作为一种比强度和比刚度高、成形性好且具有优异耐蚀性能的金属材料，铝合金在航空航天、船舶兵器、轨道交通、汽车、海洋装备等领域得到了广泛应用［1-4］。铸造铝合金因其优异的工艺流动性能和良好的承载能力，可用于精密成形制造各种复杂结构的部件，实现复杂部件的一体化设计与轻量化制造［5-7］。导弹的弹体结构是把导弹各部分连接起来的支承结构，在外形上和飞机类似，对弹体结构的主要技术要求是质量轻、气动外形好、结构可靠性高。美国在海湾战争中就广泛采用铸造铝合金来制造导弹的弹体结构件，结构减重可达30%，制造成本可降低24%以上，结构可靠性可提高10%以上［8-9］。自20世纪90年代以来，国内开始广泛采用铸造铝合金用于制造航空航天领域重大复杂结构件，以实现低成本、短周期、长寿命与高精度精密成形，如采用低压铸造和精密树脂砂型制造导弹复杂结构舱段壳体［10］，采用精密铸造制造航空航天装备液压油路复杂附件［11］，采用树脂砂型和石膏复合铸型制造武装直升机机载导弹发射架［12］，采用精密砂型结合数值仿真模拟技术制造航空发动机分离器机匣等复杂结构件［13］。近年来，随着导弹武器作战技术指标要求的不断提高，传统的环状、锥状结构已不能满足其长距离、高精度打击要求，异形结构的导弹壳体日益受到重视。目前关于铸造铝合金研究热点多集中于合金的组织成分优化调控、Al-Si铸造合金的硅相变质调控与铸造铝合金的精密热处理工艺参数优化等方面，对铸造铝合金复杂结构件凝固成形工艺研究报道较少，且多为传统的回转体类结构件［14-16］。本研究以ZL114A异形结构导弹壳体为对象，采用树脂砂型低压铸造工艺，结合ProCAST软件对导弹壳体的凝固成形工艺进行设计与优化，并对凝固成形后的异形结构导弹壳体材料组织及力学性能进行测试表征，旨在为其工艺设计与成形制造提供参考。1异形结构导弹壳体凝固成形工艺1.1异形结构导弹壳体工艺特性分析原材料为铝锭（99.99%，质量分数，下同）、镁锭（99.9%，按5.0%的烧损比例进行配制）、Al-12Si、Al-5Ti-B与Al-4Be中间合金，化学成分见表1，Mg含量取中上限，Si含量取中限，Si、Mg质量比按8.0～10.0进行配制。采用GR3-500-XF井式电阻坩埚炉进行熔炼，过热温度为810 ℃，采用C2Cl6＋Ar进行精炼除气处理，精炼温度为730～745 ℃，精炼时间为20～30 min，扒渣静置10～15 min后降温至（700±5） ℃，添加镁锭后搅拌8～12 min，待熔体温度控制在（715±5） ℃时进行浇注。T6热处理工艺参数见表2。采用HF、HCl、HNO3、H2O体积比为2∶3∶5∶195的混合酸对金相试样进行腐蚀，采用AX10-ZIESS型光学显微镜观察微观组织，采用WDW-100KN万能试验机进行力学性能测试，试样为ϕ5 mm的标准拉伸试棒，拉伸速率为0.08 mm/min。10.15980/j.tzzz.2024.01.001.T001表1ZL114A铝合金的化学成分Tab.1Chemical composition of ZL114A aluminum alloywBSiMgTiBeFeCuZnMnAl6.5～7.50.45～0.750.1～0.250.05～0.07≤0.2≤0.2≤0.1≤0.1余量%10.15980/j.tzzz.2024.01.001.T002表2ZL114A铝合金T6热处理工艺参数Tab.2T6 treatment parameters of ZL114A aluminum alloy热处理工艺温度/℃时间/h冷却介质淬火温度/℃淬火转移时间/s固溶54014水45～55≤20时效1708空气--图1为异形结构导弹壳体结构示意图，其为非回转体结构，下端为“O”形，外径≥550 mm，内径≥500 mm，下法兰高度为55 mm；内置10条斜置加强筋，筋条厚度为10 mm；上端为“Ω”形，轮廓长度≥450 mm，宽度≥440 mm，上法兰高度为20 mm；整体外形轮廓为双曲率曲面，曲面蒙皮厚度为2.5 mm。导弹壳体自下而上壁厚尺寸由55 mm过渡至2.5 mm，再过渡至20 mm，壁厚最大差异比为22，壁厚差异较大，凝固成形过程难以实现完整填充，见图1b箭头处。导弹壳体水平方向整体壁厚为2.5 mm，斜置加强筋筋条厚度为10 mm，斜置加强筋与蒙皮壁厚交接区域壁厚差异为4，凝固成形过程斜置加强筋凝固末期的冷却收缩，易在蒙皮区域产生严重的缩松，见图1c箭头处。10.15980/j.tzzz.2024.01.001.F001图1异形结构导弹壳体结构示意图Fig.1Structure diagram of heteromorphic missile shell1.2异形结构导弹壳体凝固成形工艺设计对异形结构导弹壳体进行凝固成形工艺设计，见图2。导弹壳体内腔尺寸精度要求为HB 6103-2004 CT8级，内腔增设工艺补正量为0.5 mm；上法兰顶面增厚5 mm，底面增厚2 mm，内侧面增厚5 mm；下法兰顶面增厚6 mm，底面增厚10 mm，内侧面增厚5 mm；双曲率蒙皮外侧整体增厚10 mm，斜置加强筋条单侧增厚0.8 mm，内腔所有工艺凸台增厚10 mm，见图2a。异形结构导弹壳体力学性能采用附铸试样进行测试，试样经T6热处理后要求抗拉强度≥300 MPa，屈服强度≥220 MPa，伸长率≥4.0%，弹性模量≥70 GPa（仅提供测试数值作参考，不作为判别铸件合格的依据）。采用PEP-SET树脂砂精密砂型浇注，凝固成形工艺选择低压铸造，采用缝隙浇道实现铸型型腔的充填和合金熔体的压力补缩，缝隙浇道设计见图2b。缝隙浇道参数设计为：n=0.016∼0.028Sδ （1）δ=0.8∼1.5δ件 （2）b=15∼35 mm （3）d=4∼6δ （4）式中，n为缝隙浇道数量；S为铸件周长；δ为内浇道厚度；δ件为与缝隙浇道紧邻位置铸件壁厚；b为内浇道宽度；d为缝隙浇道立筒直径。10.15980/j.tzzz.2024.01.001.F002图2异形结构导弹壳体凝固成形工艺Fig.2Solidification and forming process of heteromorphic missile shell按照式（1）～式（4）设计了异形结构导弹壳体的低压铸造凝固成形工艺，缝隙浇道数量设为8，与缝隙浇道紧邻位置铸件壁厚设为15 mm，内浇道厚度和宽度分别为18 mm和30 mm，缝隙浇道立筒直径设为80 mm，见图2c。内浇道、横浇道和缝隙浇道截面积分别为20 106、32 000和38 400 mm2，截面积比为1∶1.6∶1.9，为开放式浇注系统，凝固收缩率设为0.95%。本试验中导弹壳体为非回转体结构，外腔轮廓为双曲率曲面，缝隙浇道沿导弹壳体外腔轮廓非等距分布。考虑到合金熔体沿壳体外腔轮廓流动特性，外腔轮廓低曲率区域缝隙浇道间隔距离设为160～180 mm，外腔轮廓高曲率区域缝隙浇道间隔距离设置为80～110 mm，以保证同一高度截面下合金熔体沿不同位置处的缝隙浇道可实现导弹壳体双曲率轮廓的同步充填，避免合金熔体产生对冲，引起紊流，造成缩孔与卷气等缺陷。在壳体缝隙浇道高度中间位置布设附铸试样，试样尺寸为110 mm×110 mm×24 mm，底部设置冷铁，冷铁材质为45号钢，厚度为20 mm，附铸试样数量为4，每个试样切取3根力学性能试样进行测试。图3为标准拉伸试棒尺寸示意图。考虑到异形结构导弹壳体整体高度为240 mm，可在导弹壳体上端设置冷铁，材质为铸铁，厚度为25 mm，在低压铸造凝固时形成自上而下的凝固梯度，利于合金熔体的充填与补缩，降低缩松缺陷数量，提高导弹壳体的致密度和力学性能；导弹壳体曲面轮廓设置随形冷铁，材质为铸铁，厚度为15 mm，随形冷铁端面距离缝隙浇道距离为35 mm。合金熔体充填至PEP-SET树脂砂铸型型腔时，较高的熔体温度与PEP-SET黏结剂发生化学反应时，将产生一定含量的气体与氧化夹杂，在导弹壳体上端冷铁开设ϕ3 mm排气孔，排除夹杂物，提高熔体的冶金质量。表3为ZL114A异形结构导弹壳体低压铸造工艺参数，浇注温度为710 ℃。10.15980/j.tzzz.2024.01.001.F003图3拉伸试样尺寸Fig.3Dimension of tensile specimen10.15980/j.tzzz.2024.01.001.T003表3ZL114A异形结构导弹壳体低压铸造工艺参数Tab.3Low pressure casting process parameters of ZL114A heteromorphic missile shell升液速度/（mm·s－1）充型压力/ kPa充型增压压力/ kPa结壳压力/ kPa充型速度/（mm·s－1）保压时间/ s505055458402导弹壳体充型与凝固过程仿真2.1充型流动场仿真计算分析图4为异形结构导弹壳体低压充型流动场仿真计算结果。可以看出，充型0.98 s时合金熔体已开始充填”米”字形横浇道，见图4a；2.07 s时已实现”米”字形横浇道的100%充填，见图2b。之后合金熔体沿缝隙浇道对铸型型腔进行充填，3.38 s时已完成缝隙浇道1/2高度的充填，见图4c；4.28 s时型腔80%面积已实现充填，见图4d；之后合金熔体继续沿缝隙浇道对导弹壳体型腔顶端区域（上法兰区域，下同）进行充填，见图4e；当充型4.79 s时导弹壳体型腔已实现100%充填，充型总时长为4.79 s，见图4f。结合图4g可知，合金熔体低压充型过程为逐层充填，在充型压力作用下，合金熔体自内浇道与横浇道充填至缝隙浇道，之后沿缝隙浇道对型腔进行逐层充填，充型过程较为平稳。由图4h可知，合金熔体在型腔充填过程中的最大充填长度为125.9 mm，小于ZL114A合金砂型流动长度（370 mm），保证了导弹壳体的完整充型［17］。由图4i可知，合金熔体在充型压力作用下沿缝隙浇道高度方向自下而上进行充填，未发生卷气、紊流，充型平稳，可有效保证导弹壳体凝固组织的冶金质量。10.15980/j.tzzz.2024.01.001.F004图4充型流动场仿真计算结果Fig.4Simulation results of filling flow field2.2凝固相场仿真计算分析图5为导弹壳体凝固相场仿真计算结果。由图4a和图4b可以看出，合金熔体自缝隙浇道充填型腔时，表现出良好的工艺流动性能。低压充型结束后，受冷铁和铸件/铸型界面传热作用影响，合金熔体逐步开始凝固，考虑到冷铁冷却能力远高于铸件/铸型界面传热能力，凝固形核起始于冷铁布置区域，见图5b箭头处。随着冷却过程持续进行，凝固形核区域不断扩大，液相成分占比不断减小，固相成分占比不断上升，当凝固至280.1 s时，导弹壳体顶端区域已基本凝固完毕，见图5c；凝固形核过程自上而下扩展至导弹壳体蒙皮区域，受激冷冷铁作用，沿缝隙浇道中间区域先行凝固，见图5d箭头处。在充型补缩压力作用下，合金熔体沿缝隙浇道对型腔固液糊状区进行有效的压力补缩，减少缩松缺陷，见图5e；当凝固至870 s时导弹壳体已基本凝固完毕，固相率达到100%，此时缝隙浇道尚存部分液相，在补缩压力的持续作用下，导弹壳体逐步实现完全凝固，在1 615 s时凝固完毕，见图5h。结合图5b、图5e与图5h可知，低压充型凝固下，异形结构导弹壳体实现了自上而下与自内向外的顺序凝固，总凝固时长为1 615 s。10.15980/j.tzzz.2024.01.001.F005图5凝固相场仿真计算结果Fig.5Simulation results of solidification phase field2.3凝固仿真结果分析图6为导弹壳体凝固仿真计算结果。可以看出，浇注温度为715 ℃，受充型流动过程与铸型传热影响，合金熔体顶端区域温度为708 ℃，仅下降7 ℃，仍保持了良好的流动性能，见图6a。由图6b可知，导弹壳体总充型时长为4.79 s，横浇道充型时间为2.07 s，之后合金熔体沿缝隙浇道逐层对导弹壳体型腔进行充填，充型过程平稳，无明显的卷气、紊流。图6c表明导弹壳体冷却过程的凝固次序为自上而下与自内向外，良好的凝固顺序可保证合金熔体的有效压力补缩，提高导弹壳体的冶金质量。图6d表明最大充填长度小于ZL114A铸造合金的砂型流动长度，保证了导弹壳体型腔充填的完整性；由图6e可知，低压充型凝固后，导弹壳体内部无明显缩松，冶金组织致密。10.15980/j.tzzz.2024.01.001.F006图6凝固仿真计算结果Fig.6Calculation results of solidification and simulation3异形结构导弹壳体组织性能分析3.1异形结构导弹壳体铸态组织图7为异形结构导弹壳体不同区域铸态组织与平均晶粒直径测试结果。可以看出，ZL114A铸造合金主要相组成为α-Al基体、α-Al+Si共晶体、Mg2Si相与Al3Ti相等。固溶处理时，Mg2Si溶入α-Al基体中形成过饱和固溶体，175 ℃以下时效时，过饱和固溶体分解产生G.P.Ⅰ区或G.P.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β-Mg2Si相。合金中一般通过添加微量的Al-Ti-B中间合金形成Al3Ti或TiB2等高熔点化合物相作为α-Al基体的结晶核心且弥散分布，细化α-Al基体晶粒，提高合金的力学性能。由于ZL114A铸造合金熔铸阶段未添加钠盐、Al-Sr中间合金或其他变质剂组分，因此铸态组织中的Si相形貌呈板条状、块状，沿晶界弥散分布，α-Al基体形貌为椭球状，受冷铁和补缩压力双重作用，导弹壳体不同区域铸态组织中的α-Al基体平均晶粒直径存在差异。导弹壳体顶部最先凝固，冷却速度最大，且凝固初期所受的补缩压力最大，初期凝固析出的α-Al枝晶在补缩压力作用下，枝晶不断破碎得到细化，顶部α-Al基体平均晶粒直径为116.09 μm，见图7a与图7d。导弹壳体中部区域（蒙皮区域，下同）在低压充型过程持续得到缝隙浇道的压力补缩，且在缝隙浇道两端均设置了冷铁，冷却效果良好，α-Al基体平均晶粒直径为147.76 μm，见图7b与图7e。导弹壳体底部（下法兰区域，下同）虽设置了冷铁，且在整个充型过程可得到压力补缩，但考虑到底部区域壁厚尺寸较大，为71 mm，冷铁作用有限，因此α-Al基体平均晶粒直径与顶部、中部相比，稍显粗大，平均晶粒直径为178.33 μm，见图7c与图7f。10.15980/j.tzzz.2024.01.001.F007图7合金铸态组织和晶粒尺寸Fig.7Microstructure and grain size of the alloy3.2异形结构导弹壳体T6态力学性能表4为ZL114A异形结构导弹壳体附铸试样T6热处理态力学性能。可以看出，试样抗拉强度（σb）平均值为344.66 MPa，离散系数CV为0.55%；屈服强度（σ0.2）平均值为275 MPa，离散系数CV为0.93%；伸长率（δ）平均值为8.44%，离散系数CV为3.5%；弹性模量（E）平均值为71.5 GPa，离散系数CV为0.7%。图8为ZL114A异形结构导弹壳体不同区域本体取样力学性能测试结果。导弹壳体顶部、中部和底端平均抗拉强度分别为364、345与332 MPa，平均屈服强度分别为284、256与244 MPa，平均伸长率分别为9.2%、7.4%与6.1%，顶部、中部和底部弹性模量基本一致，平均值均为71.5 GPa。由霍尔-佩奇关系式：10.15980/j.tzzz.2024.01.001.T004表4ZL114A异形结构导弹壳体附铸试样力学性能Tab.4Mechanical properties of ZL114A heteromorphic missile shell specimens附铸试样序号σb/MPaσ0.2/MPaδ/%E/GPaA-13422758.472A-23442787.872A-33462728.271B-13452748.272B-23432708.671B-33442778.871C-13472768.672C-23422748.472C-33462788.971D-13462768.771D-23432728.271D-33482788.572σs=σ0＋k⋅d-12 （5）式中，σs为材料强度；σ0为晶内变形抗力，即单晶体金属的强度；k为与晶界结构相关，表征晶界对强度影响的程度；d为多晶体中各晶粒的平均直径。可知，随着平均晶粒直径增大，金属材料强度极限连续下降，结合图7可知，异形结构导弹壳体顶部平均晶粒直径最小（116.09 μm），强度达到最大值（364 MPa），底部平均晶粒直径最大（178.33 μm），强度达到最小值（332 MPa）。10.15980/j.tzzz.2024.01.001.F008图8本体取样力学性能测试结果Fig.8Mechanical properties of the alloy bodyZL114A异形结构导弹壳体不同区域力学性能拉伸试样断口SEM组织形貌见图9。顶端、中部和底部区域拉伸断口均可观察到明显韧窝，见图9a～图9c方框处。铸态组织中沿晶界分布的板条状、块状Si相在固溶热处理保温过程中不断溶入α-Al基体内部，淬火后在α-Al基体内部形成过饱和固溶体；时效保温过程中，Si元素沿晶界弥散析出，Si相形貌由板条状、块状转变为近球状。与α-Al基体相比，Si相为硬脆颗粒相，拉伸应力易在Si相尖端区域产生应力集中，当应力峰值超出材料屈服强度时，将沿Si相颗粒表面快速扩展，Si相颗粒被剥离，断口表面残留下大量细小微观韧窝，断裂机制为典型的塑性韧窝断裂。10.15980/j.tzzz.2024.01.001.F009图9拉伸断口SEM组织形貌Fig.9SEM morphologies of tensile fracture3.3异形结构导弹壳体尺寸扫描ZL114A异形结构导弹壳体低压充型浇注凝固后，对浇注系统进行切割打磨，并采用AXE-G7移动式三维光学扫描仪对导弹壳体内腔进行尺寸扫描比对分析测试，结果见图10。可以看出，导弹壳体内腔无尺寸超差区域，所有内腔尺寸均为正值，内腔尺寸偏厚区域可采用机械加工设备去除，在批量生产阶段将尺寸超厚区域凝固收缩率由0.95%调整为1.10%，内腔尺寸精度达到了HB 6103-2004 CT8级，节省了内腔超厚区域的机械加工工序，可降低产品的成本与制造周期。图11为ZL114A异形结构导弹壳体模具、铸件与零件实物。10.15980/j.tzzz.2024.01.001.F010图10异形结构导弹壳体尺寸扫描Fig.10Dimensional scan of heteromorphic missile shell10.15980/j.tzzz.2024.01.001.F011图11异形结构导弹壳体实物Fig.11Entity of heteromorphic missile shell4结论（1）ZL114A异形结构导弹壳体内浇道、横浇道与缝隙浇道截面积比设计为1∶1.6∶1.9的开放式浇注系统，凝固收缩率设置为0.95%，在715 ℃下采用低压充型工艺实现了导弹壳体的凝固成形；总充型时长为4.79 s，熔体最大充填长度为125.9 mm，充型压力作用下实现了自上而下的平稳充填，未发生卷气、紊流；总凝固时长为1 615 s，在充型补缩压力和冷铁激冷作用下形成了自上而下与自内向外的顺序凝固，导弹壳体内部无明显的缩松缺陷。（2）铸态组织主要为α-Al基体、α-Al+Si共晶体、Mg2Si相与Al3Ti相等，受激冷冷铁布置和充型补缩压力共同作用，导弹壳体顶部平均晶粒直径明显小于底部，顶部、中部和底部区域平均晶粒直径分别为116.09、147.76和178.33 μm。（3）附铸试样T6态抗拉强度均值为344.66 MPa，离散系数CV为0.55%；屈服强度均值为275 MPa，离散系数CV为0.93%；伸长率均值为8.44%，离散系数CV为3.5%；弹性模量均值为71.5 GPa，离散系数CV为0.7%。导弹壳体顶端、中部和底部区域本体试样抗拉强度均值为364、345和332 MPa，屈服强度均值为284、256和244 MPa，伸长率均值为9.2%、7.4%和6.1%，弹性模量基本一致，均为71.5 GPa。（4）固溶淬火与时效保温热处理后，铸态组织沿晶界分布的板条状、块状Si相沿晶界以近球状弥散析出，断口表面残留了大量细小微观韧窝，断裂机制为韧性断裂；批量生产阶段导弹壳体凝固收缩率由0.95%调整为1.10%，节省了内腔超厚区域的机械加工工序，降低了产品的成本与制造周期。