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(jīng)典的輕金屬材料,在未來相當長時間內(nèi),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(shù)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(chǎn)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(guī)定,鍛件的取樣方式通常由用戶和供方協(xié)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(guī)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(jù)。

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(guī)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(jù)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(zhì)量分數(shù)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(guī)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(chǎn)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(guī)定。擠壓材取樣位置如圖1所示,通常只規(guī)定擠壓材的縱向性能,且截面為相對規(guī)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(guī)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(jù)零件形狀、尺寸規(guī)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(guī)定模鍛件的取樣方式,通常是用戶與鍛件提供方協(xié)商確定取樣位置。然而,必須要依據(jù)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(jīng)過以上分析可知,航空鋁合金鍛件取樣的依據(jù)是零件在服役過程中的受力情況。只有根據(jù)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?qū)z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

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(yè)用鋁合金鍛件》和GJB 2351—1995 《航空航天用鋁合金鍛件規(guī)范》中規(guī)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(guī)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(guī)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

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(jù)GB/T 16865—2013規(guī)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(guī)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(guī)格的3根試樣所在位置。表3為3個不同規(guī)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 57055鋁合金輪轂鍛坯實物和流線示意

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(guī)格不會影響檢測結果,即試樣規(guī)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(qū)或者流線方向改變區(qū)。

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(qū)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(qū)時,不同規(guī)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(qū)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。

文章來源——材料與測試網(wǎng)