樊振中，丛延，吴凌华，李卫东，罗磊，张杨，刘国，张勇为，王刚，肖佑涛
基于ProCAST的ZL114A尾段壳体凝固成形数值模拟与工艺优化
樊振中1,2*，丛延3，吴凌华4，李卫东5，罗磊4，张杨5，刘国5，张勇为5，王刚5，肖佑涛5
（1.中国航发北京航空材料研究院，北京 100095；
2.北京市先进铝合金材料及应用工程技术研究中心，北京 100095；
3.北京宇航系统工程研究所，北京 100076；
4.海装西安局驻成都地区第四军事代表室，成都 610100；
5.四川航天长征装备制造有限公司，成都 610100）
针对ZL114A尾段壳体研制需求，利用低压充型液态成形工艺与数值仿真计算，预测疏松缺陷分布位置及严重程度，通过改进工艺来减少疏松缺陷，进而提高生产合格率。基于ProCAST软件对ZL114A尾段壳体低压充型凝固过程进行仿真计算，分析充型凝固过程中的流动场与温度场分布、充型时间、流动长度与凝固时间，预测疏松缺陷分布位置及严重程度，结合枝晶相干点双电偶热分析法测试结果，对低压充型工艺进行设计优化。由尾段壳体凝固疏松缺陷的仿真计算结果与枝晶相干点温度测试结果可知，低压充型增压速度得到提高，保压时间有所延长，对安装凸台冷铁材质与厚度进行设计优化后，疏松缺陷得到显著改善。通过数值仿真计算指导了铸造工艺设计，制备得到了满足技术指标要求的ZL114A尾段壳体。
ZL114A铝合金；
数值模拟；
凝固成形；
工艺优化；
力学性能；
尾段壳体
铝合金因其密度低、比强度高、比刚度高、耐蚀性佳、加工性能优异且成形性能好等特点而在航空航天、新能源汽车、船舶和海洋装备中得到了广泛的应用[1-6]。与变形铝合金、粉末铝合金不同，铸造铝合金的制造成本低、生产周期短，可采用液态成形工艺实现复杂结构的一体化成形制造，其结构可靠性高，且具有良好的耐蚀性能与连接成形工艺性能[7-8]。
考虑到装备结构制件的使役技术指标，一般选用铝硅系铸造合金进行液态成形制造。在熔铸阶段，通过添加硅相变质元素或Zr、Sc等晶粒细化元素，可改善共晶硅相的尺寸、取向、形貌及分布，细化初生α-基体尺寸与二次枝晶臂间距SDAS尺寸，以及提高合金的铸态力学性能[9-10]。在T5、T6热处理阶段，通过调控热处理工艺参数，可提高Mg、Si强化元素的过饱和固溶度，细化Mg2Si强化相的析出尺寸，提高Mg2Si强化相的析出密度，显著提升材料的塑韧性，实现合金的力学性能匹配调控[11-13]。
在装备结构制件批量生产过程中，除合金材料成分优化与精密热处理调控外，液态成形工艺设计直接决定和影响了结构制件的生产成本与成品率。若在凝固过程中，液态成形工艺设计不当会产生冶金缺陷，造成巨大的经济损失，因此，实现结构制件液态成形工艺的设计优化，对提高产品出品率和降低批量制造成本至关重要。传统的工艺试错法研制周期长、研发成本高，采用数值仿真计算分析可实现液态成形过程中合金熔体充型和凝固的直观观察以及缺陷大小、分布的精准预测，进而优化液态成形工艺，降低产品的研制周期与研发成本[14-18]。20世纪60年代，有研究者首次使用计算机模拟铸造过程中的温度场；
20世纪80年代，铸造充型过程及应力场的数值模拟开始普及；
20世纪90年代，开始对铸件微观组织进行模拟。目前国外商业化铸造模拟软件主要为MAGMA Soft、ProCAST、Flow-3D等，国内铸造模拟研究起始于20世纪70年代末，代表性的软件包括清华大学的FT-STAR与华中科技大学的华铸CAE等[18-24]。本文以尾段壳体为研究对象，通过ProCAST仿真软件对尾段壳体液态成形低压铸造工艺进行计算分析，确定尾段壳体充型流动场与凝固温度场的分布情况，探究成品率的关键影响因素，并对液态成形工艺进行设计优化，完成尾段壳体组织性能的测试评估，以期指导结构制件类产品的工艺设计并为其设计选材提供工艺数据支撑。
1.1 尾段壳体铸件结构设计
试验所用原材料为Al锭（质量分数为99.99%）、Mg锭（质量分数为99.9%，按3.0%烧损比例配制）、Al-12Si中间合金、Al-5Ti-B中间合金、Al-4Be中间合金与Al-6Sb中间合金。按照表1所示的ZL114A合金化学成分进行配制，其中Mg元素取上限，Si元素取中下限，Si、Mg元素的质量比为7.0～8.5。采用电阻式坩埚炉进行熔炼，过热温度为820 ℃，采用六氯乙烷与氩气进行精炼除气处理，精炼温度为720～740 ℃，精炼时间为16～24 min，扒渣静置10～ 15 min后降温添加Mg锭，随后搅拌6～10 min，待熔体温度控制为（715±5）℃时进行浇铸。ZL114A尾段壳体材料状态为T6，T6热处理工艺参数如表2所示。ZL114A尾段壳体金相腐蚀剂为低浓度混合酸（HF、HCl、HNO3、H2O的体积比为2︰3︰5︰195），采用AX10-ZIESS型光学显微镜观测微观组织，利用WDW-100KN万能试验机测试力学性能，试样为5 mm标准拉伸试棒，应变速率为0.1 mm/min。
表1 ZL114A铝合金材料化学成分
Tab.1 Chemical composition of ZL114A aluminum alloy wt.%
表2 ZL114A铝合金T6热处理工艺参数
Tab.2 T6 heat treatment process parameters of ZL114A aluminum alloy
ZL114A尾段壳体为回转体结构，直径≥500 mm，高度≥300 mm，上法兰为连接区，蒙皮壁厚≤3 mm，下法兰与发动机相连，布置多处减重槽孔，见图1a。由于尾段壳体与导弹发动机相连，因此内置了多处安装凸台，凸台直径分别为15、20、30 mm，凸台高度≥20 mm，凸台与蒙皮连接区域形成了多处凝固热节，在液态成形时易产生疏松缺陷，见图1b。如图1c所示，尾段壳体沿水平方向截面存在较大的壁厚差异，蒙皮壁厚≤3 mm，法兰区域壁厚≥45 mm，壁厚差异≥15，在充型凝固时，过大的壁厚差异易在凝固末期产生严重的“凝固反抽”，降低铸态组织的致密性，影响尾段壳体的力学性能。基于图1所示的ZL114A尾段壳体结构示意图，需对尾段壳体进行凝固成形工艺设计，以降低尾段壳体的壁厚差异，同时着重考虑安装凸台位置的凝固热节，从液态成形工艺设计上提高ZL114A尾段壳体的成形工艺性能。
如图2a所示，对ZL114A尾段壳体进行液态成形工艺设计，蒙皮壁厚增厚至18 mm，上下法兰区域壁厚内腔增厚至50 mm，法兰区域与蒙皮区域壁厚差异由≥15降至≤3；
尾段壳体内腔增设1 mm工艺补正量，安装凸台与蒙皮连接区域的凝固热节严重程度大幅降低。ZL114A尾段壳体采用低压充型凝固成形工艺，铸型材质为PEP-SET树脂砂铸型，采用缝隙浇道对尾段壳体进行压力充型和压力补缩，缝隙浇道设计形式见图2b，缝隙浇道工艺设计参数见式（1）。与缝隙浇道相连蒙皮壁厚为18 mm，缝隙浇道有10个，缝隙浇道间隔距离设置为150 mm，缝隙浇道内浇口厚度为20 mm，缝隙浇道内浇口宽度为45 mm，缝隙浇道立筒直径为85 mm，缝隙浇道内浇口截面积为96 834 mm2，横浇道截面积为82 352 mm2，直浇道直径为120 mm，面积为11 304 mm2，直浇道、横浇道、内浇口的截面面积比为1︰7.2︰8.6，为开放式浇注系统。
式中：为缝隙浇道数量；
为铸件周长；
为缝隙浇道内浇口厚度；
0为与缝隙浇道紧邻位置铸件壁厚；
为缝隙浇道内浇口宽度；
为缝隙浇道立筒直径。
ZL114A尾段壳体为QJ 3185-2018A Ⅱ类铸件，内腔尺寸精度要求为HB6103—2004 CT8级，采用附铸试样进行力学性能验收，从每块附铸试样中切取加工出3根力学性能拉伸试棒，3根中有2根合格即认为力学性能合格，力学性能拉伸试棒尺寸如图3所示。附铸试样T6态力学性能要求如下：m（抗拉强度）≥320 MPa，P0.2（屈服强度）≥260 MPa，（伸长率）≥4%，（弹性模量）≥67 GPa（弹性模量测试值仅提供数据作为参考，不作为评判合格的依据）。为了提高ZL114A尾段壳体低压充型液态成形凝固冷却速度，在尾段壳体上法兰顶端、内侧布置激冷冷铁，冷铁材质为45#钢（冷铁经热烘烤脱除表面油脂和水分后使用，冷铁热烘烤温度为300 ℃±5 ℃，热烘烤时间为2～3 h），顶端冷铁厚度为15 mm，为便于低压充型时铸型型腔内的气体排出，在顶端冷铁处设置排气孔，排气孔直径为3 mm，内侧冷铁厚度为30 mm；
为尽量降低安装凸台与蒙皮连接区域凝固热节的影响，在尾段壳体所有内腔安装凸台侧面均布置激冷冷铁，冷铁材质为黄铜，冷铁厚度为40 mm；
在蒙皮与缝隙浇道连接间隔区域布置激冷冷铁，冷铁材质为工业纯铝，冷铁厚度为20 mm；
在下法兰底端、内侧布置激冷冷铁，冷铁材质为45#钢，底端冷铁厚度为40 mm，内侧冷铁厚度为30 mm；
将附铸试样布置在缝隙浇道立筒上，共布置4处附铸试样，附铸试样尺寸为100 mm×100 mm×20 mm，在附铸试样底端布置激冷冷铁，材质为45#钢，冷铁厚度为20 mm，如图2c所示。基于生产研制经验，将ZL114A尾段壳体径向凝固收缩率设置为0.80%，高向凝固收缩率设置为0.65%。ZL114A尾段壳体低压充型液态成形模具设计示意图如图4所示，液态成形模具为四箱合箱造型，分别为底箱、横浇道箱、缝隙浇道箱与盖箱，为了实现尾段壳体内腔HB6103—2004 CT8尺寸精度制造要求，型芯采用整体型芯造型，整体型芯模具见图4d，底箱、横浇道箱、缝隙浇道箱与盖箱模具材质为红松木，整体型芯模具为金属型模具，材质为ZL101A。ZL114A尾段壳体低压充型液态成形工艺参数如表3所示，充型增压速度为0.5 kPa/s，PEP-SET树脂砂低压充型浇铸温度为25 ℃。
图1 尾段壳体结构示意图
图2 尾段壳体凝固成形工艺设计示意图
图3 力学性能拉伸试棒尺寸示意图
1.2 数值模型与材料热物性参数建立
将ZL114A尾段壳体低压充型液态成形工艺三维模型导入ProCAST仿真计算软件meshCAST中进行网格剖分和网格修复，为了保证计算结果的精度，设置网格剖分尺寸为2.5 mm，网格剖分后面网格数量为18 642，体网格数量为214 386，见图5a。待ZL114A尾段壳体低压充型液态成形工艺网格剖分结束后，在meshCAST中建立铸型网格，铸型材料设置为Resin Bonded Sand，网格剖分尺寸为8 mm，网格剖分数量为12 376，见图5b。铸件/铸型界面换热系数类型选择COINC，换热系数设置为800 W/(m2·K)，选择低压铸造模块，砂型冷却方式为空冷，计算结束条件为ZL114A尾段壳体温度低于100 ℃。采用Jmat-PRO材料相图软件计算得到ZL114A合金材料的固相率、密度、热导率与热焓热物性参数随凝固温度变化数值，如图5c～f所示，并输入至ProCAST仿真计算软件中，由ZL114A合金材料固相率随凝固温度变化曲线（见图5c）可知，ZL114A合金材料液相线温度为615 ℃，固相线温度为550 ℃。
图4 尾段壳体凝固成形模具结构设计示意图
表3 ZL114A尾段壳体低压充型液态成形工艺参数
Tab.3 Low-pressure filling process parameters of ZL114A tail section shell
2.1 充型流动场
ZL114A尾段壳体低压充型液态成形流动场仿真计算结果如图6所示。合金熔体在充型压力作用下由升液管充填至直浇道，随后于2.15 s完成对横浇道的充填，如图6a和图6b所示。完成横浇道填充后，在充型压力作用下沿缝隙浇道立筒继续充填，之后开始逐步充填树脂砂铸型型腔，如图6c和图6d箭头位置所示。当低压充型5.17 s时，树脂砂铸型型腔已实现体积80%以上的充填，如图6e箭头所示；
当低压充型6.18 s时，ZL114A尾段壳体完成了完整充填，见图6f。由图6可知，合金熔体在低压充型过程中的充填顺序为自下而上，整个充型流动过程较为平稳，未产生明显的卷气、紊流等现象，低压充型总时长为6.18 s。
2.2 凝固固相场
ZL114A尾段壳体低压充型液态成形凝固固相场计算结果如图7所示。在ZL114A尾段壳体低压充型结束后，尾段壳体整体为液态，固相率为0%，见图7a。在充型增压压力作用下，合金熔体受铸件/铸型界面换热和激冷冷铁传热影响，在冷铁位置处首先凝固形核结晶，起始于尾段壳体上法兰激冷冷铁位置，见图7b箭头位置。尾段壳体上法兰区域在71.60 s时的固相率达到75%以上，仅剩激冷冷铁相邻区域未完全达到固相，见图7c箭头位置。继续冷却凝固至401.60 s，尾段壳体上法兰、蒙皮与下法兰区域均开始形核结晶，固相率达到80%以上，仅剩缝隙浇道对接区域未完全达到固相，此时合金熔体在充型增压压力的补缩作用下对尾段壳体进行压力补缩，提高了尾段壳体的凝固组织致密度。当冷却凝固至1 316.50 s时，尾段壳体已完全达到固相，此时仅剩缝隙浇道立筒、横浇道与直浇道部分区域仍残留少数液相，见图7e。当凝固至1 881.50 s时，尾段壳体冷却凝固过程结束，固相率达到100%，见图7f。
由图7可知，尾段壳体凝固过程为顺序凝固，凝固次序沿高度方向为自下而上，沿径向方向为自内向外。考虑到激冷冷铁的传热系数（2 680 W/(m2·K)）远高于铸件/铸型界面换热系数（500 W/(m2·K)），凝固形核结晶起始于激冷冷铁位置，并在低压充型增压压力的补缩作用下，合金熔体沿缝隙浇道内浇口持续对尾段壳体进行补缩，当尾段壳体完全凝固后，合金熔体沿缝隙浇道立筒、横浇道与直浇道逐序凝固，直至整个凝固冷却过程结束。
图5 尾段壳体网格剖分与ZL114A合金材料热物性参数
图6 尾段壳体低压充型流动场
图7 尾段壳体低压充型凝固固相场
2.3 疏松缺陷
ZL114A尾段壳体充型凝固工艺性能与疏松缺陷仿真计算结果如图8所示。由图8a可知，ZL114A尾段壳体低压充型液态成形过程充型平稳，沿重力方向自下而上完成了对铸型型腔的完整充填，充型总时长为6.18 s。由图8b计算结果可知，在ZL114A尾段壳体低压充型液态成形过程中，合金熔体流动长度峰值为212.4 mm，低于ZL114A合金的砂型流动长度（370 mm），ZL114A合金良好的工艺流动性能确保了尾段壳体的完整充型。ZL114A尾段壳体凝固时长计算结果如图8c所示，可知尾段壳体冷却凝固过程具有明显的凝固次序，尾段壳体先于缝隙浇道凝固完毕，缝隙浇道先于横浇道凝固完毕，直浇道为最后凝固区域，整个冷却凝固过程总时长为4 286.6 s，按表3所示的工艺参数设置900 s保压时间，此时尾段壳体已基本凝固完毕，可进行补缩压力的卸压。ZL114A尾段壳体冷却凝固结束时的疏松分布计算结果如图8d所示，可知尾段壳体存在较为严重的疏松缺陷，集中分布于尾段壳体内腔的安装凸台处与厚大壁厚位置处。
图8 尾段壳体疏松缺陷计算结果
2.4 低压充型凝固成形工艺设计优化
ZL114A尾段壳体冷却凝固过程起始于与铸件型腔接触的冷铁位置，部分晶粒形核结晶，并不断长大成树枝状枝晶，随着枝晶的不断长大，两相邻枝晶互相接触搭接，此时对应的枝晶长度即为凝固后的最终晶粒尺寸，此时的熔体温度即为枝晶相干点温度。枝晶相干点温度的确定主要通过双电偶热分析法和连续扭矩法，本文采用双电偶热分析法测定了ZL114A尾段壳体的枝晶相干点温度。分别在铸型型腔的中间位置与边缘位置布置了K型热电偶，铸型型腔中间位置与边缘位置的K型热电偶测温头位于同一高度，均距铸件型腔底部30 mm，通过多通道温度记录仪采集ZL114A尾段壳体自合金熔体浇铸至冷却凝固结束阶段的温度变化曲线，温度数据采集频率为10 Hz，K型热电偶在铸件型腔中的位置见图9a。当铸件型腔边缘K型热电偶的温度与铸件型腔中心位置K型热电偶的温度差值首次达到最小值时，对应的铸件型腔中心位置热电偶的温度即为枝晶相干点温度，对应的时间即为枝晶相干点时间。由图9b所示的K型热电偶测温温度曲线和温差曲线测试结果可知，ZL114A尾段壳体枝晶相干点时间为31.7 s。考虑到ZL114A尾段壳体内腔安装凸台处的冷铁材质为黄铜，且厚度较大（40 mm）、激冷效果较强，当ZL114A合金熔体流动至安装凸台激冷冷铁区域时，合金熔体急速冷却后呈糊状凝固组织，流动性能显著下降，补缩效果较差。将充型增压速度设置为0.5 kPa/s，ZL114A尾段壳体低压充型总压力为充型压力、充型增压压力与结壳压力之和，为45 kPa，在低压充型过程中，到达总压力时长为90 s，远高于枝晶相干点时间，即当ZL114A尾段壳体铸件型腔凝固形核的枝晶已相互搭接时，低压充型总压力仅为15.85 kPa，难以实现对ZL114A尾段壳体铸件型腔的有效压力补缩。结合图8c的凝固时长计算结果可知，当保压900 s后卸除充型压力时，缝隙浇道立筒、横浇道与直浇道大部分区域仍处于液固糊状区，充型压力卸除后会产生一定程度的“凝固反抽”，进而降低充型压力的补缩效果，最终导致ZL114A尾段壳体产生严重疏松缺陷。
基于ZL114A尾段壳体枝晶相干点测试结果与图8d所示的计算结果，将ZL114A尾段壳体内腔安装凸台激冷冷铁由黄铜更换为45#钢，厚度由40 mm降至25 mm；
低压充型增压速度由0.5 kPa/s提升至1.5 kPa/s，保压时间由900 s延长至1 200 s。对工艺设计优化后的ZL114A尾段壳体充型与凝固过程进行仿真计算分析，如图9c所示，ZL114A尾段壳体低压充型过程仍较为平稳，未出现明显的紊流，疏松缺陷严重程度显著降低，见图9d。
图9 尾段壳体枝晶相干点测试与流动长度、疏松分布计算结果
3.1 力学性能测试
待ZL114A尾段壳体凝固结束后，切取附铸试样并加工成力学性能拉伸试棒进行力学性能测试，以消除加工刀痕对力学性能测试结果的影响，分别采用800#、1200#、1500#与3000#砂纸打磨拉伸试棒的表面，力学性能测试结果如表4所示。可知，ZL114A尾段壳体附铸试样的平均抗拉强度、屈服强度、伸长率与弹性模量分别为347 MPa、285 MPa、8.5%与72 GPa，满足了技术指标要求。对ZL114A尾段壳体上法兰、蒙皮与下法兰区域进行本体取样测试，测试结果如图10所示，尾段壳体上法兰和蒙皮区域的本体抗拉强度较为接近，均高于下法兰区域的抗拉强度，蒙皮区域本体试样屈服强度最高，其次为上法兰区域，下法兰区域屈服强度最低；
上法兰、蒙皮与下法兰区域本体试样伸长率差异明显，蒙皮区域伸长率最高；
3个区域的弹性模量基本一致，未观察到明显的差异。分析认为，由于下法兰区域壁厚较大，且在冷却凝固过程中为最后凝固的部位，铸态组织比上法兰、蒙皮区域的组织粗大，导致材料强度与塑韧性略差，但均满足技术指标要求。
3.2 内腔尺寸与组织性能
待ZL114A尾段壳体低压铸造后对凝固尺寸进行蓝光扫描比对分析，结果见图11。采用AXE-G7移动式三维光学扫描仪进行蓝光扫描，经国防科技工业第一计量测试研究中心校准，校准证书编号为GFJGJL1001220906113。
表4 ZL114A尾段壳体附铸试样力学性能测试结果
Tab.4 Mechanical properties test results of specimen of ZL114A tail section shell
图10 尾段壳体力学性能测试结果
由蓝光扫描比对分析结果可知，尾段壳体内腔尺寸无超差区域，所有内腔尺寸均为正值，对于内腔尺寸超厚区域，可采用机械加工进行去除，在批量段将ZL114A尾段壳体径向凝固收缩率由0.80%调整为1.00%，将高度方向凝固收缩率由0.65%调整为0.95%，内腔尺寸精度达到HB 6103—2004 CT8级，可节省内腔机械加工工序，实现近净成形精密铸造，降低ZL114A尾段壳体的批量生产制造成本与生产周期。
ZL114A尾段壳体上法兰区域、蒙皮区域与下法兰区域铸态组织晶粒形貌与拉伸断口测试结果如图12所示。ZL114A合金为Al-Si系铸造铝合金，铸态组织主要包括α-Al基体、（α-Al+Si）共晶体、Mg2Si相与Al3Ti相等，在固溶处理时，Mg2Si溶入α-Al基体中形成过饱和固溶体，在175 ℃以下时效时，过饱和固溶体分解产生GP Ⅰ区或GP Ⅱ区，达到最佳强化效果，进一步提高时效温度后将转变为β"相或最终平衡相β（Mg2Si）相。通过添加微量的Al-Ti-B中间合金形成Al3Ti或TiB2等高熔点化合物，以Al3Ti、TiB2相作为α-Al基体的结晶核心弥散分布，进而细化α-Al基体晶粒，提高合金的力学性能。本文在ZL114A合金熔铸阶段未添加硅相变质元素做变质处理，铸态组织中的共晶硅相形貌呈现为板条状、粗块状，与下法兰区域共晶硅相形貌相比，尾段壳体上法兰区域、蒙皮区域的共晶硅相未出现明显的集中分布，且蒙皮区域的共晶硅相尺寸更为细小，硅相的长宽比最低。在上法兰区域、蒙皮区域与下法兰区域的拉伸断口表面可观察到明显的沿晶断裂带与长条状韧窝，力学性能测试时拉伸应力集中分布于（Al+Si）共晶组织，（Al+Si）共晶组织中Si相为硬脆相，Al相为FCC晶体结构，滑移面多、材料塑性好；
当拉伸应力超出（Al+Si）共晶组织材料的屈服极限时，产生微观塑性应变，在（Al+Si）共晶组织中出现微裂纹，且微裂纹沿硬脆Si相界面快速扩展，当硬脆Si相表面微裂纹完全扩展后，Si相颗粒被剥离脱落，在拉伸断口表面形成凹坑（微观韧窝）。与上法兰区域、蒙皮区域相比，下法兰区域沿晶断裂带宽度明显增大，数量有所上升，且韧窝尺寸更为粗大，见图12d、图12e与图12f箭头位置。基于凝固疏松缺陷仿真计算结果与枝晶相干点温度测试结果，对尾段壳体凝固成形工艺进行设计优化，调整低压充型液态成形工艺参数，将尾段壳体内腔安装凸台冷铁材质由黄铜替换为45#钢，同时将冷铁厚度由40 mm降至25 mm，调控了凝固固相场的分布，使疏松缺陷数量大大减少，获得了完整无缺陷的ZL114A尾段壳体铸件，如图13所示，且ZL114A尾段壳体的生产合格率显著提高。
图11 尾段壳体蓝光扫描尺寸测试结果
图12 晶粒形貌与拉伸断口测试结果
图13 工艺改进后的尾段壳体实物
1）基于ProCAST软件对ZL114A尾段壳体充型凝固过程进行了仿真计算分析，ZL114A尾段壳体低压充型总时长为6.18 s，冷却凝固总时长为1 881.50 s，充型顺序为自下而上，凝固次序为自内向外与自上而下。通过观察及分析充型与凝固过程流动场、温度场、充型时间、流动长度与凝固时间等计算结果，预测了疏松缺陷的分布位置与严重程度。
2）根据疏松缺陷计算结果并结合凝固过程中枝晶相干点双电偶热分析法，提高了低压充型增压速度，延长了保压时间，并对内腔安装凸台位置的冷铁材质及厚度进行了工艺优化，工艺改进后尾段壳体疏松缺陷改善显著。
3）ZL114A尾段壳体附铸试样的平均抗拉强度、屈服强度、伸长率与弹性模量分别为347 MPa、285 MPa、8.5%与72 GPa，本体切取试样上法兰区域和蒙皮区域的力学性能基本相当，均高于下法兰区域的力学性能；
径向、高向凝固收缩率分别由0.80%和0.65%提高至1.00%和0.95%，内腔尺寸精度达到HB 6103-2004 CT8级。铸态晶粒组织主要由α-Al基体、（α-Al+Si）共晶体、Mg2Si相与Al3Ti等相组成，共晶硅相形貌呈板条状、粗块状，材料断裂机制为沿晶断裂与韧窝断裂，韧窝尺寸粗大且呈板条状。
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Numerical Simulation and Forming Optimization of ZL114A Tail Section Shell Solidification Process Based on ProCAST
FAN Zhenzhong1,2*, CONG Yan3, WU Linghua4, LI Weidong5, LUO Lei4, ZHANG Yang5, LIU Guo5, ZHANG Yongwei5, WANG Gang5, XIAO Youtao5
(1. Beijing Institute of Aeronautical Materials, Beijing 100095, China; 2.Beijing Advanced Engineering Technology and Application Research Center of Aluminum Materials, Beijing 100095, China; 3. Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing 100076, China; 4. The Fourth Military Representative Office of Xi"an Bureau of Seafarers in Chengdu Area, Chengdu 610100, China; 5. Sichuan Aerospace Changzheng Equipment Manufacturing Co., Ltd., Chengdu 610100, China)
The work aims to use numerical simulation analysis in conjunction with low-pressure filling process to forecast the micro-shrinkage distribution and severity of the ZL114A tail section shell according to the development needs, reducing the micro-shrinkage defects and improving the production conformity. The low-pressure filling and solidification process of the ZL114A tail section shell was simulated by ProCAST software to analyze the flow field and temperature field distribution, filling time, flow length and solidification time and predict the distribution location and severity of micro-shrinkage. Combined with the dendritic coherent point double-eletric-couple thermoanalysis test results, the design of filling process was optimized. Based on the simulation calculation of solidification shrinkage defects and the dendrite coherent point temperature test results, the pressurizing speed was improved and the pressure holding time was extended. After the design optimization of the material and thickness of the chill, a significant reduction in severity of micro-shrinkage was observed. The ZL114A tail section shell in conformity with technical standards is prepared based on the results of numerical simulation computation for guiding the solidification process design.
ZL114A aluminum alloy; numerical simulation; solidification; process optimization; mechanical properties; tail section shell
10.3969/j.issn.1674-6457.2024.03.009
TG244
A
1674-6457(2024)03-0096-12
2024-01-05
2024-01-05
樊振中, 丛延, 吴凌华, 等. 基于ProCAST的ZL114A尾段壳体凝固成形数值模拟与工艺优化[J]. 精密成形工程, 2024, 16(3): 96-107.
FAN Zhenzhong, CONG Yan, WU Linghua, et al. Numerical Simulation and Forming Optimization of ZL114A Tail Section Shell Solidification Process Based on ProCAST[J]. Journal of Netshape Forming Engineering, 2024, 16(3): 96-107.
（Corresponding author）
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