工艺创新在航空材料中的作用课件

目录1.前言2.航空材料发展背景3.工艺创新在航空材料发展中的显要作用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热处理工艺的典例3.5复合工艺的典例4.结束语目录1.前言11.前言●材料发展的驱动力——永无止境地追求两“高”两“低”的目标。高性能高效率低成本低污染●不同的使用对象和不同的历史时期，材料发展的驱动力可能有不同的侧重，但是应综合考虑两“高”两“低”的要求。1.前言●材料发展的驱动力——永无止境地追求两“高”两“2●材料的力学性能和使用可靠性取决于组织结构（包括缺陷情况），而组织结构不仅取决于成分，而且取决于工艺（制备技术）。●材料发展的创新途径（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。●不同的具体情况下，材料创新途径可能有不同的侧重，但都应把成分创新与工艺创新紧密结合起来。在很多情况下，工艺创新往往是最有效的综合达到两“高”两“低”目标的途径。●材料的力学性能和使用可靠性取决于组织结构（包括缺陷情况），32.航空材料发展背景●先进飞机及其发动机（特别是军用的）的需求是航空材料发展的强大推动力。●美国21世纪保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：侦察机和作战机

轰炸机：B-2和高超音速轰炸机2.航空材料发展背景●先进飞机及其发动机（特别是军用的4F/A-18E/F（超黄蜂，2002年开始服役，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6～10倍

武器挂点增加2个

隐身性能提高F/A-18E/F（超黄蜂，2002年开始服役，舰载机）

F5F/A-22（猛禽，2005年开始服役，四代机典型代表）

隐身

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日开始的使用试验证实，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/A-22（猛禽，2005年开始服役，四代机典型代表）

6F-35(JSF,2008年开始服役，空中霸主）

轻型多用途

Mmax=2.5，不超音速巡航

隐身

价廉，2800～3500万美元/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F-35(JSF,2008年开始服役，空中霸主）

轻型7X-45(2008开始服役，无人作战飞机）

飞行高度最终目标为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月22日X-45A首次秘密试飞成功

隐身、无尾X-45(2008开始服役，无人作战飞机）

飞行高度最终8B-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

精确制导，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-2（幽灵，已服役，隐形轰炸机）

隐形，雷达截面积09B-3(概念设计图，2025年开始服役，高超音速轰炸机）

M＞5，1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-52B-3(概念设计图，2025年开始服役，高超音速轰炸机）

10美国军用飞机上各种材料用量占机体结构总量的百分比●随着军用飞机的发展，各种材料在飞机机体上的用量不断变化，总的趋势是复合材料和钛合金的用量逐渐增多美国军用飞机上各种材料用量占机体结构总量的百分比●随着军用11SR-71高空高速侦察机●高超音速轰炸机用材必然要发生很大变化。即使早期研制成功的SR-71高空高速侦察机（M=3），由于蒙皮温度已相当高，故钛合金用量高达93%。当M>5时，蒙皮温度高达数千华氏度，材料问题非常突出。SR-71高空高速侦察机●高超音速轰炸机用材必然要发生很大12波音民机机体上钛合金和复合材料的用量（%）●随着民用飞机的发展，各种材料在飞机机体上的用量也有变化，总的趋势也是复合材料和钛合金的用量不断增多。波音民机机体上钛合金和复合材料的用量（%）●随着民用飞机的13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材料的用量（%）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材料的用14●美国21世纪保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）

F135（F119的推力增大型，F35用）

推重比15～20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●美国21世纪保持空中优势的高性能发动机

F414（推重15F119发动机（F/A-22用）F119发动机（F/A-22用）16高超音速飞机X-43A采用冲压喷气发动机高超音速飞机X-43A采用冲压喷气发动机17以三轴式结构和全钛压气机为主要特色的遄达发动机和RB211发动机●现代民用飞机均采用涡扇发动机作为动力装置，而其中罗·罗公司生产的三轴式涡扇发动机最具特色。以三轴式结构和全钛压气机为主要特色的遄达发动机和RB211发18发动机上各种材料用量的变化趋势●随着航空发动机的发展，各种材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、陶瓷基复合材料和金属间化合物所取代。发动机上各种材料用量的变化趋势●随着航空发动机的发展，各193.工艺创新在航空材料发展中的显要作用从上述发展背景可以看出，为了满足飞机及其发动机日新月异的需求，航空材料必须不断创新，而材料创新的内涵包含成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，很有必要通过下面的各种典型实例阐明工艺创新在航空材料发展中的显要作用。3.工艺创新在航空材料发展中的显要作用203.1塑性成形工艺的典例3.1.1钛合金高低温交替锻造工艺●金属材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。3.1塑性成形工艺的典例3.1.1钛合金高低温交21●经过研究和生产实践，我们根据全程组织设计的概念，进行了全程工艺设计，创立了AHLT工艺，即从铸锭开坯直至最终模锻进行全程的统筹安排，其锻前加热温度经历了“高—低—高—低”的程序，其中“高”指β区加热，“低”指α＋β区加热。该工艺获得了均匀的金相组织和优良的综合性能。●经过研究和生产实践，我们根据全程组织设计的概念，进行了全程22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23我国钛合金盘的高低倍组织我国钛合金盘的高低倍组织24TC11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“工艺研究”项目获国家科技进步一等奖。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，有力地推动了钛合金材料的发展。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253.1.2钛合金高温形变强韧化工艺传统的α＋β锻造工艺虽能获得较高的δ、ψ，但KIC低，da/dN快，蠕变抗力低，这不适应损伤容限设计和高温零件的要求。因此，国内外均在发展高温形变强韧化工艺，花样颇多，如近β锻、准β锻、亚β锻、β锻、全β锻等，均在不同程度上提高了KIC和蠕变强度，减慢了da/dN，其δ和ψ虽在多数情况下有不同程度降低，但并不影响使用可靠性。这种关键性能上的戏剧性变化是单纯依靠合金成分的改变所办不到的。性能上的变化取决于组织上的变化，而组织又取决工艺。3.1.2钛合金高温形变强韧化工艺传统的α＋β锻造工艺虽26钛合金不同类型的显微组织123456987101112131415钛合金不同类型的显微组织12345698710111213127TA12钛合金高压压气机盘和鼓筒（采用急冷式β模锻工艺）百花齐放的各种高温形变强韧化工艺均取得良好效果和不同程度的应用。其中以急冷式β模锻工艺为主要创新点的TA12钛合金应用研究获部级科技进步一等奖，而近β锻造工艺最近获国防科学技术一等奖。TA12钛合金高压压气机盘和鼓筒（采用急冷式β模锻工艺）百花283.1.3等温、近等温和超塑性加工工艺钛合金材料发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）而使坯料表面温度冷却很快，其变形不均匀问题很难解决，相应地组织性能不均匀和表面裂纹等问题突出。三种材料的热导率 W/(m℃)——这三种工艺在定义上是有差别的，但相互联系很紧密，就合而言之。3.1.3等温、近等温和超塑性加工工艺钛合金材料发展过程29美国GE公司采用近等温塑性加工工艺发展Ti-Al系金属间化合物材料●等温或近等温塑性加工也促进了难变形的Ti-Al系金属间化合物材料的发展美国GE公司采用近等温塑性加工工艺发展Ti-Al系金属间化合30●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发展●创新性等温或近等温塑性加工工艺促进了SP700(Ti-4.31●一个古老的典型实例--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。这是因为当含碳量高达1.5%时，虽可显著提高钢的强度和硬度，却因形成大量脆性的渗碳体网状组织而无法锻打刀剑。●一个古老的典型实例--大马士革钢宝刀的历史故事早在1132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秘密。原来高含量碳的加入虽会导致脆性，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状态。现在，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，人们在自己的厨房里就可一试大马士革宝刀的锋芒了。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333.1.4超大变形量连续冷拉工艺●普通碳钢的拉伸强度为290～590MPa，但日本在90年代将低碳铁素体钢经特殊热处理后再以99.99%变形量通过金刚石模板连续冷拉成超细纤维(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，同时又保留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。3.1.4超大变形量连续冷拉工艺●普通碳钢的拉伸强度为234●单纤维冷拉效率低，近期发展的集束包套冷拉工艺可一次将上百根金属丝坯拉制成超细纤维。包套用铜制成，具有很好的润滑性。拉制后用化学铣削法去除铜套，纤维表面光滑，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，加入到树脂基体中制成复合材料可发挥综合性能优势，获得飞机设计师们的青睐。●单纤维冷拉效率低，近期发展的集束包套冷拉工艺可一次将上百根353.2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公司联合推出，1991年开始用于高温合金，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，节省成本40～50%，减少了污染，提高了性能（见图）。3.2凝固成形工艺的典例3.2.1金属型精铸工艺●美36钛合金金属型铸件与陶瓷型铸件、锻件的性能对比钛合金金属型铸件与陶瓷型铸件、锻件的性能对比37●已用GMM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）。●打算用VDC工艺制造钛合金风扇和压气机叶片，如能实现，则更是一个重大突破。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●已用GMM工艺制造了F119发动机压气机第4、5级阻燃钛合38●小型件→大型整体发动机机匣→大型复杂整体飞机结构件●应用典例之一——V-22Osprey垂直起落飞机（倾转式旋翼）的转接座（见图）V-22Osprey飞机Ti-6Al-4V转接座3.2.2大型复杂整体结构件熔模精铸●小型件→大型整体发动机机匣→大型复杂整体飞机结构件V-2239●应用典例之二——F-22飞机的垂尾方向舵作动筒支座F-22（2005年前开始服役）●应用典例之二——F-22飞机的垂尾方向舵作动筒支座F-240●为什么要用？主要是为了大幅度减少零件数而显著降低成本、缩短周期和减轻结构重量。以V-22转接座为例，降低成本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示意图●为什么要用？V-22转接座前后两种方案的对比示意图41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)β热处理。●诱人的效果：铸造系数从1.25～2.00降至1.00；既精确控形，也精确控性。●促进了钛合金铸件在F-22等飞机上的大量应用，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800万美元。●为什么敢用？主要靠关键技术及其诱人的效果壮了胆。——2002年初Howm42工艺创新在航空材料中的作用课件43工艺创新在航空材料中的作用课件44美国、英国与航材院涡轮叶片用高温合金的发展3.2.3高温合金叶片材料的发展史首先是工艺创新的发展史美国、英国与航材院涡轮叶片用高温合金的发展3.2.3高温45叶片冷却方式与涡轮进口温度的关系叶片冷却方式与涡轮进口温度的关系46●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,该材料本身的最高工作温度为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，使涡轮转子叶片的工作温度提高至1621～1677℃（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材料，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材料发展中的重要地位。●F119发动机(F-22用)的涡轮转子叶片选用了第二代单47(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。例如型芯材料（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。(a)(b)

单晶涡48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大型单晶叶片与较小叶片对比GE公司用第二代单晶合金ReneN493.2.4高温合金整体叶盘精铸工艺用于760℃以下工作的高温合金零件。目的是避免或减少与粗晶伴生的连续析出碳化物、偏析和微观缩孔，提高疲劳性能和使用可靠性。细化途径：振动法、热控法、细化剂法●细晶精铸工艺3.2.4高温合金整体叶盘精铸工艺用于760℃以下工作50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，使用1000次以上仍不损坏，而从英国进口的叶轮使用900次以下就损坏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51细晶叶盘与普通叶盘的晶粒度对比细晶叶盘与普通叶盘的晶粒度对比52高温合金定向叶片/细晶轮毂整体叶盘●双性能精铸工艺高温合金定向叶片/细晶轮毂整体叶盘●双性能精铸工艺533.3粉末成形工艺的典例3.3.1高温合金涡轮盘材料的发展史同样离不开工艺创新的重要贡献●随着航空发动机推重比的不断提高,涡轮盘材料的关键性地位越来越突出。有人把它誉为“发动机的皇冠”（涡轮叶片则誉为“皇冠上的众多明珠”）。●原来采用变形工艺的涡轮盘材料，由于偏析等问题很难妥善解决，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，于是美国创立了新的粉末盘的工艺路线。3.3粉末成形工艺的典例3.3.1高温合金涡轮盘材54●高温合金粉末盘的工艺路线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。1980年，用热等静压工艺制成的F404发动机Rene’95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。●高温合金粉末盘的工艺路线GE公司早期没有采用P&W公司的超55●BIAM研制成功的FGH95涡轮盘与DD3单晶叶片已在涡轴发动机上长期试车通过

●BIAM研制成功的FGH95涡轮盘与DD3单晶叶片已563.3.2喷射成形工艺

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沉积成近净型半成品，因此周期短，成本低。

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，更适合于在喷射成形后经少量变形（如热轧、冷轧、超塑成形）加工成最终成品。

适合于一些难变形合金或铸造时易严重偏析的合金（如TiAl合金）●铝合金、高温合金、钛合金、金属间化合物均适用●优越性3.3.2喷射成形工艺

与多工序的铸锭/热变形的传统工57三种喷射成形方式的示意图三种喷射成形方式的示意图58●应用情况

美国海军的喷射成形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公司制备的喷射成形（+热等静压+环轧）In718合金高压涡轮机匣已分别在PW4000和F100-PW220发动机上通过了试车。

GE公司喷射成形高温合金涡轮盘将用于新一代GE-90发动机，见图。●应用情况59从1400℃的高温合金熔液雾化沉积成盘件的实况从1400℃的高温合金熔液雾化沉积成盘件的实况60喷射成形的TiAl合金(Ti-48Al-2Nb-2Mn)环形件喷射成形的TiAl合金(Ti-48Al-2Nb-2Mn)环形61喷射成形设备（70Kg容量）●BIAM较早就建立了喷射成形设备（见图）和开展了研究。航天某涡扇发动机的GH742涡轮盘很易锻裂，σ0.2也不够高。现改用喷射成形工艺并制成5个成品盘（见图），σ0.2提高了200MPa，即将进行超转试验和发动机试车。喷射成形设备（70Kg容量）●BIAM较早就建立了喷射成形设62某涡扇发动机用GH742喷射成形沉积坯制成涡轮盘半成品的过程某涡扇发动机用GH742喷射成形沉积坯制成涡轮盘半成品的过程63喷射成形GH742涡轮盘成品喷射成形GH742涡轮盘成品643.3.3激光成形（Lasform）工艺●在美政府的国防先进研究项目局和海军研究办公室的资助下，由两个大学（JohnsHopkins大学和宾夕法尼亚州大学）、两个公司（MTS系统公司和AeroMet公司）联合研究成功。●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沉积的新工艺●激光成形设备由一个14KWCO2激光器、一个特殊的粉末喂料系统和一个很大的可充氩的工作室（3x3x1.2m）组成，工件与激光束的三维相对运动通过计算机软件控制（见图）。3.3.3激光成形（Lasform）工艺●在美政府的国65激光成形设备激光成形设备66●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，最适用于通常要改变设计的研制工作。●生产周期短，可快速反应。●材料利用率高。●力学性能达到锻件水平●可裁缝式地制成“变成分”的材料和零件●一种比传统补焊好得多的修补手段●应用实例F/A-18E/F已选定4个Ti-6Al-4V大型构件应用此工艺●优越性67鉴于激光成形工艺可显著降低研制周期与成本，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公司签订了1900万美元的多年协议，用激光成形法为军用飞机与发动机制造钛合金结构件的试生产件，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。鉴于激光成形工艺可显著降低研制周期与成本，对航空工业高性能金68β热处理的特大Ti-6Al-4V锻件（F-22后机身隔框）3.4.1钛合金β热处理工艺3.4热处理工艺的典例β热处理的特大Ti-6Al-4V锻件（F-22后机身隔框）369损伤容限设计用的TC11钛合金采用了一种新型的β热处理工艺——BRCT热处理。不同β热处理工艺对钛合金力学性能的影响损伤容限设计用的TC11钛合金采用了一种新型的β热处理工艺—70不同热处理工艺对TC11钛合金显微组织的影响α＋β空冷二重热处理β急冷二重热处理β空冷二重热处理BRCT热处理不同热处理工艺对TC11钛合金显微组织的影响α＋β空冷二重热71BRCT热处理的TC11钛合金的拉伸断口特征a、穿晶断裂；b、局部沿晶断裂BRCT热处理的TC11钛合金的拉伸断口特征72BRCT热处理的TC11钛合金压气机盘BRCT热处理的TC11钛合金伞舱梁BRCT热处理的TC11钛合金压气机盘BRCT热处理的TC173TC11钛合金压气机盘的室温拉伸性能、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小时试验后的室温拉伸性能。**ψ/ψ0为520℃(BRCT)或500℃(α＋β热处理)100h或500h热暴露后与暴露前断面收缩率的比值。TC11钛合金压气机盘的室温拉伸性能、缺口敏感系数、冲击韧性74左图为两种热处理工艺的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=5～13Hz101520253035405040608010014010-410-3MPa·m1/2ΔK，kg·mm-3/2da/dN，mm/周TC11(β热处理)TC11(α＋β热处理)Ti-10V-2Fe-3Al左图为两种热处理工艺的TC11钛合金伞舱梁与Ti-10-2-753.4.2高温合金粉末盘的双性能热处理工艺F119的DTPIn100粉末盘采用双性能热处理，高温处理的外缘获得高的K1C、蠕变抗力和低的da/dN，而低温处理的内缘则获得高的σ0.2和低周疲劳强度。3.4.2高温合金粉末盘的双性能热处理工艺F119的763.4.3铝合金的“T77”热处理工艺——通过热处理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）高强度铝合金的发展与应用3.4.3铝合金的“T77”热处理工艺——通过热处理77●该热处理工艺的特点(1)精确控温的高温固溶处理固溶处理温度非常接近过烧温度，因此必须精确控温（±3℃），出炉后水冷（一般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），补充强化至应有水平，即充分利用过饱和效果。●该热处理工艺的特点(1)精确控温的高温固溶处理783.5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（编织好的增强纤维）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）①制品设计自由度大，各种复杂异形件均不必缝合，有利于结构整体化和提高强度、刚度、抗分层、抗冲击等综合性能；

②材料空隙率很低（0～0.2%）；

③纤维含量高，可达50～60%，甚至75%；

④尺寸精确，重复性好，装配工时显著减少；

⑤能耗低，生产周期短，成本降低20%，增强了与金属件的竞争力（金属件虽比RTM成本还低10%，但重40%）；

⑥工作环境好3.5复合工艺的典例3.5.1树脂转移成形（RTM79——对树脂的要求①耐热性、耐湿性、韧性等性能仍应满足使用要求；

②在室温或较低温度下具有低粘度(0.1～1Pa·S)；

③对增强纤维有良好的浸润性、匹配性和粘附性；

④固化时不产生挥发物或其他不良副反应；——环氧树脂一般能适应上述要求，如用双马来酰亚胺，则可用各种单体与它聚合或加入活性稀释剂。——对树脂的要求①耐热性、耐湿性、韧性等性能仍应满足使用要求80——F-22是首例大量采用RTM工艺的飞机。有400多个零件采用RTM。应用实例：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-35（JSF）的垂尾及平尾原来采用铝合金蜂窝芯/复合材料蒙皮结构，为进一步减轻结构重量，成功地用RTM技术验证了全复合材料结构（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重的大型复杂复合材料结构件制造技术的突破与RTM流动模型（最佳注射部位及程序）的建立紧密相关。——我国已成功地用RTM工艺制备了歼八Ⅱ机翼隔框模拟件，相应地研制成功适用于RTM的酚醛树脂、BMI和环氧树脂。——F-22是首例大量采用RTM工艺的飞机。有400多个零件813.5.2整体泡沫芯子/纤维/树脂复合工艺●工艺过程：模塑出包含肋条、桁条、电气线路及其他附件的整体泡沫芯子——固化——缠绕以增强用的纤维——送回模具注射树脂——固化。●应用：原用于制造冲浪船，后来美国泡沫基体公司用该复合工艺制成X-45无人作战机的轻型机翼，既具有高强度，也显著降低了成本，获波音公司2002年供应商创新奖。3.5.2整体泡沫芯子/纤维/树脂复合工艺●工艺过程823.5.3铝材/树脂基复合材料的层合工艺（GLARE）空客研制的A380是世界上最大的双层客舱式的民用飞机，其载客量达555人。订单已达129架，每架2.8亿美元。2004年5月7日，空客公司在法国图卢兹为A380开始总装举行盛大庆祝仪式。3.5.3铝材/树脂基复合材料的层合工艺（GLARE）83●A380采用了大量的称为GLARE的创新性材料，其主要创新点是新型的复合工艺。该工艺是将0.25毫米厚的铝材和玻璃纤维/环氧树脂复合材料在模子里交替层铺并粘接在一起，然后在固化炉内成形固化。GLARE板材的厚度为1.73毫米～15毫米。●GLARE取代铝板制造A380机身壁板后，不但减重25%，而且具有更高的强度、更好的抗疲劳特性和更长的使用寿命。铝板如果出现裂纹，会向各方向扩展而导致结构破坏，而GLARE壁板一旦出现裂纹却不会继续扩展。GLARE另一个优点是可以和单片铝板一样钻孔和切削，便于制造和维修。因此在A380上的用量很大。●A380采用了大量的称为GLARE的创新性材料，其主要创84图中的橄榄色给出了GLARE在A380机身上的使用位置，此外GLARE还用在垂直尾翼的前缘和水平稳定面上。图中的橄榄色给出了GLARE在A380机身上的使用位置，此外854.结束语材料科学与工程领域的发展历程反映了一个辩证关系：成分创新与工艺创新密不可分，相辅相成，互相依赖，互相促进。一种成分创新的新材料的诞生，往往由于它独有的特性而推动一些工艺技术的发展，甚至创立一种崭新的工艺技术；反过来，一种工艺创新的新技术的诞生，又往往由于它新的思路而推动一些材料的发展，甚至创立一种崭新的材料。因此，只重视合金成分创新而不重视工艺创新的倾向必须扭转。材料世界真的很精彩，而热工艺的不断创新正是这个材料世界中最精彩的内容之一。让我们共同努力，不断创新出更上一层楼的高性能、高效率、低成本、低污染的新材料、新工艺，为中华民族的腾飞和伟大祖国的振兴贡献出自己的一份力量。4.结束语材料科学与工程领域的发展历程反映了一个辩证关86演讲完毕，谢谢观看！演讲完毕，谢谢观看！87目录1.前言2.航空材料发展背景3.工艺创新在航空材料发展中的显要作用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热处理工艺的典例3.5复合工艺的典例4.结束语目录1.前言881.前言●材料发展的驱动力——永无止境地追求两“高”两“低”的目标。高性能高效率低成本低污染●不同的使用对象和不同的历史时期，材料发展的驱动力可能有不同的侧重，但是应综合考虑两“高”两“低”的要求。1.前言●材料发展的驱动力——永无止境地追求两“高”两“89●材料的力学性能和使用可靠性取决于组织结构（包括缺陷情况），而组织结构不仅取决于成分，而且取决于工艺（制备技术）。●材料发展的创新途径（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。●不同的具体情况下，材料创新途径可能有不同的侧重，但都应把成分创新与工艺创新紧密结合起来。在很多情况下，工艺创新往往是最有效的综合达到两“高”两“低”目标的途径。●材料的力学性能和使用可靠性取决于组织结构（包括缺陷情况），902.航空材料发展背景●先进飞机及其发动机（特别是军用的）的需求是航空材料发展的强大推动力。●美国21世纪保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：侦察机和作战机

轰炸机：B-2和高超音速轰炸机2.航空材料发展背景●先进飞机及其发动机（特别是军用的91F/A-18E/F（超黄蜂，2002年开始服役，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6～10倍

武器挂点增加2个

隐身性能提高F/A-18E/F（超黄蜂，2002年开始服役，舰载机）

F92F/A-22（猛禽，2005年开始服役，四代机典型代表）

隐身

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日开始的使用试验证实，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/A-22（猛禽，2005年开始服役，四代机典型代表）

93F-35(JSF,2008年开始服役，空中霸主）

轻型多用途

Mmax=2.5，不超音速巡航

隐身

价廉，2800～3500万美元/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F-35(JSF,2008年开始服役，空中霸主）

轻型94X-45(2008开始服役，无人作战飞机）

飞行高度最终目标为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月22日X-45A首次秘密试飞成功

隐身、无尾X-45(2008开始服役，无人作战飞机）

飞行高度最终95B-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

精确制导，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-2（幽灵，已服役，隐形轰炸机）

隐形，雷达截面积096B-3(概念设计图，2025年开始服役，高超音速轰炸机）

M＞5，1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-52B-3(概念设计图，2025年开始服役，高超音速轰炸机）

97美国军用飞机上各种材料用量占机体结构总量的百分比●随着军用飞机的发展，各种材料在飞机机体上的用量不断变化，总的趋势是复合材料和钛合金的用量逐渐增多美国军用飞机上各种材料用量占机体结构总量的百分比●随着军用98SR-71高空高速侦察机●高超音速轰炸机用材必然要发生很大变化。即使早期研制成功的SR-71高空高速侦察机（M=3），由于蒙皮温度已相当高，故钛合金用量高达93%。当M>5时，蒙皮温度高达数千华氏度，材料问题非常突出。SR-71高空高速侦察机●高超音速轰炸机用材必然要发生很大99波音民机机体上钛合金和复合材料的用量（%）●随着民用飞机的发展，各种材料在飞机机体上的用量也有变化，总的趋势也是复合材料和钛合金的用量不断增多。波音民机机体上钛合金和复合材料的用量（%）●随着民用飞机的100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材料的用量（%）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材料的用101●美国21世纪保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）

F135（F119的推力增大型，F35用）

推重比15～20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●美国21世纪保持空中优势的高性能发动机

F414（推重102F119发动机（F/A-22用）F119发动机（F/A-22用）103高超音速飞机X-43A采用冲压喷气发动机高超音速飞机X-43A采用冲压喷气发动机104以三轴式结构和全钛压气机为主要特色的遄达发动机和RB211发动机●现代民用飞机均采用涡扇发动机作为动力装置，而其中罗·罗公司生产的三轴式涡扇发动机最具特色。以三轴式结构和全钛压气机为主要特色的遄达发动机和RB211发105发动机上各种材料用量的变化趋势●随着航空发动机的发展，各种材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、陶瓷基复合材料和金属间化合物所取代。发动机上各种材料用量的变化趋势●随着航空发动机的发展，各1063.工艺创新在航空材料发展中的显要作用从上述发展背景可以看出，为了满足飞机及其发动机日新月异的需求，航空材料必须不断创新，而材料创新的内涵包含成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，很有必要通过下面的各种典型实例阐明工艺创新在航空材料发展中的显要作用。3.工艺创新在航空材料发展中的显要作用1073.1塑性成形工艺的典例3.1.1钛合金高低温交替锻造工艺●金属材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。3.1塑性成形工艺的典例3.1.1钛合金高低温交108●经过研究和生产实践，我们根据全程组织设计的概念，进行了全程工艺设计，创立了AHLT工艺，即从铸锭开坯直至最终模锻进行全程的统筹安排，其锻前加热温度经历了“高—低—高—低”的程序，其中“高”指β区加热，“低”指α＋β区加热。该工艺获得了均匀的金相组织和优良的综合性能。●经过研究和生产实践，我们根据全程组织设计的概念，进行了全程109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110我国钛合金盘的高低倍组织我国钛合金盘的高低倍组织111TC11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“工艺研究”项目获国家科技进步一等奖。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，有力地推动了钛合金材料的发展。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1123.1.2钛合金高温形变强韧化工艺传统的α＋β锻造工艺虽能获得较高的δ、ψ，但KIC低，da/dN快，蠕变抗力低，这不适应损伤容限设计和高温零件的要求。因此，国内外均在发展高温形变强韧化工艺，花样颇多，如近β锻、准β锻、亚β锻、β锻、全β锻等，均在不同程度上提高了KIC和蠕变强度，减慢了da/dN，其δ和ψ虽在多数情况下有不同程度降低，但并不影响使用可靠性。这种关键性能上的戏剧性变化是单纯依靠合金成分的改变所办不到的。性能上的变化取决于组织上的变化，而组织又取决工艺。3.1.2钛合金高温形变强韧化工艺传统的α＋β锻造工艺虽113钛合金不同类型的显微组织123456987101112131415钛合金不同类型的显微组织123456987101112131114TA12钛合金高压压气机盘和鼓筒（采用急冷式β模锻工艺）百花齐放的各种高温形变强韧化工艺均取得良好效果和不同程度的应用。其中以急冷式β模锻工艺为主要创新点的TA12钛合金应用研究获部级科技进步一等奖，而近β锻造工艺最近获国防科学技术一等奖。TA12钛合金高压压气机盘和鼓筒（采用急冷式β模锻工艺）百花1153.1.3等温、近等温和超塑性加工工艺钛合金材料发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）而使坯料表面温度冷却很快，其变形不均匀问题很难解决，相应地组织性能不均匀和表面裂纹等问题突出。三种材料的热导率 W/(m℃)——这三种工艺在定义上是有差别的，但相互联系很紧密，就合而言之。3.1.3等温、近等温和超塑性加工工艺钛合金材料发展过程116美国GE公司采用近等温塑性加工工艺发展Ti-Al系金属间化合物材料●等温或近等温塑性加工也促进了难变形的Ti-Al系金属间化合物材料的发展美国GE公司采用近等温塑性加工工艺发展Ti-Al系金属间化合117●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发展●创新性等温或近等温塑性加工工艺促进了SP700(Ti-4.118●一个古老的典型实例--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。这是因为当含碳量高达1.5%时，虽可显著提高钢的强度和硬度，却因形成大量脆性的渗碳体网状组织而无法锻打刀剑。●一个古老的典型实例--大马士革钢宝刀的历史故事早在11119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秘密。原来高含量碳的加入虽会导致脆性，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状态。现在，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，人们在自己的厨房里就可一试大马士革宝刀的锋芒了。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1203.1.4超大变形量连续冷拉工艺●普通碳钢的拉伸强度为290～590MPa，但日本在90年代将低碳铁素体钢经特殊热处理后再以99.99%变形量通过金刚石模板连续冷拉成超细纤维(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，同时又保留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。3.1.4超大变形量连续冷拉工艺●普通碳钢的拉伸强度为2121●单纤维冷拉效率低，近期发展的集束包套冷拉工艺可一次将上百根金属丝坯拉制成超细纤维。包套用铜制成，具有很好的润滑性。拉制后用化学铣削法去除铜套，纤维表面光滑，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，加入到树脂基体中制成复合材料可发挥综合性能优势，获得飞机设计师们的青睐。●单纤维冷拉效率低，近期发展的集束包套冷拉工艺可一次将上百根1223.2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公司联合推出，1991年开始用于高温合金，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，节省成本40～50%，减少了污染，提高了性能（见图）。3.2凝固成形工艺的典例3.2.1金属型精铸工艺●美123钛合金金属型铸件与陶瓷型铸件、锻件的性能对比钛合金金属型铸件与陶瓷型铸件、锻件的性能对比124●已用GMM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）。●打算用VDC工艺制造钛合金风扇和压气机叶片，如能实现，则更是一个重大突破。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●已用GMM工艺制造了F119发动机压气机第4、5级阻燃钛合125●小型件→大型整体发动机机匣→大型复杂整体飞机结构件●应用典例之一——V-22Osprey垂直起落飞机（倾转式旋翼）的转接座（见图）V-22Osprey飞机Ti-6Al-4V转接座3.2.2大型复杂整体结构件熔模精铸●小型件→大型整体发动机机匣→大型复杂整体飞机结构件V-22126●应用典例之二——F-22飞机的垂尾方向舵作动筒支座F-22（2005年前开始服役）●应用典例之二——F-22飞机的垂尾方向舵作动筒支座F-2127●为什么要用？主要是为了大幅度减少零件数而显著降低成本、缩短周期和减轻结构重量。以V-22转接座为例，降低成本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示意图●为什么要用？V-22转接座前后两种方案的对比示意图128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)β热处理。●诱人的效果：铸造系数从1.25～2.00降至1.00；既精确控形，也精确控性。●促进了钛合金铸件在F-22等飞机上的大量应用，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800万美元。●为什么敢用？主要靠关键技术及其诱人的效果壮了胆。——2002年初Howm129工艺创新在航空材料中的作用课件130工艺创新在航空材料中的作用课件131美国、英国与航材院涡轮叶片用高温合金的发展3.2.3高温合金叶片材料的发展史首先是工艺创新的发展史美国、英国与航材院涡轮叶片用高温合金的发展3.2.3高温132叶片冷却方式与涡轮进口温度的关系叶片冷却方式与涡轮进口温度的关系133●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,该材料本身的最高工作温度为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，使涡轮转子叶片的工作温度提高至1621～1677℃（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材料，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材料发展中的重要地位。●F119发动机(F-22用)的涡轮转子叶片选用了第二代单134(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。例如型芯材料（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。(a)(b)

单晶涡135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大型单晶叶片与较小叶片对比GE公司用第二代单晶合金ReneN1363.2.4高温合金整体叶盘精铸工艺用于760℃以下工作的高温合金零件。目的是避免或减少与粗晶伴生的连续析出碳化物、偏析和微观缩孔，提高疲劳性能和使用可靠性。细化途径：振动法、热控法、细化剂法●细晶精铸工艺3.2.4高温合金整体叶盘精铸工艺用于760℃以下工作137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，使用1000次以上仍不损坏，而从英国进口的叶轮使用900次以下就损坏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138细晶叶盘与普通叶盘的晶粒度对比细晶叶盘与普通叶盘的晶粒度对比139高温合金定向叶片/细晶轮毂整体叶盘●双性能精铸工艺高温合金定向叶片/细晶轮毂整体叶盘●双性能精铸工艺1403.3粉末成形工艺的典例3.3.1高温合金涡轮盘材料的发展史同样离不开工艺创新的重要贡献●随着航空发动机推重比的不断提高,涡轮盘材料的关键性地位越来越突出。有人把它誉为“发动机的皇冠”（涡轮叶片则誉为“皇冠上的众多明珠”）。●原来采用变形工艺的涡轮盘材料，由于偏析等问题很难妥善解决，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，于是美国创立了新的粉末盘的工艺路线。3.3粉末成形工艺的典例3.3.1高温合金涡轮盘材141●高温合金粉末盘的工艺路线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。1980年，用热等静压工艺制成的F404发动机Rene’95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。●高温合金粉末盘的工艺路线GE公司早期没有采用P&W公司的超142●BIAM研制成功的FGH95涡轮盘与DD3单晶叶片已在涡轴发动机上长期试车通过

●BIAM研制成功的FGH95涡轮盘与DD3单晶叶片已1433.3.2喷射成形工艺

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沉积成近净型半成品，因此周期短，成本低。

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，更适合于在喷射成形后经少量变形（如热轧、冷轧、超塑成形）加工成最终成品。

适合于一些难变形合金或铸造时易严重偏析的合金（如TiAl合金）●铝合金、高温合金、钛合金、金属间化合物均适用●优越性3.3.2喷射成形工艺

与多工序的铸锭/热变形的传统工144三种喷射成形方式的示意图三种喷射成形方式的示意图145●应用情况

美国海军的喷射成形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公司制备的喷射成形（+热等静压+环轧）In718合金高压涡轮机匣已分别在PW4000和F100-PW220发动机上通过了试车。

GE公司喷射成形高温合金涡轮盘将用于新一代GE-90发动机，见图。●应用情况146从1400℃的高温合金熔液雾化沉积成盘件的实况从1400℃的高温合金熔液雾化沉积成盘件的实况147喷射成形的TiAl合金(Ti-48Al-2Nb-2Mn)环形件喷射成形的TiAl合金(Ti-48Al-2Nb-2Mn)环形148喷射成形设备（70Kg容量）●BIAM较早就建立了喷射成形设备（见图）和开展了研究。航天某涡扇发动机的GH742涡轮盘很易锻裂，σ0.2也不够高。现改用喷射成形工艺并制成5个成品盘（见图），σ0.2提高了200MPa，即将进行超转试验和发动机试车。喷射成形设备（70Kg容量）●BIAM较早就建立了喷射成形设149某涡扇发动机用GH742喷射成形沉积坯制成涡轮盘半成品的过程某涡扇发动机用GH742喷射成形沉积坯制成涡轮盘半成品的过程150喷射成形GH742涡轮盘成品喷射成形GH742涡轮盘成品1513.3.3激光成形（Lasform）工艺●在美政府的国防先进研究项目局和海军研究办公室的资助下，由两个大学（JohnsHopkins大学和宾夕法尼亚州大学）、两个公司（MTS系统公司和AeroMet公司）联合研究成功。●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沉积的新工艺●激光成形设备由一个14KWCO2激光器、一个特殊的粉末喂料系统和一个很大的可充氩的工作室（3x3x1.2m）组成，工件与激光束的三维相对运动通过计算机软件控制（见图）。3.3.3激光成形（Lasform）工艺●在美政府的国152激光成形设备激光成形设备153●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，最适用于通常要改变设计的研制工作。●生产周期短，可快速反应。●材料利用率高。●力学性能达到锻件水平●可裁缝式地制成“变成分”的材料和零件●一种比传统补焊好得多的修补手段●应用实例F/A-18E/F已选定4个Ti-6Al-4V大型构件应用此工艺●优越性154鉴于激光成形工艺可显著降低研制周期与成本，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公司签订了1900万美元的多年协议，用激光成形法为军用飞机与发动机制造钛合金结构件的试生产件，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。鉴于激光成形工艺可显著降低研制周期与成本，对航空工业高性能金155β热处理的特大Ti-6Al-4V锻件（F-22后机身隔框）3.4.1钛合金β热处理工艺3.4热处理工艺的典例β热处理的特大Ti-6Al-4V锻件（F-22后机身隔框）3156损伤容限设计用的TC11钛合金采用了一种新型的β热处理工艺——BRCT热处理。不同β热处理工艺对钛合金力学性能的影响损伤容限设计用的TC11钛合金采用了一种新型的β热处理工艺—157不同热处理工艺对TC11钛合金显微组织的影响α＋β空冷二重热处理β急冷二重热处理β空冷二重热处理BRCT热处理不同热处理工艺对TC11钛合金显微组织的影响α＋β空冷二重热158BRCT热处理的TC11钛合金的拉伸断口特征a、穿晶断裂；b、局部沿晶断裂BRCT热处理的TC11钛合金的拉伸断口特征159BRCT热处理的TC11钛合金压气机盘BRCT热处理的TC11钛合金伞舱梁BRCT热处理的TC11钛合金压气机盘BRCT热处理的TC1160TC11钛合金压气机盘的室温拉伸性能、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小时试验后的室温拉伸性能。**ψ/ψ0为520℃(BRCT)或500℃(α＋β热处理)100h或500h热暴露后与暴露前断面收缩率的比值。TC11钛合金压气机盘的室温拉伸性能、缺口敏感系数、冲击韧性161左图为两种热处理工艺的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=5～13Hz101520253035405040608010014010-410-3MPa·m1/2ΔK，kg·mm-3/2da/dN，mm/周TC11(β热处理)TC11(α＋β热处理)Ti-10V-2Fe-3Al左图为两种热处理工艺的TC11钛合金伞舱梁与Ti-10-2-1623.4.2