在飛機及發動機結構中,承力 、 傳力結構的重要件和關鍵零件一般需要進行鍛造。 航空鍛件在鍛壓行業中屬于技術含量最高 、 質量要求最嚴 、 價格最為昂貴的一類鍛件。 其中大型航空鈦鍛件所用材料和成形技術是彰顯國家綜合國力的標志之一 。 1、大型航空鍛件材料應用現狀 航空鍛件一般選用高比強度 、 比剛度的材料,大型航空鍛件用材料主要包括鈦合金 、 超高強度鋼 、 鋁合金三大類 。 1.1 大型航空鍛件用鈦合金 鈦合金由于其高比強度 、 比剛度 、 耐蝕性等優異性能 ， 在航空工業得到了廣泛的應用 ， 對飛機結構減重和零件的使用壽命提高都有顯著效果 。 特別是對于軍用飛機 ， 一些重要的結構部件如翼梁 、 隔框 、 起落架等廣泛采用鈦合金鍛件加工而成 ， 單件重量高 ， 尺寸和截面積大 。 例如波音B747 飛機主起落架支架梁 8 個件號采用TibAb V鈦合金鍛件 ， 單件重 1724 kg, 長度6.2 叫投影面積 4.1 m' 。 空客 A380 飛機兩個六輪三軸小車式主起落架載重梁采用 Ti-1023鈦合金鍛件 ， 長4.255m ， 重量3210kg 。 美國洛克希德公司研發的第四代戰斗機F22 隔框采用TibAobV ELI 鍛件 ， 單件重量達771kg以上 ， 投影面積4.06 m2。 目前航空用鈦合金主要牌號有 TC4 、 TC18 、TC21 、 TA15 、 TB6 ( 美 Ti-1023 合金 ) 等 。 其中TC18 由于淬透性最大 ， 適合制造大型鍛件 ， 目前國內應用最多 。 俄羅斯根據波音和空客等民機需求 ， 在 TC18 合金基礎上 , 通過降低易偏析元素 Fe的含量 ， 開發了 Ti-55531 鈦合金 。 Ti-55531 強度較高 , 而且具有優越的淬透性和更寬的加工窗口 , 目前已在 A380 飛機吊掛接頭和起落架支柱等零件上使用 ， 國內 C919 飛機也開展了國產材料研制工作 ， 國內重型直升機也正在利用此材料研發大型直升機槳轂中央件 。 目前收集到的數據表明 : Ti-55531 與 TC21 、 TC18 相比 ， 抗拉強度較高 ，塑性和斷裂韌性較低 ， 但 Ti-55531 在 =11 MPa - 條件下的抗裂紋擴展能力明顯優于TC21 和 TC18 合金 ， 說明其裂紋萌生壽命較長 ， 疲勞極限較高 ， 適合長壽命設計 。 1.2 大型航空鍛件用超高強度鋼 室溫條件下抗拉強度大于1400 MPa 、 屈服強度大于1200 MPa 的鋼稱為超高強度鋼 ， 通常還要求具有良好的塑韌性 、 優異的疲勞性能 、 斷裂韌性和抗應力腐蝕性能 。 航空用超高強度鋼主要用于起落架 、 傳動齒輪 、 主軸承和對接螺栓等關鍵構件 。 中國于 20 世紀 50 年代初研制成功30CrMnSiNi2A 超高強度鋼， 抗拉強度為 1700MPa。 20 世紀 70 年代初 ， 結合中國資源條件 ， 研制成功 32Si2Mn2MoVA 和 40CrMnSiMoVA 鋼 。 1980 年以來 ， 從國外引進新技術 ， 采用真空冶煉新工藝 ， 先后研制出 34SMMnCrMvVA ( 406A ) 、35CrNMMoA 、 40CrNMSiMvVA(300M) 和 18Ni 馬氏體時效鋼 。 超高強度鋼的研發為中國航空工業發展打下了堅實基礎⑷ 。 隨著超高強度鋼的不斷研究發展 ， 大型航空鍛件用超高強度鋼主要有以下幾個發展方向 ： (1) 2200 MPa 級以上超高強度鋼 。 在保證強度的前提下 , 塑性 、 韌性 、 疲勞性能 、 裂紋擴展速度和抗應力腐蝕等綜合性能優于廣泛應用的 300M 鋼水平 。  ( 2) 超高強度不銹鋼 ， 作為下一代艦載飛機起落架的備選材料 。 ( 3) 低成本超高強度鋼 ， 用于性能要求不高的場合 , 例如民用飛機 、 大型無人機等 。 1.3 大型航空鍛件用高強度鋁合金 鋁合金由于具有密度低 、 比強度高 、 耐腐蝕性好 、 塑性和加工性能好 、 成本低等一系列優點 ， 在航空方面一直是飛機機體結構的主要材料之一岡 。 當今世界各國航空鍛件用鋁合金主要是2XXX 系 ( 2024 、 2224 、 2324 、 2424 、 2524 等 ) 和超高強度系的 7XXX 系 (7075 、 7475 ,7050,7150,7055 、7085 等 )o 2 XXX 系鋁合金屬于 Al-Cu-Mg 系合金 , 被稱為高強度硬鋁 ， 是用途最廣泛的鋁合金之一 ， 抗拉強度為 400 ~500 MPa, 比 7XXX 系鋁合金的室溫強度低 ， 但耐熱性 、 疲勞特性 , 特別是抗疲勞裂紋擴展性都優于 7XXX 系鋁合金 。 典型代表2124 廣泛應用于 F22 、 F35 的主體結構 。 7 XXX 系鋁合金屬于 Al-Cn-Mg-Cu 系合金 ， 這類合金具有高的比強度和硬度 、 較好的耐蝕性和較高的韌性 、優良的加工性能 。 典型代表是 7050 鋁合金 ， 在大型航空鍛件方面主要用于加強框 、 承力梁及接頭等主承力結構 。 我國通過微合金化以及熱處理制度等方式研制了 7A85 鋁合金 ， 與國外 7085 鋁合金性能相當 。 7A85 鋁合金較 7075 、 7175 、 7050 合金大幅度提高了 Zn 的含量 ， 降低 Mg 的含量 ， 并對 Fe 、 Si 等雜質元素含量進行了嚴格的控制 ， 使得 7A85 合金在保持較高強度水平下 ， 還具有韌性好 、 疲勞強度高和抗應力腐蝕性能好等優良綜合性能 。 與7050M7452 鍛件比較 ,7A85 鍛件具備了更高的淬透性 ， 淬透層深度可達到 305 mm, 而 7050 淬透層厚度為 203 mm, 更適合制造厚大截面航空零件 。 國外 7085 合金已在大型民用飛機 A380 客機的機翼主梁 、 肋等結構獲得成功應用 ， 該機翼主梁長6.4 m 、 寬 1.9 叫重達 3.9 t, 是目前世界上最大的鋁合金鍛件之一 。 2、大型航空鍛件成形技術應用現狀 大型航空鍛件成形技術主要包括等溫鍛造 、多向鍛造和普通熱模鍛鍛造  。因等溫鍛造 、 多向鍛造受外部客觀約束條件較多 , 未在國內廣泛應用 ， 因此 ， 本文主要介紹普通熱模鍛鍛造技術 。 20 世紀 60 年代至 90 年代 , 國內主要設備為錘擊設備 ， 如 1 MN 對擊錘 、 0. 4 MN 對擊錘 、 0. 16 MN錘 、 0. 10 MN 錘 、 0. 05 MN 錘等⑴ ］ , 圍繞設備原鍛造主要是靠傳統經驗及試錯方式進行生產分段鍛件 ( 鍛件長度不超 2 m, 投影面積小于 0.7 m), 即設計 1 套模具靠多火次小變形來制造鍛件 ， 首批試制如成形不足和性能不滿足要求 ， 再通過修模進行二次或多次試制 , 直到滿足要求為止 , 該方式鍛件余量大 、 制造周期長 、 制造成本高 。 進入21世紀 ， 國內出現以 800 MN 大型模鍛壓機為代表的大型鍛壓設備 , 同時配合數值模擬技術 , 鍛造技術進入快速創新迭代階段 , 鍛造技術進入 “ 可預測 、 可創新 、 可重復 、 可追溯 ” 四可階段 ， 即技術人員用可控壓機設備和數值模擬軟件可提前預測鍛件成形和組織性能預判 , 精化鍛件余量 ， 縮短了生產周期 ， 降低了制造成本 ， 并進一步提高了鍛件質量氏 ］ 。 形成了短流程綠色形性協同成形技術 ， 并取得了一系列關鍵核心技術 。 (1) 提出了超大規格鈦合金整體鍛件短流程模鍛成形工藝新思路 : 以組織缺陷抑制與均勻流變的制造能場為邊界條件 , 采用整體化設計及多套模具工裝制造 , 整體框鍛坯采用短流程制造 ， 將傳統制造的鍛坯火次大大減少 ， 火次減少 50% 左右 ， 見圖 1。 (2) 研發出鈦合金鍛件保溫及控溫分流成形技術 、 大型整體鍛件擠壓擴孔降壓成形技術 、 鍛件局部變形死區改善及變形均勻分配技術 、 大型簡易制造綠色長壽命堆焊模具 ， 發明毛坯制坯件外形簡化設計匹配模鍛變形控制技術 。 (3) 大型整體鍛件擠壓擴孔降壓成形技術 :通過優化設計制坯件 ， 降低制坯件內孔連皮 、 外廓飛邊材料消耗 ， 并匹配制坯件和預鍛件 ， 巧妙運用“ 力的分解 ” ， 實現在預鍛壓制初始階段制坯件 心 心與預鍛模具中 & 接觸時 ， 產生水平分力 ， 該力擠壓推動整體框制坯件孔部快速向外側整體移動 ，內孔高效擴孔 ； 預鍛壓制后期階段再通過壓薄制 坯件 乩 進一步提供坯料 ， 保證預鍛件充滿成形 。 最終實現料工比由 2 ~2.5 降低至 1.6 ~2. 1 ， 提高每火次的變形量及變形均勻性 、 過程的可控性和一致性 ， 成型示意圖見圖 2 。 (4) 鍛件局部變形死區改善及變形均勻分配技術 : 通過在預制坯件上下表面或工裝模具中設計 R R 凹槽 、 點陣凹槽 、 凸 R R 體 、 波浪型等輔助結構 , 可改善鍛件表面變形死區 , 提高鍛件表層變形量與鍛件變形均勻性 ， 鍛件本體應變由 0. 1 ~0. 6變為 0.2-0.4 ， 保證了鍛件組織性能均勻性 ， 改善前后示意圖見圖 3 、 圖 4 。 由圖可見 ， 改善前變形不均勻 ， 表面變形小 ， 心部變形大 ; 改善后表面到心部變形均勻 。 3、結語 大型航空鈦鍛件中有相當數量的關鍵零件 , 例如飛機主起落架 、 起落架活塞套筒 、 飛機大梁等,都是關系飛機可靠性與壽命的重要零件,必須嚴格控制材料質量和鍛造工藝 。 因此 ， 必須根據不同材料特點,結合企業鍛造設備能力的實際情況 開發出相適應的鍛造工藝 ， 并與飛機的特定需求相結合 , 才能發揮出最大的技術優勢 ， 助力中國航空工業的發展 。 參考文獻 [1] 彭玲玲 . 航空工業需要協調發展 — — 訪中國工程院院士馮培德 [J]. 中國科技獎勵 ， 2011 (10) ：33 -34. 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