CN112464533B - 基于预制坯和锻造全过程数值仿真的涡轮盘渐变组织调控方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种基于预制坯和锻造全过程数值仿真的涡轮盘渐变组织调控方法，采用有限元数值模拟技术，选取了合适的锻件预制坯形状尺寸，确定了获得有序渐变组织涡轮盘的锻造和梯度热处理工艺参数，通过调整预制坯特征尺寸和锻造工艺参数，实现了涡轮盘锻造全过程中应变场、梯度温度场和晶粒尺寸分布的主动调控，通过这种控制应变锻造的方法并借助现有的绝热梯度热处理装置解决了现有技术中局部循环冷却水系统引起的过渡界面温度场突变导致晶粒尺寸突变的问题，可消除双性能涡轮盘成形制造后的明显粗晶‑细晶界面，符合双性能涡轮盘组织性能要求。
Description
技术领域
本发明涉及金属材料热加工领域，具体是涉及一种锻造和热处理过程中渐变组织调控的方法，特别涉及一种基于预制坯和锻造全过程数值仿真的涡轮盘渐变组织调控方法。
背景技术
整体化、轻量化是航空航天工业追求的永恒主题。其中某些整体构件不同区域的服役环境具有显著差异，这就要求构件不同区域具备不同的服役性能。以航空发动机涡轮盘为例：服役状态下，涡轮盘盘缘位置温度较高，需要较高的抗蠕变和抗疲劳裂纹扩展的能力；盘芯位置温度较低，但承载的离心力较大，需要较高的屈服强度及低周疲劳性能。众所周知，材料的性能取决于微观组织状态，因此，具有盘缘粗晶、盘芯细晶、过渡区组织有序渐变的双性能涡轮盘能够满足上述服役性能需求。此外，材料的微观组织结构强烈依赖于塑性变形工艺参数和热处理条件。因此，为了实现材料微观组织的梯度分布，必须科学合理设计锻造和热处理工艺参数。
文献“Structural-gradient-materials produced by gradient temperatureheat treatment for dual-property turbine disc,Yongquan Ning,Zekun Yao,Hongzhen Guo,Mingwang Fu,Journal of alloy and compounds,2013,557:27-33”报道：采用热等静压(1030℃/120MPa/1h+1170℃/140MPa/2h)、多次锻造(1110℃/0.15s-1/30％+60％，OQ)和梯度热处理(1080℃/30min，AC)的复合成形工艺实现了FGH4596合金双性能涡轮盘的成形制造。该技术的特点是：通过多次锻造实现了不同锻造阶段下应变量的分配，结合后续的基于局部循环水冷却系统的梯度热处理工艺，最终实现了FGH4596合金涡轮盘从盘缘粗晶到盘芯细晶的晶粒尺寸梯度分布(参见附图1)。但是，涡轮盘锻造全过程中由于未对锻件坯料的结构尺寸进行优化设计，锻造和梯度热处理工艺匹配性尚不够，而且基于局部循环冷却水系统的梯度热处理工装易造成涡轮盘上过渡界面温度场突变等问题，使得FGH4596合金双性能涡轮盘复合成形后的过渡区极窄，存在明显的粗晶-细晶界面突变，这种组织突变现象最终会导致低周疲劳寿命下降、造成疲劳失效。
发明内容
本发明解决的技术问题是：为了克服现有的双性能涡轮盘加工工艺会产生明显粗晶-细晶界面的问题，本发明提供了一种基于预制坯和锻造全过程数值仿真的涡轮盘渐变组织调控方法，该方法结合锻件预制坯和锻造全过程工艺参数设计，通过调整预制坯特征尺寸和锻造工艺参数，以实现该工艺下应变场和梯度温度场的主动调控；通过这种控制应变锻造的方法并借助现有的绝热梯度热处理装置(图2)解决了背景技术中局部循环冷却水系统引起的过渡界面温度场突变的问题，为涡轮盘渐变组织的精确调控提供了有效的途径。
本发明的技术方案是：一种基于预制坯和锻造全过程数值仿真的涡轮盘渐变组织调控方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：采用UG软件绘制等温锻造几何模型，包括上、下模具和预制坯；
步骤2：将步骤1建立的等温锻造几何模型导入ABAQUS软件并装配；设置上、下模具和涡轮盘预制坯的性能参数、设置接触面摩擦因子并进行网格划分；
步骤3：基于再结晶临界应变方程计算临界应变，若当前应变小于再结晶临界应变，再结晶不发生；若当前应变大于等于再结晶临界应变，根据涡轮盘材料锻造阶段再结晶晶粒尺寸模型计算材料再结晶体积分数和晶粒尺寸；
步骤4：通过步骤3中的子程序进行计算，得到不同预制坯形状尺寸、锻造温度和变形速度下涡轮盘的等效应变和晶粒尺寸分布；
步骤5：根据步骤4等效应变的计算结果，以涡轮盘上特征位置处理想等效应变为参考计算相对误差：
式中：εi,calculated表示锻造后第i个特征点的实际等效应变值；εi,desired表示锻造后第i个特征点的理想等效应变值；选取等效应变相对误差最小的预制坯形状和锻造工艺参数；
步骤6：在ABAQUS/CAE中建立涡轮盘梯度热处理工装几何模型(涡轮盘、蓄热块与容壳)；
步骤7：将步骤6中的各个部件组合装配，设置涡轮盘、蓄热块与容壳等部件材料性能参数；设置接触面的主从性质、接触面界面传热系数及材料热辐射系数；并进行网格划分；
步骤8：基于涡轮盘材料热处理阶段晶粒尺寸模型，编写热处理过程中晶粒尺寸的子程序USDFLD，调试后另存为后缀为.for的文件；将USDFLD子程序应用于ABAQUS/Standard求解器中，用于重新定义积分点场变量；
步骤9：根据步骤8中的子程序进行计算，获得不同炉内温度和热处理时间下涡轮盘梯度温度场下的晶粒尺寸分布；
步骤10：根据步骤9得到的晶粒尺寸的计算结果，以涡轮盘上特征位置处理想晶粒尺寸为参考计算相对误差：
式中：di,calculated表示第i个特征点的实际晶粒尺寸(μm)；di,desired表示第i个特征点的理想晶粒尺寸(μm)；选取晶粒尺寸相对误差最小的热处理工艺参数；
步骤11：根据前面步骤得到的预制坯形状、锻造和梯度热处理工艺参数进行锻造和热处理试验，开展微观组织检测，验证工艺设计的可靠性。
本发明进一步的技术方案是：编写变形过程中再结晶晶粒尺寸的子程序VUSDFLD，调试后另存为后缀为.for的文件；将VUSDFLD子程序应用于ABAQUS/Explict求解器中，用于重新定义积分点场变量。
发明效果
本发明的技术效果在于：采用有限元数值模拟技术，选取了合适的锻件预制坯形状尺寸，确定了获得有序渐变组织涡轮盘的锻造和梯度热处理工艺参数，通过调整预制坯特征尺寸和锻造工艺参数，实现了涡轮盘锻造全过程中应变场、梯度温度场和晶粒尺寸分布的主动调控，通过这种控制应变锻造的方法并借助现有的绝热梯度热处理装置(图2)解决了背景技术中局部循环冷却水系统引起的过渡界面温度场突变导致晶粒尺寸突变的问题，可消除双性能涡轮盘成形制造后的明显粗晶-细晶界面，符合双性能涡轮盘组织性能要求。
附图说明
图1为文献中试验棒材梯度热处理后的微观组织形貌
图2为基于绝热模具工装的梯度热处理炉
图3为三种预制坯形状示意图：(a)方案A；(b)方案B；(c)方案C
图4为预制坯形状对GH4586合金涡轮盘等效应变的影响(变形温度1080℃，变形速度5mm·s-1)：(a)方案A；(b)方案B；(c)方案C
图5为预制坯形状对GH4586合金涡轮盘晶粒尺寸的影响(变形温度1080℃，变形速度5mm·s-1)：(a)方案A；(b)方案B；(c)方案C
图6为变形温度对GH4586合金涡轮盘等效应变的影响(变形速度5mm·s-1):(a)1060℃；(b)1080℃；(c)1100℃
图7为变形温度对GH4586合金涡轮盘晶粒尺寸的影响(变形速度5mm·s-1):(a)1060℃；(b)1080℃；(c)1100℃
图8为变形速度对GH4586合金涡轮盘等效应变的影响(变形温度1080℃)：(a)1mm·s-1；(b)5mm·s-1；(c)10mm·s-1
图9为变形速度对GH4586合金涡轮盘晶粒尺寸的影响(变形温度1080℃)：(a)1mm·s-1；(b)5mm·s-1；(c)10mm·s-1
图10为梯度热处理炉内温度对GH4586合金涡轮盘晶粒尺寸的影响(保温时间4h):(a)1080℃；(b)1100℃；(c)1120℃；(d)1140℃
图11为梯度热处理时间对GH4586合金涡轮盘晶粒尺寸的影响(炉内温度1120℃)：(a)0.5h；(b)1h；(c)1.5h；(d)2h；(e)2.5h；(f)3h；(g)3.5h；(h)4h
图12为梯度热处理后GH4586合金涡轮盘上金相试样选取位置及相应微观组织形貌(变形温度1080℃，变形速度5mm·s-1，炉内温度1120℃，保温时间4h)
具体实施方式
参见图1—图12，本发明解决锻件预制坯和锻造全过程工艺参数设计及可靠性验证等问题所采用的技术方案：基于有限元数值模拟技术，研究预制坯形状尺寸、等温锻造工艺、梯度热处理工艺对涡轮盘上等效应变和晶粒尺寸分布的影响规律，基于上述规律，首先以涡轮盘上理想等效应变分布为目标，优选预制坯形状和锻造工艺参数；再以涡轮盘上理想晶粒尺寸分布为目标，优选梯度热处理工艺参数。基于优选的锻造和梯度热处理工艺，采用锻造设备和基于绝热模具工装的梯度热处理炉进行工艺试验和微观组织检测，验证工艺参数选取的可靠性。其具体工艺步骤如下：
(1)采用UG软件绘制涡轮盘等温锻造模具和不同形状尺寸的预制坯。
(2)将步骤(1)建立的等温锻造几何模型导入ABAQUS软件中的PART模块中，上、下模具设置为离散刚体材料，涡轮盘设置为可变形材料；在PROPERTY模块设置涡轮盘材料性能参数；在ASSEMBLE模块中将上、下模和预制坯按照需求进行装配；在INTERACTION模块中设置上、下模与预制坯接触面的摩擦因子；在MESH模块中对预制坯进行网格划分，类型选择CAX4R，方法为自由划分。
(3)在LOAD模块中固定下模位置，定义上模的压下量，设置锻造温度；在STEP模块中选择求解类型Dynamic Explicit，通过设置压下时间来间接确定变形速度。
(4)基于涡轮盘材料锻造阶段再结晶晶粒尺寸模型，编写变形过程中再结晶晶粒尺寸的子程序VUSDFLD，调试后另存为后缀为.for的文件。将VUSDFLD子程序应用于ABAQUS/Explict求解器中，用于重新定义积分点场变量。
(5)在JOB模块中调用步骤(4)中的VUSDFLD子程序提交并进行计算，获得不同预制坯形状尺寸、锻造温度和变形速度下涡轮盘的等效应变和晶粒尺寸分布。
(6)由步骤(5)等效应变的计算结果，以涡轮盘上特征位置处理想等效应变为参考计算相对误差：
式中：εi,calculated表示锻造后第i个特征点的实际等效应变值；εi,desired表示锻造后第i个特征点的理想等效应变值。选取等效应变相对误差最小的预制坯形状和锻造工艺参数。
(7)通过ABAQUS/CAE中的造型功能，建立涡轮盘梯度热处理工装几何模型。
(8)在PROPERTY模块中设置涡轮盘、蓄热块与容壳材料性能参数；在ASSEMBLE模块将各个部件组合装配；在STEP模块中选择求解类型为heat transfer，设置增量步的自动调整范围；在INTERACTION模块中设置各个部件之间接触面的主从性质、接触面界面传热系数及材料热辐射系数；在MESH模块中对各个部件进行网格划分，类型选择为DCAX4。
(9)在Load模块中设置工装初始温度和炉内温度。
(10)基于涡轮盘材料热处理阶段晶粒尺寸模型，编写热处理过程中晶粒尺寸的子程序USDFLD，调试后另存为后缀为.for的文件。将USDFLD子程序应用于ABAQUS/Standard求解器中，用于重新定义积分点场变量。
(11)在JOB模块中调用步骤(10)中的USDFLD子程序提交并进行计算，获得不同炉内温度和热处理时间下涡轮盘梯度温度场下的晶粒尺寸分布。
(12)由步骤(11)晶粒尺寸的计算结果，以涡轮盘上特征位置处理想晶粒尺寸为参考计算相对误差：
式中：di,calculated表示第i个特征点的实际晶粒尺寸(μm)；di,desired表示第i个特征点的理想晶粒尺寸(μm)；选取晶粒尺寸相对误差最小的热处理工艺参数。
(13)根据步骤(6)和(12)优选的预制坯形状、锻造和梯度热处理工艺参数进行锻造和热处理试验，开展相应的微观组织检测，验证方案的可靠性。
以下结合具体实施例子，对本发明做进一步说明。以下实施例仅用于说明本发明而非用于限制本发明的范围。
以获得GH4586合金涡轮盘有序渐变组织为具体实施对象：
(1)采用UG软件绘制涡轮盘等温锻造模具和不同形状的预制坯(参见附图3)，并存储为.IGES文件格式。
(2)将步骤(1)建立的等温锻造几何模型导入ABAQUS软件中的PART模块中，上、下模具设置为离散刚体材料，GH4586涡轮盘设置为可变形材料。在PROPERTY模块中设置GH4586合金性能参数。其中合金密度8.39g·cm-3，塑性性能通过热模拟压缩试验获得的流动应力-应变曲线确定，杨氏模量查询手册获得，泊松比设为0.3。对于已知温度范围外的材料性能参数，通过ABAQUS软件的差值算法进行推算。在ASSEMBLE模块中将上、下模和预制坯按照需求进行装配；在INTERACTION模块中设置上、下模与预制坯接触面的摩擦因子；在MESH模块中对预制坯进行网格划分，类型选择CAX4R，方法为自由划分。
(3)在LOAD模块中固定下模位置，定义上模的压下量h＝150mm，设置锻造温度分别为1060℃、1080℃、1100℃；在STEP模块中选择求解类型Dynamic Explicit，通过设置压下时间来间接确定变形速度1mm·s-1、5mm·s-1、10mm·s-1。
(4)基于确立的锻造阶段GH4586合金再结晶晶粒尺寸模型：
ln(ddrx)＝12.70771-0.150726lnZ
式中：ddrx为再结晶晶粒尺寸(μm)；Z为Zene-Hollomon参数；
为应变速率(s-1)；R为气体常数；T为变形温度(℃)。编写锻造过程中再结晶晶粒尺寸的子程序VUSDFLD，调试后另存为后缀为.for的文件。将VUSDFLD子程序应用于ABAQUS/Explict求解器中。
(5)在JOB模块中调用步骤(4)中的VUSDFLD子程序，提交并进行计算，获得不同预制坯形状、锻造温度和变形速度下涡轮盘的等效应变和晶粒尺寸分布(参见附图4、5、6、7、8、9)。
(6)基于步骤(5)的数值模拟结果，以涡轮盘上特征位置处理想等效应变为参考计算相对误差，选取等效应变相对误差最小的预制坯方案C，锻造温度1080℃、变形速度1mm·s-1为最优的预制坯形状和锻造工艺参数。
(7)通过ABAQUS/CAE中的造型功能，建立GH4586涡轮盘梯度热处理工装几何模型。
(8)在PROPERTY模块中设置涡轮盘的材料为GH4586合金，设置蓄热块与容壳的材料为GH4202合金，设置隔热层材料为隔热棉；在ASSEMBLE模块将各个部件组合装配；在STEP模块中选择求解类型为heat transfer，设置增量步的自动调整范围；在INTERACTION模块中设置各个部件之间接触面的主从性质、接触面界面传热系数及材料热辐射系数(金属材料为0.75；隔热棉为0.5)等相关物理性能参数；在MESH模块中对各个部件进行网格划分，类型选择为DCAX4。
(9)在Load模块中设置工装初始温度为20℃，设置炉内温度分别为1080℃、1100℃、1120℃、1140℃。
(10)基于Anelli方程确定GH4586合金固溶热处理过程中晶粒长大模型：
式中：dg为晶粒尺寸(μm)；d0为初始晶粒尺寸(μm)；t为保温时间(min)；R为气体常数；T为热处理温度(℃)。编写热处理过程中晶粒尺寸的子程序USDFLD，调试后另存为后缀为.for的文件。将USDFLD子程序应用于ABAQUS/Standard求解器中。
(11)在JOB模块中调用步骤(10)中的USDFLD子程序，提交并进行计算，得到不同炉内温度和热处理时间下涡轮盘的晶粒尺寸分布(参见附图10、11)。
(12)基于步骤(11)的数值模拟结果，以涡轮盘上特征位置处理想晶粒尺寸为参考计算相对误差，选取晶粒尺寸相对误差最小的炉内温度1120℃、梯度热处理时间为4h为最优的热处理工艺参数。
(13)在预制坯形状方案C、锻造温度1080℃、变形速度1mm·s-1、炉内温度1120℃和梯度热处理时间4h下进行GH4586合金涡轮盘锻造和梯度热处理工艺试验，试验完成后观察涡轮盘上的微观组织形貌，试样选取位置及相应微观组织形貌参见附图12。可以看出试验结果与有限元数值模拟结果相吻合，验证了该方法的可靠性。
Claims (2)
1.一种基于预制坯和锻造全过程数值仿真的涡轮盘渐变组织调控方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：采用UG软件绘制等温锻造几何模型，包括上、下模具和预制坯；
步骤2：将步骤1建立的等温锻造几何模型导入ABAQUS软件并装配；设置上、下模具和涡轮盘预制坯的性能参数、设置接触面摩擦因子并进行网格划分；
步骤3：基于再结晶临界应变方程计算临界应变，若当前应变小于再结晶临界应变，再结晶不发生；若当前应变大于等于再结晶临界应变，根据涡轮盘材料锻造阶段再结晶晶粒尺寸模型计算材料再结晶体积分数和晶粒尺寸；
步骤4：通过步骤3中的子程序进行计算，得到不同预制坯形状尺寸、锻造温度和变形速度下涡轮盘的等效应变和晶粒尺寸分布；
步骤5：根据步骤4等效应变的计算结果，以涡轮盘上特征位置处理想等效应变为参考计算相对误差：
式中：εi,calculated表示锻造后第i个特征点的实际等效应变值；εi,desired表示锻造后第i个特征点的理想等效应变值；选取等效应变相对误差最小的预制坯形状和锻造工艺参数；
步骤6：在ABAQUS/CAE中建立涡轮盘梯度热处理工装几何模型(涡轮盘、蓄热块与容壳)；
步骤7：将步骤6中的各个部件组合装配，设置涡轮盘、蓄热块与容壳等部件材料性能参数；设置接触面的主从性质、接触面界面传热系数及材料热辐射系数；并进行网格划分；
步骤8：基于涡轮盘材料热处理阶段晶粒尺寸模型，编写热处理过程中晶粒尺寸的子程序USDFLD，调试后另存为后缀为.for的文件；将USDFLD子程序应用于ABAQUS/Standard求解器中，用于重新定义积分点场变量；
步骤9：根据步骤8中的子程序进行计算，获得不同炉内温度和热处理时间下涡轮盘梯度温度场下的晶粒尺寸分布；
步骤10：根据步骤9得到的晶粒尺寸的计算结果，以涡轮盘上特征位置处理想晶粒尺寸为参考计算相对误差：
式中：di,calculated表示第i个特征点的实际晶粒尺寸(μm)；di,desired表示第i个特征点的理想晶粒尺寸(μm)；选取晶粒尺寸相对误差最小的热处理工艺参数；
步骤11：根据前面步骤得到的预制坯形状、锻造和梯度热处理工艺参数进行锻造和热处理试验，开展微观组织检测，验证工艺设计的可靠性。
2.如权利要求1所述的一种基于预制坯和锻造全过程数值仿真的涡轮盘渐变组织调控方法，其特征在于，编写变形过程中再结晶晶粒尺寸的子程序VUSDFLD，调试后另存为后缀为.for的文件；将VUSDFLD子程序应用于ABAQUS/Explict求解器中，用于重新定义积分点场变量。
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