航空鈦合金緊固件因其高比強度、卓越耐腐蝕性及優異的高溫穩定性，已成為航空、航天裝備實現輕量化與高性能化設計的核心基礎元件。在現代飛行器追求輕質高效的背景下，此類緊固件在航空發動機、機身連接及復合材料結構裝配等領域發揮著不可或缺的作用。

熱鐓鍛成形是制造高強度鈦合金緊固件的核心工藝，通過高溫局部鐓粗成形，能顯著提升材料成形能力與組織致密性，廣泛應用于TC4等鈦合金的制造。然而，在工程應用中，傳統工藝仍存在參數匹配不科學、變形不均、組織控制難等問題，制約了產品質量與生產效率。

因此，面向高端裝備對緊固件性能的嚴苛要求，開展熱鐓鍛工藝系統優化研究尤為迫切。本研究以TC4鈦合金為對象，旨在通過優化關鍵工藝參數，顯著提升緊固件的成形精度、組織均勻性與綜合性能，為我國航空緊固件制造技術提供參考。

1、熱鐓鍛成形工藝基礎

1.1　工藝原理與特點

熱鐓鍛成形工藝的產業化進程始于20世紀中期，隨著航空航天工業對高強度合金緊固件需求的增長而迅速發展。我國自20世紀80年代起，通過系統引進并消化吸收國外先進裝備與工藝，逐步掌握了鈦合金緊固件的熱鐓鍛成形技術，實現了從技術引進到自主生產的跨越。

該工藝的本質是將鈦合金坯料加熱至再結晶溫度以上，然后進行塑性成形，能有效解決TC4等高強度鈦合金室溫下成形難、易開裂的問題。其基本物理加工過程涵蓋加熱、塑性變形與微觀組織變化3個核心階段。

1.2　關鍵工藝參數分析

加熱溫度、變形速度與摩擦系數是決定航空鈦合金緊固件熱鐓鍛成形質量的核心工藝參數。三者共同影響材料的宏觀力學響應與微觀組織演變，直接決定成形件的流線完整性、缺陷發生率及尺寸精度。以下對各參數的作用機制及影響展開分析。

第一，加熱溫度作為基礎參數，主導材料的高溫塑性與流動性。溫度過高易引發晶粒粗大或表面氧化，溫度過低則導致變形抗力升高甚至開裂。TC4鈦合金在適宜高溫下可觸發動態再結晶，細化晶粒并提升組織均勻性。第二，變形速度影響應變速率與再結晶過程。速度過高可能引起局部過熱與變形不均，速度過低則會增加能耗、降低效率。適度提高變形速度可借助應變率強化效應降低變形抗力，但需控制絕熱升溫導致的組織異常。第三，摩擦系數反映模具與坯料間的潤滑狀態。降低摩擦系數有助于材料流動與型腔填充，減少表面缺陷和模具磨損，并提升構件疲勞性能，但需兼顧工藝可行性。

為定量表征參數規律，需研究材料的高溫變形行為。TC4作為典型α+β鈦合金，高溫下呈現熱軟化與動態再結晶特征，流變應力隨溫度升高而降低，隨應變速率提高而略有上升，但可保持穩定流動。

Gleeble熱模擬曲線如下頁圖1所示，TC4在850~1000℃、不同應變速率(0.01~10 s?1)下呈現典型熱變形特征：初始加工硬化使應力快速上升，峰值后動態再結晶導致應力趨于穩定或緩降，明確驗證了溫度與應變速率的主導作用。

2、熱鐓鍛工藝優化方法

2.1　參數優化策略

在熱鐓鍛工藝優化研究中，基于關鍵參數分析，調控加熱溫度、變形速度與摩擦系數可實現鐓鍛力、材料流動性與微觀組織的協同優化。為有效實現該目標，需借助科學的試驗設計方法。正交試驗法作為高效的多因素、多水平優化手段，其原理是通過部分代表性試驗替代全面試驗，在保持因素均衡搭配的前提下，以最少試驗次數識別各因素的主次影響及潛在交互作用。本研究選用L?正交表，采用三因素、三水平參數組合，系統評估各工藝參數對成形質量的影響。具體參數見表1。在試驗數據處理上采用MATLAB軟件來進行極差分析、方差計算，然后通過比較各因素不同水平下響應指標（鐓鍛力和損傷值）的均值來找出最優參數組合。同時利用軟件強大的矩陣運算和圖形化顯示功能建立工藝參數與質量指標之間的對應關系，以保證優化結果理論性與工程可行性的統一。

表1　正交試驗因素水平表

2.2　優化效果理論分析

基于前述參數優化策略所獲得的正交試驗數據，得到正交試驗結果如表2所示。

基于上述數據，通過比較各因素不同水平下響應值的均值，得出理論最優工藝參數組合為：加熱溫度為1000℃、變形速度為300 mm/s、摩擦系數為0.3，如圖2所示。

表2　正交試驗結果

3、實驗驗證與性能評價

3.1　實驗方案設計

為驗證理論最優工藝參數（1000℃，300 mm/s，摩擦系數0.3）的可行性，本研究設計了系統的實驗方案。實驗選用符合航空標準的TC4鈦合金棒材，核心內容包括兩部分：

第一，材料本構關系獲取。在Gleeble-1500D熱模擬試驗機上進行等溫壓縮試驗，用以精確表征材料在高溫下的流變行為。

第二，工藝適用性驗證。在400 t高速精密壓力機上進行實際熱鐓鍛成形試驗，以驗證參數組合的工程效果。

3.2　具體實驗流程

第一，熱壓縮試驗。試樣以10℃/s速率加熱至1000℃后保溫5 min，確保溫度均勻，隨后以300 mm/s的變形速度進行壓縮，真應變控制為1.2。

第二，熱鐓鍛試驗。采用感應加熱對坯料局部加熱，控制溫度在（1000±10）℃范圍，通過模具與沖頭配合控制摩擦條件，實現單次精密成形。

實驗過程中采用K型熱電偶、激光測速儀與高速攝像系統分別監測溫度、速度及材料流動過程。成形后，利用三坐標測量機評估頭部直徑、同軸度等尺寸精度；采用光學顯微鏡分析初生α相等微觀組織演變；通過粗糙度儀檢測表面折疊、裂紋等缺陷。

3.3　成形質量評價

本研究采用宏觀形貌觀察與金相組織分析相結合的方法，系統評價了工藝優化前后鍛件的成形質量。

宏觀檢測顯示，優化后鍛件表面光潔度顯著提升，飛邊均勻，未見宏觀裂紋。金相分析進一步揭示，其內部流線連續完整，晶粒尺寸分布更為均勻。微觀組織分析表明，優化工藝促進了充分的動態再結晶，使原始β晶界完全破碎，形成了細小均勻的等軸組織。具體表現為，初生α相尺寸分布區間由優化前的15~45 μm優化至20~35 μm，次生α相體積分數從18%提升至25%，組織均勻性大幅改善，這為抑制應力集中、提升疲勞性能奠定了堅實的微觀基礎。

缺陷與精度測量數據定量地證實了優化效果，具體對比如表3所示。

表3　工藝優化前后成形質量指標對比

由表3可知，優化后折疊缺陷發生率顯著降低，裂紋缺陷基本消除。尺寸精度方面，頭部直徑誤差與桿部同軸度誤差均明顯減小，表面粗糙度亦大幅下降。

3.4　力學性能測試與分析

在熱鐓鍛工藝優化研究中，力學性能檢測階段要通過對優化前后TC4鈦合金螺栓試樣做拉伸和疲勞試驗以評定工藝參數改變對材料力學性能的影響。拉伸試驗使用萬能材料試驗機按照ASTM E8的標準來進行，疲勞試驗采用高頻疲勞試驗機，應力比設為0.1，頻率設為10 Hz，模擬航空緊固件的實際服役條件，如表4所示。

表4　TC4鈦合金熱鐓鍛工藝優化前后力學性能對比

實驗結果表明，工藝優化后的試樣抗拉強度由原來的895 MPa提高到了940 MPa，屈服強度由825 MPa提高到了880 MPa，斷后伸長率由12%增加到15%。性能提高主要是由于在優化工藝條件下獲得均勻細小組織，有效地抑制了裂紋的萌生，提高了材料的變形能力。疲勞試驗表明，在最大應力為600 MPa的循環載荷作用下，優化后試樣的中值疲勞壽命由原來的1.2×10?周次，顯著提高到了2.8×10?周次，疲勞強度分散帶也明顯變小，說明該材料抗疲勞的能力有實質性的提高。

4、結語

通過熱鐓鍛工藝優化，TC4鈦合金緊固件的成形質量得到全面改進。具體表現為：折疊缺陷發生率由8.5%降至1.2%，頭部直徑誤差從±0.15 mm縮減至±0.05 mm，桿部同軸度誤差由0.12 mm優化至0.04 mm，表面粗糙度由6.8 μm降低至2.3 μm，有效保障了零件的尺寸精度與表面完整性。

在力學性能上，優化工藝使得抗拉強度由895 MPa提升到940 MPa，屈服強度由825 MPa提升到880 MPa，斷后伸長率由12%提升到15%。疲勞測試表明，600 MPa應力下疲勞壽命由1.2×10?周次明顯提高到2.8×10?周次，表明抗疲勞性能大幅增強。

本研究確定的優化工藝參數組合（加熱溫度1000℃、變形速度300 mm/s、摩擦系數0.3）實現了成形質量與力學性能的協同優化，為航空緊固件的高精度制造提供了可靠工藝基礎。

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（注，原文標題：航空鈦合金緊固件熱鐓鍛成形工藝優化方法_彭晨晞）

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