航空钛合金紧固件因其高比强度、卓越耐腐蚀性及优异的高温稳定性，已成为航空、航天装备实现轻量化与高性能化设计的核心基础元件。在现代飞行器追求轻质高效的背景下，此类紧固件在航空发动机、机身连接及复合材料结构装配等领域发挥着不可或缺的作用。
热镦锻成形是制造高强度钛合金紧固件的核心工艺，通过高温局部镦粗成形，能显著提升材料成形能力与组织致密性，广泛应用于TC4等钛合金的制造。然而，在工程应用中，传统工艺仍存在参数匹配不科学、变形不均、组织控制难等问题，制约了产品质量与生产效率。
因此，面向高端装备对紧固件性能的严苛要求，开展热镦锻工艺系统优化研究尤为迫切。本研究以TC4钛合金为对象，旨在通过优化关键工艺参数，显著提升紧固件的成形精度、组织均匀性与综合性能，为我国航空紧固件制造技术提供参考。
1、热镦锻成形工艺基础
1.1 工艺原理与特点
热镦锻成形工艺的产业化进程始于20世纪中期，随着航空航天工业对高强度合金紧固件需求的增长而迅速发展。我国自20世纪80年代起，通过系统引进并消化吸收国外先进装备与工艺，逐步掌握了钛合金紧固件的热镦锻成形技术，实现了从技术引进到自主生产的跨越。
该工艺的本质是将钛合金坯料加热至再结晶温度以上，然后进行塑性成形，能有效解决TC4等高强度钛合金室温下成形难、易开裂的问题。其基本物理加工过程涵盖加热、塑性变形与微观组织变化3个核心阶段。
1.2 关键工艺参数分析
加热温度、变形速度与摩擦系数是决定航空钛合金紧固件热镦锻成形质量的核心工艺参数。三者共同影响材料的宏观力学响应与微观组织演变，直接决定成形件的流线完整性、缺陷发生率及尺寸精度。以下对各参数的作用机制及影响展开分析。
第一，加热温度作为基础参数，主导材料的高温塑性与流动性。温度过高易引发晶粒粗大或表面氧化，温度过低则导致变形抗力升高甚至开裂。TC4钛合金在适宜高温下可触发动态再结晶，细化晶粒并提升组织均匀性。第二，变形速度影响应变速率与再结晶过程。速度过高可能引起局部过热与变形不均，速度过低则会增加能耗、降低效率。适度提高变形速度可借助应变率强化效应降低变形抗力，但需控制绝热升温导致的组织异常。第三，摩擦系数反映模具与坯料间的润滑状态。降低摩擦系数有助于材料流动与型腔填充，减少表面缺陷和模具磨损，并提升构件疲劳性能，但需兼顾工艺可行性。
为定量表征参数规律，需研究材料的高温变形行为。TC4作为典型α+β钛合金，高温下呈现热软化与动态再结晶特征，流变应力随温度升高而降低，随应变速率提高而略有上升，但可保持稳定流动。
Gleeble热模拟曲线如下页图1所示，TC4在850~1000℃、不同应变速率(0.01~10 s⁻¹)下呈现典型热变形特征：初始加工硬化使应力快速上升，峰值后动态再结晶导致应力趋于稳定或缓降，明确验证了温度与应变速率的主导作用。
2、热镦锻工艺优化方法
2.1 参数优化策略
在热镦锻工艺优化研究中，基于关键参数分析，调控加热温度、变形速度与摩擦系数可实现镦锻力、材料流动性与微观组织的协同优化。为有效实现该目标，需借助科学的试验设计方法。正交试验法作为高效的多因素、多水平优化手段，其原理是通过部分代表性试验替代全面试验，在保持因素均衡搭配的前提下，以最少试验次数识别各因素的主次影响及潜在交互作用。本研究选用L₉正交表，采用三因素、三水平参数组合，系统评估各工艺参数对成形质量的影响。具体参数见表1。在试验数据处理上采用MATLAB软件来进行极差分析、方差计算，然后通过比较各因素不同水平下响应指标（镦锻力和损伤值）的均值来找出最优参数组合。同时利用软件强大的矩阵运算和图形化显示功能建立工艺参数与质量指标之间的对应关系，以保证优化结果理论性与工程可行性的统一。
表1 正交试验因素水平表
| 因素水平 | 加热温度/℃ | 变形速度/(mm·s⁻¹) | 摩擦系数 |
| 水平1 | 900 | 150 | 0.1 |
| 水平2 | 950 | 250 | 0.3 |
| 水平3 | 1000 | 300 | 0.6 |
2.2 优化效果理论分析
基于前述参数优化策略所获得的正交试验数据，得到正交试验结果如表2所示。
基于上述数据，通过比较各因素不同水平下响应值的均值，得出理论最优工艺参数组合为：加热温度为1000℃、变形速度为300 mm/s、摩擦系数为0.3，如图2所示。
表2 正交试验结果
| 试验编号 | 加热温度/℃ | 变形速度/(mm·s⁻¹) | 摩擦系数 | 镦锻力/kN | 损伤值 |
| 1 | 900 | 150 | 0.1 | 1850 | 0.32 |
| 2 | 900 | 250 | 0.3 | 1920 | 0.35 |
| 3 | 900 | 300 | 0.6 | 1980 | 0.38 |
| 4 | 950 | 150 | 0.3 | 1750 | 0.29 |
| 5 | 950 | 250 | 0.6 | 1820 | 0.33 |
| 6 | 950 | 300 | 0.1 | 1680 | 0.27 |
| 7 | 1000 | 150 | 0.6 | 1620 | 0.26 |
| 8 | 1000 | 250 | 0.1 | 1580 | 0.24 |
| 9 | 1000 | 300 | 0.3 | 1520 | 0.22 |
3、实验验证与性能评价
3.1 实验方案设计
为验证理论最优工艺参数（1000℃，300 mm/s，摩擦系数0.3）的可行性，本研究设计了系统的实验方案。实验选用符合航空标准的TC4钛合金棒材，核心内容包括两部分：
第一，材料本构关系获取。在Gleeble-1500D热模拟试验机上进行等温压缩试验，用以精确表征材料在高温下的流变行为。
第二，工艺适用性验证。在400 t高速精密压力机上进行实际热镦锻成形试验，以验证参数组合的工程效果。
3.2 具体实验流程
第一，热压缩试验。试样以10℃/s速率加热至1000℃后保温5 min，确保温度均匀，随后以300 mm/s的变形速度进行压缩，真应变控制为1.2。
第二，热镦锻试验。采用感应加热对坯料局部加热，控制温度在（1000±10）℃范围，通过模具与冲头配合控制摩擦条件，实现单次精密成形。
实验过程中采用K型热电偶、激光测速仪与高速摄像系统分别监测温度、速度及材料流动过程。成形后，利用三坐标测量机评估头部直径、同轴度等尺寸精度；采用光学显微镜分析初生α相等微观组织演变；通过粗糙度仪检测表面折叠、裂纹等缺陷。
3.3 成形质量评价
本研究采用宏观形貌观察与金相组织分析相结合的方法，系统评价了工艺优化前后锻件的成形质量。
宏观检测显示，优化后锻件表面光洁度显著提升，飞边均匀，未见宏观裂纹。金相分析进一步揭示，其内部流线连续完整，晶粒尺寸分布更为均匀。微观组织分析表明，优化工艺促进了充分的动态再结晶，使原始β晶界完全破碎，形成了细小均匀的等轴组织。具体表现为，初生α相尺寸分布区间由优化前的15~45 μm优化至20~35 μm，次生α相体积分数从18%提升至25%，组织均匀性大幅改善，这为抑制应力集中、提升疲劳性能奠定了坚实的微观基础。
缺陷与精度测量数据定量地证实了优化效果，具体对比如表3所示。
表3 工艺优化前后成形质量指标对比
| 评价指标 | 优化前工艺 | 优化后工艺 |
| 头部直径误差/mm | ±0.15 | ±0.05 |
| 杆部同轴度/mm | 0.12 | 0.04 |
| 折叠缺陷发生率/% | 8.5 | 1.2 |
| 表面粗糙度Ra/μm | 6.8 | 2.3 |
| 晶粒尺寸均匀性/% | 72.5 | 89.6 |
由表3可知，优化后折叠缺陷发生率显著降低，裂纹缺陷基本消除。尺寸精度方面，头部直径误差与杆部同轴度误差均明显减小，表面粗糙度亦大幅下降。
3.4 力学性能测试与分析
在热镦锻工艺优化研究中，力学性能检测阶段要通过对优化前后TC4钛合金螺栓试样做拉伸和疲劳试验以评定工艺参数改变对材料力学性能的影响。拉伸试验使用万能材料试验机按照ASTM E8的标准来进行，疲劳试验采用高频疲劳试验机，应力比设为0.1，频率设为10 Hz，模拟航空紧固件的实际服役条件，如表4所示。
表4 TC4钛合金热镦锻工艺优化前后力学性能对比
| 性能指标 | 优化前 | 优化后 |
| 抗拉强度/MPa | 895 | 940 |
| 屈服强度/MPa | 825 | 880 |
| 断后伸长率/% | 12 | 15 |
| 600 MPa应力下疲劳寿命/周次 | 1.2×10⁵ | 2.8×10⁵ |
实验结果表明，工艺优化后的试样抗拉强度由原来的895 MPa提高到了940 MPa，屈服强度由825 MPa提高到了880 MPa，断后伸长率由12%增加到15%。性能提高主要是由于在优化工艺条件下获得均匀细小组织，有效地抑制了裂纹的萌生，提高了材料的变形能力。疲劳试验表明，在最大应力为600 MPa的循环载荷作用下，优化后试样的中值疲劳寿命由原来的1.2×10⁵周次，显著提高到了2.8×10⁵周次，疲劳强度分散带也明显变小，说明该材料抗疲劳的能力有实质性的提高。
4、结语
通过热镦锻工艺优化，TC4钛合金紧固件的成形质量得到全面改进。具体表现为：折叠缺陷发生率由8.5%降至1.2%，头部直径误差从±0.15 mm缩减至±0.05 mm，杆部同轴度误差由0.12 mm优化至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与表面完整性。
在力学性能上，优化工艺使得抗拉强度由895 MPa提升到940 MPa，屈服强度由825 MPa提升到880 MPa，断后伸长率由12%提升到15%。疲劳测试表明，600 MPa应力下疲劳寿命由1.2×10⁵周次明显提高到2.8×10⁵周次，表明抗疲劳性能大幅增强。
本研究确定的优化工艺参数组合（加热温度1000℃、变形速度300 mm/s、摩擦系数0.3）实现了成形质量与力学性能的协同优化，为航空紧固件的高精度制造提供了可靠工艺基础。
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（注，原文标题：航空钛合金紧固件热镦锻成形工艺优化方法_彭晨晞）
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