工艺创新在航空材料中的作用ppt课件

1、目录1. 前言2. 航空资料开展背景3. 工艺创新在航空资料开展中的显要作用3.1 塑性成形工艺的典例3.2 凝固成形工艺的典例3.3 粉末成形工艺的典例3.4 热处置工艺的典例3.5 复合工艺的典例4. 终了语.1. 前言资料开展的驱动力永无尽头地追求两“高两“低的目的。高性能 高效率 低本钱 低污染不同的运用对象和不同的历史时期，资料开展的驱动力能够有不同的偏重，但是应综合思索两“高两“低的要求。.资料的力学性能和运用可靠性取决于组织构造包括缺陷情况，而组织构造不仅取决于成分，而且取决于工艺制备技术。资料开展的创新途径成分创新、工艺创新目的都是在更高层次上满足两“高两“低的要求。不同的详细

2、情况下，资料创新途径能够有不同的偏重，但都应把成分创新与工艺创新严密结合起来。在很多情况下，工艺创新往往是最有效的综合到达两“高两“低目的的途径。.2. 航空资料开展背景 先进飞机及其发动机特别是军用的的需求是航空资料开展的强大推进力。 美国21世纪坚持空中优势的主要支柱：三大战斗机：F/A-18E/F，F/A-22，F35无人机：侦查机和作战机轰炸机：B-2和高超音速轰炸机.F/A-18E/F超黄蜂，2002年开场服役，舰载机F/A-18C/D黄蜂的放大型增大25%作战半径增大约40%可生存性大610倍武器挂点添加2个隐身性能提高.F/A-22猛禽，2005年开场服役，四代机典型代表 隐身

3、巡航M1.5，Mmax=2.0 非常规机动性好 先敌发现，先敌开火，先敌摧毁。2004年4月29日开场的运用实验证明，一次演习中用5架F-15对付一架F/A-22，F/A-22在3分钟内完成了攻击，F-15甚至还未看见F/A-22。.F-35 (JSF, 2021年开场服役，空中霸主 轻型多用途 Mmax=2.5，不超音速巡航 隐身 价廉，28003500万美圆/架 美三军和英皇家海军共订购3002架，以色列、新加坡、希腊、波兰、韩国、澳大利亚、台湾都要加盟.X-45 (2021开场服役，无人作战飞机 飞行高度最终目的为1.2万米 2006年将让无人作战机与人工驾驶机混合战斗训练 2002年5

4、月22日 X-45A初次试飞胜利 隐身、无尾.B-2 幽灵， 已服役，隐形轰炸机 隐形，雷达截面积0.1m2 远程，航程空中加油一次18530km 准确制导，每架可投掷16颗2000磅钻地弹 与F/A-22组成一支能快速部署的全球隐身打击特遣部队.B-3 (概念设计图，2025年开场服役，高超音速轰炸机M5，1小时内横越大西洋，几小时内轰炸世界上任何地点隐身载弹量B-52.美国军用飞机上各种资料用量占机体构造总量的百分比 随着军用飞机的开展，各种资料在飞机机体上的用量不断变化，总的趋势是复合资料和钛合金的用量逐渐增多.SR-71高空高速侦查机 高超音速轰炸机用材必然要发生很大变化。即使早期研制

5、胜利的SR-71高空高速侦查机M=3，由于蒙皮温度已相当高，故钛合金用量高达93%。当M5时，蒙皮温度高达数千华氏度，资料问题非常突出。.波音民机机体上钛合金和复合资料的用量% 随着民用飞机的开展，各种资料在飞机机体上的用量也有变化，总的趋势也是复合资料和钛合金的用量不断增多。.波音飞机钛用量随年代的变化空客民机机体上钛合金和复合资料的用量%. 美国21世纪坚持空中优势的高性能发动机 F414推重比9，F/A-18E/F用 F119推重比10，F/A-22用 FF119的推力增大型，F35用 推重比1520发动机综合高性能涡轮发动机技术 高超音速飞机用冲压喷气发动机.F119发动机F/A-22

6、用.高超音速飞机X-43A采用冲压喷气发动机.以三轴式构造和全钛压气机为主要特征的遄达发动机和RB211发动机 现代民用飞机均采用涡扇发动机作为动力安装，而其中罗罗公司消费的三轴式涡扇发动机最具特征。.发动机上各种资料用量的变化趋势 随着航空发动机的开展，各种资料在发动机中的用量不断变化。总的趋势是从钢、铝时代逐渐转化成冷端以钛为主、热端以镍为主的镍、钛、钢“三国鼎立的时代。未来的趋势是部分地被树脂基、金属基、陶瓷基复合资料和金属间化合物所取代。.3. 工艺创新在航空资料开展中的显要作用 从上述开展背景可以看出，为了满足飞机及其发动机日新月异的需求，航空资料必需不断创新，而资料创新的内涵包含成

7、分创新和工艺创新两大部分。成分创新在满足飞机及其发动机需求方面的重要作用通常不会被人们忽视或忘却，而工艺创新在满足飞机及其发动机需求方面的重要作用却容易被一部分人忽视或忘却。因此，很有必要经过下面的各种典型实例阐明工艺创新在航空资料开展中的显要作用。.3.1 塑性成形工艺的典例3.1.1 钛合金高低温交替锻造工艺金属资料从铸锭开坯经坯料锻造直至最终模锻往往要经过很多火次，每火的加热温度通常是从高温递减至较低温度，国内外钛合金传统的锻造工艺也是如此。然而，钛合金大型锻件及其坯料的组织经常出现严重的不均匀，俗称“大花脸，对力学性能不利。.经过研讨和消费实际，我们根据全程组织设计的概念，进展了全程工

8、艺设计，创建了AHLT工艺，即从铸锭开坯直至最终模锻进展全程的统筹安排，其锻前加热温度阅历了“高低高低的程序，其中“高指区加热，“低指区加热。该工艺获得了均匀的金相组织和优良的综合性能。.俄罗斯和我国钛合金盘高倍组织均匀性的对比俄罗斯钛合金盘的高低倍组织.我国钛合金盘的高低倍组织.TC11钛合金高压压气机转子，其压气机盘全部采用高低温交替锻造工艺。该“工艺研讨工程获国家科技提高一等奖。迄今为止，TC11仍是我国军用工业中年用量最大的一种钛合金牌号，有力地推进了钛合金资料的开展。.3.1.2 钛合金高温形变强韧化工艺传统的锻造工艺虽能获得较高的、，但KIC低，da/dN快，蠕变抗力低，这不顺应损

9、伤容限设计和高温零件的要求。因此，国内外均在开展高温形变强韧化工艺，花样颇多，如近锻、准锻、亚锻、 锻、全锻等，均在不同程度上提高了KIC和蠕变强度，减慢了da/dN，其和虽在多数情况下有不同程度降低，但并不影响运用可靠性。这种关键性能上的戏剧性变化是单纯依托合金成分的改动所办不到的。性能上的变化取决于组织上的变化，而组织又取决工艺。.钛合金不同类型的显微组织123456987101112131415.TA12钛合金高压压气机盘和鼓筒采用急冷式模锻工艺百花齐放的各种高温形变强韧化工艺均获得良好效果和不同程度的运用。其中以急冷式模锻工艺为主要创新点的TA12钛合金运用研讨获部级科技提高一等奖，而

10、近锻造工艺最近获国防科学技术一等奖。.3.1.3 等温、近等温暖超塑性加工工艺钛合金资料开展过程遇到的较大困难是塑性加工温度范围狭窄，而且由于导热性差见表而使坯料外表温度冷却很快，其变形不均匀问题很难处理，相应地组织性能不均匀和外表裂纹等问题突出。三种资料的热导率 W/(m) 这三种工艺在定义上是有差别的，但相互联络很严密，就合而言之。.美国GE公司采用近等温塑性加工工艺开展Ti-Al系金属间化合物资料等温或近等温塑性加工也促进了难变形的Ti-Al系金属间化合物资料的开展.创新性等温或近等温塑性加工工艺促进了SP700(Ti-4.5Al-3V-2Mo-2Fe)等新型超塑性钛合金的开展. 一个古

11、老的典型实例-大马士革钢宝刀的历史故事早在11世纪末到13世纪末的200年里，骠悍的阿拉伯骑兵那闪闪发光、锋利无比的大马士革宝刀曾使东征的十字军闻风丧胆。锻打宝刀的铁坯产于印度，能被叙利亚工匠锻成削铁如泥的宝刀，但运至欧洲让最高明的工匠锻造时，却脆得无法成形。这是由于当含碳量高达1.5%时，虽可显著提高钢的强度和硬度，却因构成大量脆性的渗碳体网状组织而无法锻打刀剑。.宝刀虽尚能找到，锻造技术却久已失传。直到20世纪60年代，美国斯坦福大学的两位冶金师揭开了大马士革宝刀的。原来高含量碳的参与虽会导致脆性，但也能阻止晶粒长大而获得超细晶粒平均直径为九个微米，从而在一定条件下使它处于超塑性形状。如今

12、，这种新的经过超塑性加工的钢刀钢剪已在美国和日本上市，人们在本人的厨房里就可一试大马士革宝刀的锋芒了。.3.1.4 超大变形量延续冷拉工艺普通碳钢的拉伸强度为290590MPa，但日本在90年代将低碳铁素体钢经特殊热处置后再以99.99%变形量经过金刚石模板延续冷拉成超细纤维(1m长的丝材坯料被拉成1万米的纤维)，这时它的拉伸强度竟高达5300MPa，同时又保管了铁素体原来的塑性和韧性。这与组织的细化和缺陷的减少有关。冷拉超细纤维的直径越小，强度越高。直径50m纤维的强度为4170MPa，直径15m纤维的强度为5300MPa。.单纤维冷拉效率低，近期开展的集束包套冷拉工艺可一次将上百根金属丝坯

13、拉制成超细纤维。包套用铜制成，具有很好的光滑性。拉制后用化学铣削法去除铜套，纤维外表光滑，截面均匀，还可防止断丝。目前已用此法获得直径为10m的不锈钢超细纤维。冷拉超细纤维与碳纤维、芳纶纤维、玻璃纤维等组合成混合纤维，参与到树脂基体中制成复合资料可发扬综合性能优势，获得飞机设计师们的青睐。.3.2 凝固成形工艺的典例3.2.1 金属型精铸工艺美Howmet公司和P&W公司结合推出，1991年开场用于高温合金，后来又用于钛合金。分GMM重力金属型铸造和VDC真空金属模铸造。与陶瓷型熔模铸造相比，节省本钱4050%，减少了污染，提高了性能见图。.钛合金金属型铸件与陶瓷型铸件、锻件的性能对比.已用G

14、MM工艺制造了F119发动机压气机第4、5级阻燃钛合金可调式导流叶片精铸件见图。计划用VDC工艺制造钛合金风扇和压气机叶片，如能实现，那么更是一个艰苦突破。F119发动机F/A-22用F119发动机压气机第4、5级阻燃钛合金可调式导流叶片金属型铸件.小型件大型整体发动机机匣大型复杂整体飞机构造件运用典例之一V-22 Osprey垂直起落飞机倾转式旋翼的转接座见图V-22 Osprey飞机Ti-6Al-4V 转接座3.2.2 大型复杂整体构造件熔模精铸.运用典例之二F-22 飞机的垂尾方向舵作动筒支座F-222005年前开场服役. 为什么要用？主要是为了大幅度减少零件数而显著降低本钱、缩短周期和

15、减轻构造分量。以V-22转接座为例，降低本钱30%，加工和安装时间减少62%V-22转接座前后两种方案的对比表示图.主要靠关键技术及其诱人的效果壮了胆。三大关键技术：(1)计算机技术特别是工艺模拟；(2)热等静压；(3)热处置。诱人的效果：铸造系数从1.252.00降至1.00；既准确控形，也准确控性。促进了钛合金铸件在F-22等飞机上的大量运用，F-22就有6个大型Ti-6Al-4V铸件，连F-22的侧机身与机翼的接头这种非常关键的零件都采用了Ti-6Al-4V铸件，无疑这是钛合金铸造技术迈出的非常大的一步！2002年初Howmet公司又接到一批F-22大型钛铸件的订货合同，总价值800万美

16、圆。 为什么敢用？.美国、英国与航材院涡轮叶片用高温合金的开展3.2.3 高温合金叶片资料的开展史首先是工艺创新的开展史.叶片冷却方式与涡轮进口温度的关系.F119发动机(F-22用)的涡轮转子叶片选用了第二代单晶高温合金PWA1484,该资料本身的最高任务温度为1070左右，由于采用了计算流体动力学程序设计制造了超级冷却叶片，使涡轮转子叶片的任务温度提高至16211677 F100发动机为1400。具有如此复杂的冷却孔道的叶片要精铸成单晶资料，其工艺创新的技术含量是非常高的，也可从中看到工艺创新在资料开展中的重要位置。. (a) (b)单晶涡轮空心叶片网格划分(a)凝固过程三维温度场数值模拟

17、结果(b)无论是定向凝固还是单晶叶片，可工艺创新之处是很多的。例如型芯资料定向常用氧化硅，单晶常用氧化铝，凝固成形过程的数值模拟等。.大型单晶叶片与较小叶片对比GE公司用第二代单晶合金ReneN5铸出长400mm、重9Kg的GE90发动机单晶空心叶片。地面燃机的单晶叶片更大见图大型叶片单晶工艺的难度更大.3.2.4 高温合金整体叶盘精铸工艺用于760以下任务的高温合金零件。目的是防止或减少与粗晶伴生的延续析出碳化物、偏析和微观缩孔，提高疲劳性能和运用可靠性。细化途径：振动法、热控法、细化剂法 细晶精铸工艺.斯贝发动机起动器细晶叶盘。BIAM采用机械振动法+热控法制成，运用1000次以上仍不损坏

18、，而从英国进口的叶轮运用900次以下就损坏.细晶叶盘与普通叶盘的晶粒度对比.高温合金定向叶片/细晶轮毂整体叶盘 双性能精铸工艺.3.3 粉末成形工艺的典例3.3.1 高温合金涡轮盘资料的开展史同样离不开工艺创新的重要奉献随着航空发动机推重比的不断提高,涡轮盘资料的关键性位置越来越突出。有人把它誉为“发动机的皇冠涡轮叶片那么誉为“皇冠上的众多明珠。原来采用变形工艺的涡轮盘资料，由于偏析等问题很难妥善处理，其高温蠕变抗力和疲劳性能等难以满足较高推重比发动机的要求，于是美国创建了新的粉末盘的工艺道路。.高温合金粉末盘的工艺道路GE公司早期没有采用P&W公司的超塑性锻造工艺，而采用了热等静压工艺。19

19、80年，用热等静压工艺制成的F404发动机Rene95粉末涡轮盘破裂而导致一等事故。后来欧美的粉末盘都采用了“挤压开坯+超塑性锻造的工艺，以保证消除尺寸过大的陶瓷夹杂和改善组织性能。需2万3.5万t挤压机。. BIAM研制胜利的FGH95涡轮盘与DD3单晶叶片已在涡轴发动机上长期试车经过.3.3.2 放射成形工艺 与多工序的铸锭/热变形的传统工艺相比，由于它是由金属液直接雾化和堆积成近净型半废品，因此周期短，本钱低。 与铸造工艺相比，由于具有快速凝固的特点，金相组织细小均匀，更适宜于在放射成形后经少量变形如热轧、冷轧、超塑成形加工成最终废品。 适宜于一些难变形合金或铸造时易严重偏析的合金如Ti

20、Al合金铝合金、高温合金、钛合金、金属间化合物均适用优越性.三种放射成形方式的表示图.运用情况 美国海军的放射成形In625合金大口径厚壁管等已用于舰艇鱼雷发射管、尾轴及轴密封套等。 P&W发动机公司和Howmet公司制备的放射成形+热等静压+环轧In718合金高压涡轮机匣已分别在PW4000和F100-PW220发动机上经过了试车。 GE公司放射成形高温合金涡轮盘将用于新一代GE-90发动机，见图。.从1400的高温合金熔液雾化堆积成盘件的实况.放射成形的TiAl合金(Ti-48Al-2Nb-2Mn)环形件.放射成形设备70Kg容量BIAM较早就建立了放射成形设备见图和开展了研讨。航天某涡扇

21、发动机的GH742涡轮盘很易锻裂，0.2也不够高。现改用放射成形工艺并制成5个废品盘见图， 0.2提高了200MPa，即将进展超转实验和发动机试车。.某涡扇发动机用GH742放射成形堆积坯制成涡轮盘半废品的过程.放射成形GH742涡轮盘废品.3.3.3 激光成形Lasform工艺在美政府的国防先进研讨工程局和海军研讨办公室的资助下，由两个大学Johns Hopkins大学和宾夕法尼亚州大学、两个公司MTS系统公司和AeroMet公司结合研讨胜利。这是一种由高功率激光镀覆技术与先进的快速成形技术结合而成的金属粉末熔化和直接堆积的新工艺激光成形设备由一个14KW CO2激光器、一个特殊的粉末喂料系

22、统和一个很大的可充氩的任务室3x3x1.2m组成，工件与激光束的三维相对运动经过计算机软件控制见图。.激光成形设备.优越性是软件驱动的柔性加工，不用添置加工设备、工夹具等硬件，最适用于通常要改动设计的研制任务。消费周期短，可快速反响。资料利用率高。力学性能到达锻件程度可裁缝式地制成“变成分的资料和零件一种比传统补焊好得多的修补手段运用实例F/A-18E/F已选定4个Ti-6Al-4V大型构件运用此工艺.鉴于激光成形工艺可显著降低研制周期与本钱，对航空工业高性能金属构件有战略性重要意义，美国国防后勤局最近与明尼苏达州的AeroMet 公司签署了1900万美圆的多年协议，用激光成形法为军用飞机与发

23、动机制造钛合金构造件的试消费件，由CAD文档驱动高功率激光器将钛合金粉末熔结而制成近净形件。.热处置的特大Ti-6Al-4V锻件F-22后机身隔框3.4.1 钛合金热处置工艺3.4 热处置工艺的典例.损伤容限设计用的TC11钛合金采用了一种新型的热处置工艺BRCT热处置。不同热处置工艺对钛合金力学性能的影响.不同热处置工艺对TC11钛合金显微组织的影响空冷二重热处置急冷二重热处置空冷二重热处置BRCT热处置.BRCT热处置的TC11钛合金的拉伸断口特征a、穿晶断裂；b、部分沿晶断裂.BRCT热处置的TC11钛合金压气机盘BRCT热处置的TC11钛合金伞舱梁.TC11钛合金压气机盘的室温拉伸性能

24、、缺口敏感系数、冲击韧性和断裂韧性TC11钛合金压气机盘的蠕变和热稳定性*本表中所列的蠕变试样100小时实验后的室温拉伸性能。*/0为520(BRCT)或500(热处置)100h或500h热暴露后与暴露前断面收缩率的比值。.左图为两种热处置工艺的TC11钛合金伞舱梁与Ti-10-2-3合金锻坯厚30mm的疲劳裂纹扩展特性。CT试样，L-T取向，室温，空气，R=0.1，f=513Hz101520253035405040608010014010-410-3MPam1/2K，kgmm-3/2da/dN，mm/周TC11(热处置)TC11(热处置)Ti-10V-2Fe-3Al.3.4.2 高温合金粉末

25、盘的双性能热处置工艺F119的DTPIn100粉末盘采用双性能热处置，高温处置的外缘获得高的K1C、蠕变抗力和低的da/dN，而低温处置的内缘那么获得高的0.2和低周疲劳强度。.3.4.3 铝合金的“T77热处置工艺经过热处置工艺创新提高综合性能改善强度与抗蚀性的匹配实例：B-777大量选用7055-T77和7150-T77见B-777选材图高强度铝合金的开展与运用. 该热处置工艺的特点(1) 准确控温的高温固溶处置固溶处置温度非常接近过烧温度，因此必需准确控温3，出炉后水冷普通采用滚道式上下喷水。(2) 三级时效第一级 较低温度时效通常水冷，达90%强度。第二级 较高温度过时效通常水冷，以提

26、高抗腐蚀性。第三级 较低温度时效温度等同或接近第一次时效，通常空冷，补充强化至应有程度，即充分利用过饱和效果。.3.5 复合工艺的典例3.5.1 树脂转移成形RTM在室温或较低温度下靠加压抽真空将低粘度的树脂注入放好预成型坯编织好的加强纤维的密闭模中，而后加热固化。主要特点与传统的预浸料铺叠/热压成形工艺相比制品设计自在度大，各种复杂异形件均不用缝合，有利于构造整体化和提高强度、刚度、抗分层、抗冲击等综合性能；资料空隙率很低00.2%；纤维含量高，可达5060%，甚至75%；尺寸准确，反复性好，装配工时显著减少；能耗低，消费周期短，本钱降低20%，加强了与金属件的竞争力金属件虽比RTM本钱还低

27、10%，但重40%；任务环境好.对树脂的要求耐热性、耐湿性、韧性等性能仍应满足运用要求；在室温或较低温度下具有低粘度(0.11PaS)；对加强纤维有良好的浸润性、匹配性和粘附性；固化时不产生挥发物或其他不良副反响；环氧树脂普通能顺应上述要求，如用双马来酰亚胺，那么可用各种单体与它聚合或参与活性稀释剂。.F-22是首例大量采用RTM工艺的飞机。有400多个零件采用RTM。运用实例：进气唇口，前机身部分隔框和构架，燃油箱骨架和箱壁，中机身武器舱门帽形加强筋，机翼中间梁，尾翼的梁和肋。F-35JSF的垂尾及平尾原来采用铝合金蜂窝芯/复合资料蒙皮构造，为进一步减轻构造分量，胜利地用RTM技术验证了全复合资料构造石墨纤维/双马树脂的垂尾，使零件数从原来13个减至1个，紧固件取消了1000个，制造费相应减少60%以上。这一90Kg重的大型复杂复合资料构造件制造技术的突破与RTM流动模型最正确注射部位及程序的建立严密相关。我国已胜利地用RTM工艺制备了歼八机翼隔框模拟件，相应地研制胜利适用于R