工藝創(chuàng)新在航空材料中的作用

工藝創(chuàng)新在航空材料中的作用第1頁/共88頁目錄1.前言2.航空材料發(fā)展背景3.工藝創(chuàng)新在航空材料發(fā)展中的顯要作用3.1塑性成形工藝的典例3.2凝固成形工藝的典例3.3粉末成形工藝的典例3.4熱處理工藝的典例3.5復(fù)合工藝的典例4.結(jié)束語第2頁/共88頁1.前言●材料發(fā)展的驅(qū)動力——永無止境地追求兩“高”兩“低”的目標(biāo)。高性能高效率低成本低污染●不同的使用對象和不同的歷史時期，材料發(fā)展的驅(qū)動力可能有不同的側(cè)重，但是應(yīng)綜合考慮兩“高”兩“低”的要求。第3頁/共88頁●材料的力學(xué)性能和使用可靠性取決于組織結(jié)構(gòu)（包括缺陷情況），而組織結(jié)構(gòu)不僅取決于成分，而且取決于工藝（制備技術(shù)）?！癫牧习l(fā)展的創(chuàng)新途徑（成分創(chuàng)新、工藝創(chuàng)新）目的都是在更高層次上滿足兩“高”兩“低”的要求?！癫煌木唧w情況下，材料創(chuàng)新途徑可能有不同的側(cè)重，但都應(yīng)把成分創(chuàng)新與工藝創(chuàng)新緊密結(jié)合起來。在很多情況下，工藝創(chuàng)新往往是最有效的綜合達到兩“高”兩“低”目標(biāo)的途徑。第4頁/共88頁2.航空材料發(fā)展背景●先進飛機及其發(fā)動機（特別是軍用的）的需求是航空材料發(fā)展的強大推動力?！衩绹?1世紀(jì)保持空中優(yōu)勢的主要支柱：

三大戰(zhàn)斗機：F/A-18E/F，F(xiàn)/A-22，F(xiàn)35

無人機：偵察機和作戰(zhàn)機

轟炸機：B-2和高超音速轟炸機第5頁/共88頁F/A-18E/F（超黃蜂，2002年開始服役，艦載機）

F/A-18C/D（黃蜂）的放大型（增大25%）

作戰(zhàn)半徑增大約40%

可生存性大6～10倍

武器掛點增加2個

隱身性能提高第6頁/共88頁F/A-22（猛禽，2005年開始服役，四代機典型代表）

隱身

巡航M1.5，Mmax=2.0

非常規(guī)機動性好

先敵發(fā)現(xiàn)，先敵開火，先敵摧毀。2004年4月29日開始的使用試驗證實，一次演習(xí)中用5架F-15對付一架F/A-22，F(xiàn)/A-22在3分鐘內(nèi)完成了攻擊，F(xiàn)-15甚至還未看見F/A-22。第7頁/共88頁F-35(JSF,2008年開始服役，空中霸主）

輕型多用途

Mmax=2.5，不超音速巡航

隱身

價廉，2800～3500萬美元/架

美三軍和英皇家海軍共訂購3002架，以色列、新加坡、希臘、波蘭、韓國、澳大利亞、臺灣都要加盟第8頁/共88頁X-45(2008開始服役，無人作戰(zhàn)飛機）

飛行高度最終目標(biāo)為1.2萬米

2006年將讓無人作戰(zhàn)機與人工駕駛機混合戰(zhàn)斗訓(xùn)練

2002年5月22日X-45A首次秘密試飛成功

隱身、無尾第9頁/共88頁B-2（幽靈，已服役，隱形轟炸機）

隱形，雷達截面積0.1m2

遠程，航程（空中加油一次）＞18530km

精確制導(dǎo)，每架可投擲16顆2000磅鉆地彈

與F/A-22組成一支能快速部署的全球隱身打擊特遣部隊第10頁/共88頁B-3(概念設(shè)計圖，2025年開始服役，高超音速轟炸機）

M＞5，1小時內(nèi)橫越大西洋，幾小時內(nèi)轟炸世界上任何地點

隱身

載彈量≥B-52第11頁/共88頁美國軍用飛機上各種材料用量占機體結(jié)構(gòu)總量的百分比●隨著軍用飛機的發(fā)展，各種材料在飛機機體上的用量不斷變化，總的趨勢是復(fù)合材料和鈦合金的用量逐漸增多第12頁/共88頁SR-71高空高速偵察機●高超音速轟炸機用材必然要發(fā)生很大變化。即使早期研制成功的SR-71高空高速偵察機（M=3），由于蒙皮溫度已相當(dāng)高，故鈦合金用量高達93%。當(dāng)M>5時，蒙皮溫度高達數(shù)千華氏度，材料問題非常突出。第13頁/共88頁波音民機機體上鈦合金和復(fù)合材料的用量（%）●隨著民用飛機的發(fā)展，各種材料在飛機機體上的用量也有變化，總的趨勢也是復(fù)合材料和鈦合金的用量不斷增多。第14頁/共88頁波音飛機鈦用量隨年代的變化空客民機機體上鈦合金和復(fù)合材料的用量（%）第15頁/共88頁●美國21世紀(jì)保持空中優(yōu)勢的高性能發(fā)動機

F414（推重比9，F(xiàn)/A-18E/F用）

F119（推重比10，F(xiàn)/A-22用）

F135（F119的推力增大型，F(xiàn)35用）

推重比15～20發(fā)動機（綜合高性能渦輪發(fā)動機技術(shù)）

高超音速飛機用沖壓噴氣發(fā)動機第16頁/共88頁F119發(fā)動機（F/A-22用）第17頁/共88頁高超音速飛機X-43A采用沖壓噴氣發(fā)動機第18頁/共88頁以三軸式結(jié)構(gòu)和全鈦壓氣機為主要特色的遄達發(fā)動機和RB211發(fā)動機●現(xiàn)代民用飛機均采用渦扇發(fā)動機作為動力裝置，而其中羅·羅公司生產(chǎn)的三軸式渦扇發(fā)動機最具特色。第19頁/共88頁發(fā)動機上各種材料用量的變化趨勢●隨著航空發(fā)動機的發(fā)展，各種材料在發(fā)動機中的用量不斷變化?？偟内厔菔菑匿?、鋁時代逐漸轉(zhuǎn)化成冷端以鈦為主、熱端以鎳為主的鎳、鈦、鋼“三國鼎立”的時代。未來的趨勢是部分地被樹脂基、金屬基、陶瓷基復(fù)合材料和金屬間化合物所取代。第20頁/共88頁3.工藝創(chuàng)新在航空材料發(fā)展中的顯要作用

從上述發(fā)展背景可以看出，為了滿足飛機及其發(fā)動機日新月異的需求，航空材料必須不斷創(chuàng)新，而材料創(chuàng)新的內(nèi)涵包含成分創(chuàng)新和工藝創(chuàng)新兩大部分。成分創(chuàng)新在滿足飛機及其發(fā)動機需求方面的重要作用通常不會被人們忽視或忘卻，而工藝創(chuàng)新在滿足飛機及其發(fā)動機需求方面的重要作用卻容易被一部分人忽視或忘卻。因此，很有必要通過下面的各種典型實例闡明工藝創(chuàng)新在航空材料發(fā)展中的顯要作用。第21頁/共88頁3.1塑性成形工藝的典例3.1.1鈦合金高低溫交替鍛造工藝●金屬材料從鑄錠開坯經(jīng)坯料鍛造直至最終模鍛往往要經(jīng)過很多火次，每火的加熱溫度通常是從高溫遞減至較低溫度，國內(nèi)外鈦合金傳統(tǒng)的鍛造工藝也是如此。然而，鈦合金大型鍛件及其坯料的組織經(jīng)常出現(xiàn)嚴(yán)重的不均勻，俗稱“大花臉”，對力學(xué)性能不利。第22頁/共88頁●經(jīng)過研究和生產(chǎn)實踐，我們根據(jù)全程組織設(shè)計的概念，進行了全程工藝設(shè)計，創(chuàng)立了AHLT工藝，即從鑄錠開坯直至最終模鍛進行全程的統(tǒng)籌安排，其鍛前加熱溫度經(jīng)歷了“高—低—高—低”的程序，其中“高”指β區(qū)加熱，“低”指α＋β區(qū)加熱。該工藝獲得了均勻的金相組織和優(yōu)良的綜合性能。第23頁/共88頁俄羅斯和我國鈦合金盤高倍組織均勻性的對比俄羅斯鈦合金盤的高低倍組織第24頁/共88頁我國鈦合金盤的高低倍組織第25頁/共88頁TC11鈦合金高壓壓氣機轉(zhuǎn)子，其壓氣機盤全部采用高低溫交替鍛造工藝。該“工藝研究”項目獲國家科技進步一等獎。迄今為止，TC11仍是我國軍用工業(yè)中年用量最大的一種鈦合金牌號，有力地推動了鈦合金材料的發(fā)展。第26頁/共88頁3.1.2鈦合金高溫形變強韌化工藝傳統(tǒng)的α＋β鍛造工藝雖能獲得較高的δ、ψ，但KIC低，da/dN快，蠕變抗力低，這不適應(yīng)損傷容限設(shè)計和高溫零件的要求。因此，國內(nèi)外均在發(fā)展高溫形變強韌化工藝，花樣頗多，如近β鍛、準(zhǔn)β鍛、亞β鍛、β鍛、全β鍛等，均在不同程度上提高了KIC和蠕變強度，減慢了da/dN，其δ和ψ雖在多數(shù)情況下有不同程度降低，但并不影響使用可靠性。這種關(guān)鍵性能上的戲劇性變化是單純依靠合金成分的改變所辦不到的。性能上的變化取決于組織上的變化，而組織又取決工藝。第27頁/共88頁鈦合金不同類型的顯微組織123456987101112131415第28頁/共88頁TA12鈦合金高壓壓氣機盤和鼓筒（采用急冷式β模鍛工藝）百花齊放的各種高溫形變強韌化工藝均取得良好效果和不同程度的應(yīng)用。其中以急冷式β模鍛工藝為主要創(chuàng)新點的TA12鈦合金應(yīng)用研究獲部級科技進步一等獎，而近β鍛造工藝最近獲國防科學(xué)技術(shù)一等獎。第29頁/共88頁3.1.3等溫、近等溫和超塑性加工工藝鈦合金材料發(fā)展過程遇到的較大困難是塑性加工溫度范圍狹窄，而且由于導(dǎo)熱性差（見表）而使坯料表面溫度冷卻很快，其變形不均勻問題很難解決，相應(yīng)地組織性能不均勻和表面裂紋等問題突出。三種材料的熱導(dǎo)率 W/(m℃)——這三種工藝在定義上是有差別的，但相互聯(lián)系很緊密，就合而言之。第30頁/共88頁美國GE公司采用近等溫塑性加工工藝發(fā)展Ti-Al系金屬間化合物材料●等溫或近等溫塑性加工也促進了難變形的Ti-Al系金屬間化合物材料的發(fā)展第31頁/共88頁●創(chuàng)新性等溫或近等溫塑性加工工藝促進了SP700(Ti-4.5Al-3V-2Mo-2Fe)等新型超塑性鈦合金的發(fā)展第32頁/共88頁●一個古老的典型實例--大馬士革鋼寶刀的歷史故事早在11世紀(jì)末到13世紀(jì)末的200年里，驃悍的阿拉伯騎兵那閃閃發(fā)光、鋒利無比的大馬士革寶刀曾使東征的十字軍聞風(fēng)喪膽。鍛打?qū)毜兜蔫F坯產(chǎn)于印度，能被敘利亞工匠鍛成削鐵如泥的寶刀，但運至歐洲讓最高明的工匠鍛造時，卻脆得無法成形。這是因為當(dāng)含碳量高達1.5%時，雖可顯著提高鋼的強度和硬度，卻因形成大量脆性的滲碳體網(wǎng)狀組織而無法鍛打刀劍。第33頁/共88頁寶刀雖尚能找到，鍛造技術(shù)卻久已失傳。直到20世紀(jì)60年代，美國斯坦福大學(xué)的兩位冶金師揭開了大馬士革寶刀的秘密。原來高含量碳的加入雖會導(dǎo)致脆性，但也能阻止晶粒長大而獲得超細(xì)晶粒（平均直徑為九個微米），從而在一定條件下使它處于超塑性狀態(tài)。現(xiàn)在，這種新的經(jīng)過超塑性加工的鋼刀鋼剪已在美國和日本上市，人們在自己的廚房里就可一試大馬士革寶刀的鋒芒了。第34頁/共88頁3.1.4超大變形量連續(xù)冷拉工藝●普通碳鋼的拉伸強度為290～590MPa，但日本在90年代將低碳鐵素體鋼經(jīng)特殊熱處理后再以99.99%變形量通過金剛石模板連續(xù)冷拉成超細(xì)纖維(1m長的絲材坯料被拉成1萬米的纖維)，這時它的拉伸強度竟高達5300MPa，同時又保留了鐵素體原來的塑性和韌性。這與組織的細(xì)化和缺陷的減少有關(guān)。冷拉超細(xì)纖維的直徑越小，強度越高。直徑50m纖維的強度為4170MPa，直徑15m纖維的強度為5300MPa。第35頁/共88頁●單纖維冷拉效率低，近期發(fā)展的集束包套冷拉工藝可一次將上百根金屬絲坯拉制成超細(xì)纖維。包套用銅制成，具有很好的潤滑性。拉制后用化學(xué)銑削法去除銅套，纖維表面光滑，截面均勻，還可防止斷絲。目前已用此法獲得直徑為10m的不銹鋼超細(xì)纖維。●冷拉超細(xì)纖維與碳纖維、芳綸纖維、玻璃纖維等組合成混合纖維，加入到樹脂基體中制成復(fù)合材料可發(fā)揮綜合性能優(yōu)勢，獲得飛機設(shè)計師們的青睞。第36頁/共88頁3.2凝固成形工藝的典例3.2.1金屬型精鑄工藝●美Howmet公司和P&W公司聯(lián)合推出，1991年開始用于高溫合金，后來又用于鈦合金?！穹諫MM（重力金屬型鑄造）和VDC（真空金屬模鑄造）?！衽c陶瓷型熔模鑄造相比，節(jié)省成本40～50%，減少了污染，提高了性能（見圖）。第37頁/共88頁鈦合金金屬型鑄件與陶瓷型鑄件、鍛件的性能對比第38頁/共88頁●已用GMM工藝制造了F119發(fā)動機壓氣機第4、5級阻燃鈦合金可調(diào)式導(dǎo)流葉片精鑄件（見圖）。●打算用VDC工藝制造鈦合金風(fēng)扇和壓氣機葉片，如能實現(xiàn)，則更是一個重大突破。F119發(fā)動機（F/A-22用）F119發(fā)動機壓氣機第4、5級阻燃鈦合金可調(diào)式導(dǎo)流葉片金屬型鑄件第39頁/共88頁●小型件→大型整體發(fā)動機機匣→大型復(fù)雜整體飛機結(jié)構(gòu)件●應(yīng)用典例之一——V-22Osprey垂直起落飛機（傾轉(zhuǎn)式旋翼）的轉(zhuǎn)接座（見圖）V-22Osprey飛機Ti-6Al-4V轉(zhuǎn)接座3.2.2大型復(fù)雜整體結(jié)構(gòu)件熔模精鑄第40頁/共88頁●應(yīng)用典例之二——F-22飛機的垂尾方向舵作動筒支座F-22（2005年前開始服役）第41頁/共88頁●為什么要用？主要是為了大幅度減少零件數(shù)而顯著降低成本、縮短周期和減輕結(jié)構(gòu)重量。以V-22轉(zhuǎn)接座為例，降低成本30%，加工和安裝時間減少62%V-22轉(zhuǎn)接座前后兩種方案的對比示意圖第42頁/共88頁主要靠關(guān)鍵技術(shù)及其誘人的效果壯了膽?！袢箨P(guān)鍵技術(shù)：(1)計算機技術(shù)（特別是工藝模擬）；(2)熱等靜壓；(3)β熱處理?！裾T人的效果：鑄造系數(shù)從1.25～2.00降至1.00；既精確控形，也精確控性?！翊龠M了鈦合金鑄件在F-22等飛機上的大量應(yīng)用，F(xiàn)-22就有6個大型Ti-6Al-4V鑄件，連F-22的側(cè)機身與機翼的接頭這種非常關(guān)鍵的零件都采用了Ti-6Al-4V鑄件，無疑這是鈦合金鑄造技術(shù)邁出的非常大的一步！——2002年初Howmet公司又接到一批F-22大型鈦鑄件的訂貨合同，總價值800萬美元?！駷槭裁锤矣?？第43頁/共88頁第44頁/共88頁第45頁/共88頁美國、英國與航材院渦輪葉片用高溫合金的發(fā)展3.2.3高溫合金葉片材料的發(fā)展史首先是工藝創(chuàng)新的發(fā)展史第46頁/共88頁葉片冷卻方式與渦輪進口溫度的關(guān)系第47頁/共88頁●

F119發(fā)動機(F-22用)的渦輪轉(zhuǎn)子葉片選用了第二代單晶高溫合金PWA1484,該材料本身的最高工作溫度為1070℃左右，由于采用了計算流體動力學(xué)程序設(shè)計制造了超級冷卻葉片，使渦輪轉(zhuǎn)子葉片的工作溫度提高至1621～1677℃（F100發(fā)動機為1400℃）。具有如此復(fù)雜的冷卻孔道的葉片要精鑄成單晶材料，其工藝創(chuàng)新的技術(shù)含量是非常高的，也可從中看到工藝創(chuàng)新在材料發(fā)展中的重要地位。第48頁/共88頁(a)(b)

單晶渦輪空心葉片網(wǎng)格劃分(a)

凝固過程三維溫度場數(shù)值模擬結(jié)果(b)無論是定向凝固還是單晶葉片，可工藝創(chuàng)新之處是很多的。例如型芯材料（定向常用氧化硅，單晶常用氧化鋁），凝固成形過程的數(shù)值模擬等。第49頁/共88頁大型單晶葉片與較小葉片對比GE公司用第二代單晶合金ReneN5鑄出長400mm、重9Kg的GE90發(fā)動機單晶空心葉片。地面燃機的單晶葉片更大（見圖）●大型葉片單晶工藝的難度更大第50頁/共88頁3.2.4高溫合金整體葉盤精鑄工藝用于760℃以下工作的高溫合金零件。目的是避免或減少與粗晶伴生的連續(xù)析出碳化物、偏析和微觀縮孔，提高疲勞性能和使用可靠性。細(xì)化途徑：振動法、熱控法、細(xì)化劑法●細(xì)晶精鑄工藝第51頁/共88頁斯貝發(fā)動機起動器細(xì)晶葉盤。BIAM采用機械振動法+熱控法制成，使用1000次以上仍不損壞，而從英國進口的葉輪使用900次以下就損壞第52頁/共88頁細(xì)晶葉盤與普通葉盤的晶粒度對比第53頁/共88頁高溫合金定向葉片/細(xì)晶輪轂整體葉盤●雙性能精鑄工藝第54頁/共88頁3.3粉末成形工藝的典例3.3.1高溫合金渦輪盤材料的發(fā)展史同樣離不開工藝創(chuàng)新的重要貢獻●隨著航空發(fā)動機推重比的不斷提高,渦輪盤材料的關(guān)鍵性地位越來越突出。有人把它譽為“發(fā)動機的皇冠”（渦輪葉片則譽為“皇冠上的眾多明珠”）?！裨瓉聿捎米冃喂に嚨臏u輪盤材料，由于偏析等問題很難妥善解決，其高溫蠕變抗力和疲勞性能等難以滿足較高推重比發(fā)動機的要求，于是美國創(chuàng)立了新的粉末盤的工藝路線。第55頁/共88頁●高溫合金粉末盤的工藝路線GE公司早期沒有采用P&W公司的超塑性鍛造工藝，而采用了熱等靜壓工藝。1980年，用熱等靜壓工藝制成的F404發(fā)動機Rene’95粉末渦輪盤破裂而導(dǎo)致一等事故。后來歐美的粉末盤都采用了“擠壓開坯+超塑性鍛造”的工藝，以保證消除尺寸過大的陶瓷夾雜和改善組織性能。需2萬～3.5萬t擠壓機。第56頁/共88頁●BIAM研制成功的FGH95渦輪盤與DD3單晶葉片已在渦軸發(fā)動機上長期試車通過

第57頁/共88頁3.3.2噴射成形工藝

與多工序的鑄錠/熱變形的傳統(tǒng)工藝相比，由于它是由金屬液直接霧化和沉積成近凈型半成品，因此周期短，成本低。

與鑄造工藝相比，由于具有快速凝固的特點，金相組織細(xì)小均勻，更適合于在噴射成形后經(jīng)少量變形（如熱軋、冷軋、超塑成形）加工成最終成品。

適合于一些難變形合金或鑄造時易嚴(yán)重偏析的合金（如TiAl合金）●鋁合金、高溫合金、鈦合金、金屬間化合物均適用●優(yōu)越性第58頁/共88頁三種噴射成形方式的示意圖第59頁/共88頁●應(yīng)用情況

美國海軍的噴射成形In625合金大口徑厚壁管等已用于艦艇魚雷發(fā)射管、尾軸及軸密封套等。

P&W發(fā)動機公司和Howmet公司制備的噴射成形（+熱等靜壓+環(huán)軋）In718合金高壓渦輪機匣已分別在PW4000和F100-PW220發(fā)動機上通過了試車。

GE公司噴射成形高溫合金渦輪盤將用于新一代GE-90發(fā)動機，見圖。第60頁/共88頁從1400℃的高溫合金熔液霧化沉積成盤件的實況第61頁/共88頁噴射成形的TiAl合金(Ti-48Al-2Nb-2Mn)環(huán)形件第62頁/共88頁噴射成形設(shè)備（70Kg容量）●BIAM較早就建立了噴射成形設(shè)備（見圖）和開展了研究。航天某渦扇發(fā)動機的GH742渦輪盤很易鍛裂，σ0.2也不夠高。現(xiàn)改用噴射成形工藝并制成5個成品盤（見圖），σ0.2提高了200MPa，即將進行超轉(zhuǎn)試驗和發(fā)動機試車。第63頁/共88頁某渦扇發(fā)動機用GH742噴射成形沉積坯制成渦輪盤半成品的過程第64頁/共88頁噴射成形GH742渦輪盤成品第65頁/共88頁3.3.3激光成形（Lasform）工藝●在美政府的國防先進研究項目局和海軍研究辦公室的資助下，由兩個大學(xué)（JohnsHopkins大學(xué)和賓夕法尼亞州大學(xué)）、兩個公司（MTS系統(tǒng)公司和AeroMet公司）聯(lián)合研究成功?！襁@是一種由高功率激光鍍覆技術(shù)與先進的快速成形技術(shù)結(jié)合而成的金屬粉末熔化和直接沉積的新工藝●激光成形設(shè)備由一個14KWCO2激光器、一個特殊的粉末喂料系統(tǒng)和一個很大的可充氬的工作室（3x3x1.2m）組成，工件與激光束的三維相對運動通過計算機軟件控制（見圖）。第66頁/共88頁激光成形設(shè)備第67頁/共88頁●優(yōu)越性●是軟件驅(qū)動的柔性加工，不用添置加工設(shè)備、工夾具等硬件，最適用于通常要改變設(shè)計的研制工作。●生產(chǎn)周期短，可快速反應(yīng)?！癫牧侠寐矢摺！窳W(xué)性能達到鍛件水平●可裁縫式地制成“變成分”的材料和零件●一種比傳統(tǒng)補焊好得多的修補手段●應(yīng)用實例F/A-18E/F已選定4個Ti-6Al-4V大型構(gòu)件應(yīng)用此工藝第68頁/共88頁鑒于激光成形工藝可顯著降低研制周期與成本，對航空工業(yè)高性能金屬構(gòu)件有戰(zhàn)略性重要意義，美國國防后勤局最近與明尼蘇達州的AeroMet公司簽訂了1900萬美元的多年協(xié)議，用激光成形法為軍用飛機與發(fā)動機制造鈦合金結(jié)構(gòu)件的試生產(chǎn)件，由CAD文檔驅(qū)動高功率激光器將鈦合金粉末熔結(jié)而制成近凈形件。第69頁/共88頁β熱處理的特大Ti-6Al-4V鍛件（F-22后機身隔框）3.4.1鈦合金β熱處理工藝3.4熱處理工藝的典例第70頁/共88頁損傷容限設(shè)計用的TC11鈦合金采用了一種新型的β熱處理工藝——BRCT熱處理。不同β熱處理工藝對鈦合金力學(xué)性能的影響第71頁/共88頁不同熱處理工藝對TC11鈦合金顯微組織的影響α＋β空冷二重?zé)崽幚恙录崩涠責(zé)崽幚恙驴绽涠責(zé)崽幚鞡RCT熱處理第72頁/共88頁BRCT熱處理的TC11鈦合金的拉伸斷口特征a、穿晶斷裂；b、局部沿晶斷裂第73頁/共88頁BRCT熱處理的TC11鈦合金壓氣機盤BRCT熱處理的TC11鈦合金傘艙梁第74頁/共88頁TC11鈦合金壓氣機盤的室溫拉伸性能、缺口敏感系數(shù)、沖擊韌性和斷裂韌性TC11鈦合金壓氣機盤的蠕變和熱穩(wěn)定性*本表中所列的蠕變試樣100小時試驗后的室溫拉伸性能。**ψ/ψ0為520℃(BRCT)或500℃(α＋β熱處理)100h或500h熱暴露后與暴露前斷面收縮率的比值。第75頁/共88頁左圖為兩種熱處理工藝的TC11鈦合金傘艙梁與Ti-10-2-3合金鍛坯（厚30mm）的疲勞裂紋擴展特性。CT試樣，L-T取向，室溫，空氣，R=0.1，f=5～13Hz101520253035405040608010014010-410-3MPa·m1/2ΔK，kg·mm-3/2da/dN，mm/周TC11(β熱處理)TC11(α＋β熱處理)Ti-10V-2Fe-3Al第76頁/共88頁3.4.2高溫合金粉末盤的雙性能熱處理工藝F119的DTPIn100粉末盤采用雙性能熱處理，高溫處理的外緣獲得高的K1C、蠕變抗力和低的da/dN，而低溫處理的內(nèi)緣則獲得高的σ0.2和低周疲勞強度。第77頁/共88頁3.4.3鋁合金的“T77”熱處理工藝——通過熱處理工藝創(chuàng)新提高綜合性能●改善強度與抗蝕性的匹配實例：B-777大量選用7055-T77和7150-T77（見B-777選材圖）高強度鋁合金的發(fā)展與應(yīng)用第78頁/共88頁●該熱處理工藝的特點(1)精確控溫的高溫固溶處理固溶處理溫度非常接近過燒溫度，因此必須精確控溫（±3℃），出爐后水冷（一般采用滾道式上下噴水）。(2)三級時效第一級較低溫度時效（通常水冷），達90%強度。第二級較高溫度過時效（通常水冷），以提高抗腐蝕性。第三級較低溫度時效（溫度等同或接近第一次時效，通?？绽洌?，補充強化至應(yīng)有水平，即充分利用過飽和效果。第79頁/共88頁3.5復(fù)合工藝的典例3.5.1樹脂轉(zhuǎn)移成形（RTM）——在室溫或較低溫度下靠加壓（抽真空）將低粘度的樹脂注入放好預(yù)成型坯（編織好的增強纖維）的密閉模中，而后加熱固化?！饕攸c（與傳統(tǒng)的預(yù)浸料鋪疊/熱壓成形工藝相比）①制品設(shè)計自由度大，各種復(fù)雜異形件均不必縫合，有利于結(jié)構(gòu)整體化和提高強度、剛度、抗分層、抗沖擊等綜合性能；

②材料空隙率很低（0～0.2%）；

③纖維含量高，可達50～60%，甚至75%；

④尺寸精確，重復(fù)性好，裝配工時顯著減少；

⑤能耗低，生產(chǎn)周期短，成本降低20%，增強了與金屬件的競爭力（金屬件雖比RTM成本還低10%，但重40%）；

⑥工作環(huán)境好第80頁/共88頁——對樹脂的要求①耐熱性、耐濕性、韌性等性能仍應(yīng)滿足使用要求；

②在室溫或較低溫度下具有低粘度(0.1～1Pa·S)；

③對增強纖維有良好的浸潤性、匹配性和粘附性；

④固化時不產(chǎn)生揮發(fā)物或其他不良副反應(yīng)；——環(huán)氧樹脂一般能適應(yīng)上述要求，如用雙馬來酰亞胺，則可用各種單體與它聚合或加入活性稀釋劑。第81頁/共88頁——F-22是首例大量采用RTM工藝的飛機。有400多個零件采用RTM。應(yīng)用實例：進氣唇口，前機身部分隔框和構(gòu)架，燃油箱骨架和箱壁，中機身武器艙門帽形加強筋，機翼中間梁，尾翼的梁和肋?！狥-35（JSF）的垂尾及平尾原來采用鋁合金蜂窩芯/復(fù)合材料蒙皮結(jié)構(gòu)，為進一步減輕結(jié)構(gòu)重量，成功地用RTM技術(shù)驗證了全復(fù)合材料結(jié)構(gòu)（石墨纖維/雙馬樹脂）的垂尾，使零件數(shù)從原來13個減至1個，緊固件取消了1000個，制造費相應(yīng)減少60%以上。這一90Kg重的大型復(fù)雜復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件制造技術(shù)的突破與RTM