣方向示意

表1 不同取樣方向試樣的力學性能測試結果

對鍛件來說,斷后伸長率與鍛造變形方式密切相關,與金屬鍛造流線有關,平行流線(順流線)方向的斷后伸長率最大,垂直流線方向的斷后伸長率最小。YS-T479—2005 《一般工業用鋁合金鍛件》和GJB 2351—1995 《航空航天用鋁合金鍛件規范》中規定的順流線方向與非順流線方向的斷后伸長率相差最大可以達到85%。輪轂底部的流線為放射狀,試樣a與流線完全平行,試樣b與流線形成一定角度,從c到d,試樣與鍛造流線的角度越來越大。因此,試樣a對應的斷后伸長率最大,由b到d依次減小。美國航空航天材料標準規定,試樣軸線與鍛造流線的夾角不能超過15°。綜合分析可知,圖3中取樣位置a滿足正確的徑向取樣規則,其余位置均不符合要求,檢測結果也不能正確反映機輪輪轂鍛坯徑向的性能。

2.3 取樣位置對檢測結果的影響

輪轂毛坯橫截面如圖4所示,e、f、g、h是輪轂橫截面上4個不同取樣部位,e靠近鍛坯表面,g基本在截面的幾何位置,f和h位于幾何中心兩側。表2為上述4個部位的力學性能測試結果。由表2可知:位置e的抗拉強度、屈服強度以及斷后伸長率都是最小的,且斷后伸長率小于技術要求,抗拉強度和屈服強度也剛好滿足技術要求;位置f和h的力學性能相當,位置g的抗拉強度和屈服強度略低于f和h位置,但完全滿足技術要求。

圖4 輪轂毛坯橫截面示意

表2 不同取樣位置的力學性能測試結果

由于位置e試樣貼近鍛件表面,胎膜鍛造過程中鍛件表面與模具接觸, 在二者相對運動過程中有很大的摩擦力,使局部溫度過高,導致鍛坯表面有一定程度的組織損傷(晶粒粗大、毛邊裂紋等)。另外,在熱處理過程中,零件表面因為局部溫度過高會形成一層淺表層過燒組織,該組織可以成為裂紋源,導致零件性能下降。因此,貼近鍛件表面位置e的性能最差。由于位置f和h遠離鍛坯表面,同時所在位置變形量足夠大、變形充分,且鍛造流線順暢,因此該位置的抗拉強度、屈服強度和斷后伸長率都符合要求。雖然位置g性能不是最好的,但作為對輪轂鍛坯性能的合理評價,力學性能試樣切取位置g是最合適的,一方面,位置g在輪轂零件精確尺寸的幾何中心,最能真實反映最終零件的性能,另外,根據GB/T 16865—2013規定,鍛件力學性能試樣的切取位置為厚度最大處 。

2.4 拉伸試樣規格對檢測結果的影響

7055鋁合金輪轂鍛坯實物和流線如圖5所示,圖中i、j、k是截面上不同規格的3根試樣所在位置。表3為3個不同規格試樣的力學性能測試結果。由表3可知:標距為30 mm和40 mm拉伸試樣的力學性能相當,斷后伸長率分別為11.5%和12.5%,而標距為50 mm的拉伸試樣斷后伸長率只有3.0%,且k號試樣斷裂的位置在標點處。

圖5 7055鋁合金輪轂鍛坯實物和流線示意

表3 3個不同規格試樣的力學性能測試結果

通常情況下,拉伸試樣只需要滿足標距是標距段直徑的5倍,試樣規格不會影響檢測結果,即試樣規格越大,避開微小缺陷(夾雜、渦流等)的機會就越小,可以采集到更多零件本體材料組織,更能全面真實反映零件的性能。然而對于復雜結構鍛件,切取試樣時不能穿越鍛造流線交接區或者流線方向改變區。

3 結論

(1) 在底部徑向位置取樣,方向指向圓心為標準徑向,該試樣的綜合性能最好,抗拉強度為576 MPa,屈服強度為539 MPa,斷后伸長率為7.8%。偏離標準徑向越多,試樣軸線與鍛造流線夾角越大,斷后伸長率越小,偏離到一定程度后,斷后伸長率小于技術要求。

(2) 當拉伸試樣的切取位置太貼近鍛坯表面時,該試樣的抗拉強度、屈服強度以及斷后伸長率均偏低,得到的檢測結果不能用來評估鍛件的真實性能。當試樣的切取位置在變形良好區域,但又沒完全在鍛坯幾何中心時,所檢測結果也不能如實反映零件的性能。

(3) 在相同的徑向位置取樣時,當拉伸試樣不穿過鍛造流線交接區時,不同規格試樣的力學性能測試結果并無差異,標距為30 mm和40 mm試樣的斷后伸長率分別為11.5%和12.5%,當試樣截取位置穿過兩個方向鍛造流線交接區時,斷后伸長率明顯減小,標距為50 mm試樣的斷后伸長率為3.0%,且斷裂位置在標點處。