叶片是航空发动机的重要零部件，其制造约占整个航空发动机制造的 30%，常用的叶片制造工艺有铸造、模锻、精密锻造等。在航空发动机工作中，叶片作为重要零件，承受着多种复杂应力，这就决定了叶片必须具有较高的抗拉强度、断裂韧性、疲劳强度、耐腐蚀性及良好的塑性 [1]。与传统的模锻工艺相比，精锻工艺具有冶金性能好、材料利用率高、加工周期短、尺寸一致性高等优 点 [2]。从国内外生产现状和技术经济方面分析，精锻叶片占据较大优势。实际在航空发动机叶片精锻生产中都是依靠设计人员的经验和不断的“试错法”来保证叶片的锻造质量，不断在工艺设计、工装制造、上设备试锻之间循环。这样的加工过程导致人力、物力的大量浪费，试制周期无限延长，带来严重的资源浪费，且研制质量不能得到可靠保证 [3]。

近年来，数值模拟技术在叶片精密锻造技术中得到了极大的应用及推广，Lu[4] 对叶片成形进行了数值分析，分析了变形温度对叶片型面几何尺寸精度的影响程度。西北工业大学詹梅、刘郁丽等对单冠转子叶片锻造工艺进行了设计，并使用新研制的 3D-PFS 有限元计算程序进行了数值分析，得出了金属在型腔中的流动规律，并对金属在模膛内的充填情况进行了充分的预测，且对摩擦因子在叶片成形过程的影响进行了分析 [5-6]。

数值模拟技术可直观地反映金属在塑性成形过程中的流动状态，客观地获得塑性变形区的应力应变分布、温度场分布 [7]，从而对锻造过程中可能的缺陷进行预测，为锻造工艺设计和优化提供科学依据，缩短叶片的科研制造周期。DEFORM 作为锻造仿真与热模拟技术的专用软件，在金属热成形方面得到广泛应用。

在进行叶片精密锻造工艺设计中，为了使数值模拟结果尽可能与实际生产吻合，使用 UG 软件对各个工序的模具进行全三维设计，将设计好的模型导入到 Deform 中，模拟从初始坯料到最终锻件的锻造成形过程。由于锻压成形中锻件的塑性变形远大于弹性变形，因此锻件设定为理想塑性体，模具设定为刚性体 [8]。

1.1 材料参数

航空发动机叶片材料一般为钛合金、不锈钢和高温合金，本文所采用 叶 片模 型是航 空 发 动机高压 钛合金转子叶片，材料选用国产材料TC4，即 DEFORM-3D 材料库中美国牌号 Ti-6Al-4V，材料数据库中包含钛合金的流动应力 - 应变曲线，杨氏模量、泊松比、线膨胀等塑性参数，热传导、热容、辐射率等热性能参数。

1.2 变形温度

为了得到 TC4 钛合金材料较好的综合力学性能，适应航空发动机叶片耐高温、耐腐蚀、耐疲劳的特点，TC4 钛合金一般在（α+β）两相区锻造，锻件坯料的加热温度根据钛合金 β 相变点进行设定，经金相法测定，该材料 β 相变点是 990℃，坯料加热温度设定为 940℃ [9]，上、下模具温度设定为 200℃。

1.3 网格划分

网格划分的数量取决于坯料的尺寸规格，坯料尺寸越大网格划分数量越多，原则上网格越多计算的结果越精确，但计算速度慢。本文锻件坯料采用四面体网格划分，叶片的长度是 200mm，叶身宽度约 90mm，叶片实体最小特征尺寸是 1mm，根据叶片的大小将坯料的网格总体数量控制在 10~20 万，经过对同一坯料划分不同的网格数进行模拟计算，保证划分后最小网格尺寸在 0.5~0.8mm 即能真实地反映出大部分叶片各转接区域的特征，坯料网格划分情况如图1 所示。

1.4 变形速度

精锻叶片预锻及终锻主要采用螺旋压力机锻压，设备能量、滑块速度及尺寸精度控制相对于曲柄压力机更精确。螺旋压力机滑块的下行速度范围在 0.6~12m/s 内可调，变形速度范围为 1~10m/s。结合生产实际情况，本文将上模作为主运动模具，下模为固定模具，上模运动速度设定为 5m/s。

1.5 边界条件

模具锻压过程中采用石墨润滑剂润滑，其摩擦因子是 0.1，坯料成形方式为热成型。锻造过程中设定停止条件为上、下模具的闭合高度达到200mm，即上、下模具完全闭合。设定每次压下步进量，软件计算为分步进行，即每压下一次为一步，为保证最小网格在每次压下过程中发生塑性变形，原则上取最小网格直径的1/3 作为步进 [10]。

2.1 温度场分析

钛合金材料对温度较为敏感，锻造温度偏低，变形抗力急剧增加；锻造温度偏高，会使（α+β）两相钛合金发生 β 相变，影响其综合性能。始锻温度的选择对钛合金锻造尤其重要，坯料始锻温度预设定在940℃，锻造变形结束时榫头、叶身的温度场模拟结果如图 2 所示。从图中可以发现，在锻造过程中，由于坯料的心部受塑性变形、摩擦力影响，加上心部热交换少，导致坯料各个部位的心部温度比成形前高，最高超过960℃（比成形前高 20℃），但没有达到相变温度（β 相变点为 990℃），锻件组织没有发生相变；而四周温度较低，主要是与模具及空气接触进行了散热，散热量大于坯料塑性和摩擦力所产生的热，导致温度下降至840~900℃之间。

2.2 应力分析

图 3 是叶片变形结束时榫头、叶身的等效应力分布图。本文采用的是热力耦合刚黏性有限元模拟，等效应力同时与锻造温度和应变有关。从图 3 中可以看出，各个典型部位的等效应力最大都出现在飞边上，由于在变形开始时，坯料变形是一个填充型腔的过程，变形比较均匀，从而心部的等效应力较为均匀，随着变形进行各个部位的材料不断充满型腔，进而形成了飞边，多余的金属不断通过飞边挤出型腔，变形量比较大，导致飞边的等效应力比锻件心部大得多，从四周飞边向锻件心部逐渐减小 [11]。