山東大學(xué)材料液固結(jié)構(gòu)演變與加工教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室 李亞江 劉 坤

先進(jìn)航空裝備的制造對(duì)新型材料與焊接技術(shù)的發(fā)展具有強(qiáng)大的推動(dòng)作用，在解決航空制造技術(shù)關(guān)鍵問題時(shí)，新型材料（尤其是鈦合金）與焊接的優(yōu)勢(shì)越來越明顯，如減輕結(jié)構(gòu)重量、提高結(jié)構(gòu)性能等，焊接技術(shù)已由原來的輔助制造工藝演變轉(zhuǎn)成為飛機(jī)制造中的關(guān)鍵技術(shù)。

鈦合金在航空領(lǐng)域的應(yīng)用

鈦合金以其突出的性能優(yōu)勢(shì)在航空、航天、軍事、化工、醫(yī)療、海洋石油開采等領(lǐng)域有較廣泛的應(yīng)用，被譽(yù)為“太空金屬”、“海洋金屬”、“智能金屬”等[1]。鈦合金是一種對(duì)發(fā)展國(guó)防高新技術(shù)武器裝備有重要作用的新型金屬結(jié)構(gòu)材料，已被世界多個(gè)軍事強(qiáng)國(guó)列為重點(diǎn)發(fā)展的21世紀(jì)具有戰(zhàn)略意義的新型結(jié)構(gòu)金屬材料。隨著國(guó)民經(jīng)濟(jì)持續(xù)快速發(fā)展，鈦合金已在航空航天及武器裝備領(lǐng)域獲得應(yīng)用，中國(guó)對(duì)鈦合金的需求量更是以每年20%～30%的速度增加。

20世紀(jì)50年代，美國(guó)開發(fā)了第一種真正用于飛行的鈦合金（Ti-13V-11Cr-3Al），這種高強(qiáng)可熱處理的鈦合金在高速預(yù)警機(jī)中得到了應(yīng)用。在20世紀(jì)60年代，鈦合金在非軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)和寬體噴氣式飛機(jī)（如波音747）中得到了廣泛的應(yīng)用。70年代，鈦合金在航空領(lǐng)域的應(yīng)用約占美國(guó)整個(gè)鈦合金市場(chǎng)應(yīng)用量的80%。80～90年代，歐洲、俄羅斯飛機(jī)上鈦及鈦合金的應(yīng)用呈大幅度增加趨勢(shì)，日本在飛機(jī)上鈦合金的用量也在逐年增加。

1 鈦合金在飛機(jī)機(jī)體上的應(yīng)用

鈦合金是繼鋼鐵和鋁合金之后應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域的又一種新型輕質(zhì)結(jié)構(gòu)材料，它的應(yīng)用水平已成為衡量飛機(jī)選材先進(jìn)程度的一個(gè)重要標(biāo)志。

鈦合金是飛機(jī)機(jī)體和發(fā)動(dòng)機(jī)的重要結(jié)構(gòu)材料之一，作為減重效果良好的機(jī)體材料，近50年來鈦合金在商用及軍用飛機(jī)領(lǐng)域的用量伴隨各自產(chǎn)品的升級(jí)換代呈穩(wěn)步增長(zhǎng)趨勢(shì)。軍用飛機(jī)上鈦合金使用量已達(dá)到30%～40%。美國(guó)率先把破損安全設(shè)計(jì)概念和損傷容限設(shè)計(jì)準(zhǔn)則成功應(yīng)用在先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)上，F(xiàn)-22戰(zhàn)斗機(jī)大量采用損傷容限型鈦合金及其大型整體構(gòu)件，以滿足高減重和長(zhǎng)壽命的設(shè)計(jì)需求[2]。鈦合金在民用飛機(jī)上使用量也可占到約10%～15%，其中波音787機(jī)體鈦合金用量達(dá)15%，創(chuàng)下民用客機(jī)機(jī)體鈦合金用量最高記錄，波音787的材料使用情況如圖1所示。

圖1 波音787材料使用情況

鈦合金在現(xiàn)代飛機(jī)上的應(yīng)用范圍更加廣泛，飛機(jī)機(jī)身、液壓管道、起落架、座艙窗戶框架、蒙皮、緊固件、艙門、機(jī)翼結(jié)構(gòu)、風(fēng)扇葉片、壓縮機(jī)葉片等部位多采用鈦合金。

2 鈦合金在發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用

航空發(fā)動(dòng)機(jī)直接影響著飛機(jī)的性能、可靠性以及經(jīng)濟(jì)性，是一個(gè)國(guó)家科技、工業(yè)和國(guó)防實(shí)力的重要體現(xiàn)[3]。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)葉片、盤和機(jī)匣等零件的制造主要采用高溫鈦合金，這些零件要求材料在高溫工作條件下（300～600℃）具有較高的比強(qiáng)度、高溫蠕變抗力、疲勞強(qiáng)度、持久強(qiáng)度和組織穩(wěn)定性。隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)推重比的提高，高壓壓氣機(jī)出口溫度升高導(dǎo)致高溫鈦合金葉片和盤的工作溫度不斷升高。經(jīng)過幾十年的發(fā)展，固溶強(qiáng)化型的高溫鈦合金最高工作溫度由350℃提高到了600℃。

我國(guó)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上使用的工作溫度在400℃以下的高溫鈦合金主要有TC4和TC6，應(yīng)用于發(fā)動(dòng)機(jī)工作溫度較低的風(fēng)扇葉片和壓氣機(jī)第1、2級(jí)葉片； 500℃左右工作的高溫鈦合金有TC11、TA15和TA7合金，其中TC11是我國(guó)目前航空發(fā)動(dòng)機(jī)上用量最大的鈦合金。

單純采用固溶強(qiáng)化的鈦合金難以滿足600℃以上溫度環(huán)境對(duì)蠕變抗力和強(qiáng)度的要求。有序強(qiáng)化的鈦-鋁系金屬間化合物因其高比強(qiáng)度、比剛度、高蠕變抗力、優(yōu)異的抗氧化和阻燃性能，而成為600℃以上溫度非常有使用潛力的候選材料，其中Ti3A l基合金長(zhǎng)期工作溫度在650℃左右，而TiA l基合金工作溫度可達(dá)760～800℃。

鈦合金的先進(jìn)連接技術(shù)

鈦合金的應(yīng)用優(yōu)勢(shì)已經(jīng)越來越來明顯，大量使用鈦合金是今后航空工業(yè)發(fā)展的趨勢(shì)，而鈦合金結(jié)構(gòu)的先進(jìn)焊接加工一直是航空制造領(lǐng)域最為關(guān)注的問題。

1 鈦合金的激光焊接

針對(duì)飛機(jī)薄壁類鈦合金構(gòu)件的激光焊接，國(guó)內(nèi)外學(xué)者進(jìn)行了不斷地探究。北京航空制造工程研究所對(duì)鈦合金的激光焊接加工進(jìn)行了多角度的研究，鞏水利課題組[4-5]對(duì)鈦合金CO2激光焊接進(jìn)行了多角度的研究，確定了2.5mm鈦合金板的合理激光焊接工藝參數(shù)。在穿透焊條件下，CO2激光和YAG激光焊接薄板鈦合金焊縫都具有釘形和近X形兩種典型的截面形貌。焊縫成形與焊接熱輸入及激光功率密度有密切聯(lián)系。隨焊接熱輸入和激光功率密度的增大，焊縫截面由釘形向近X形轉(zhuǎn)變。在采用同樣工藝規(guī)范獲得近X形焊縫成形時(shí)，YAG激光焊縫的對(duì)稱度顯著高于CO2激光焊縫。

針對(duì)鈦合金激光焊的咬邊缺陷，陳俐等[6]將A-TIG焊用活性劑應(yīng)用到鈦合金的CO2激光焊上，可有效改善焊縫咬邊缺陷，并降低了激光深熔焊的激光功率密度和焊接熱輸入閾值?；钚詣┲饕獜?個(gè)方面改善鈦合金激光焊焊縫成形：首先增加了鈦合金對(duì)激光能量的吸收；其次，降低了熔池表面張力，改變表面張力流方向；再次，不容忽略的是降低了光致等離子體的電離度，縮小等離子體云。

在航空結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)中，要求材料不僅具有高的比強(qiáng)度和塑性，還應(yīng)具有高的斷裂韌性和疲勞強(qiáng)度。北京工業(yè)大學(xué)李曉延等[5]對(duì)鈦合金薄板激光焊和活性激光焊接頭的疲勞性能進(jìn)行了試驗(yàn)研究，發(fā)現(xiàn)鈦合金薄板激光焊及活性激光焊接頭的中值疲勞壽命低于母材的疲勞壽命，高應(yīng)力水平時(shí)鈦合金激光焊接頭的疲勞壽命降低較多，低應(yīng)力水平時(shí)趨于母材的疲勞壽命。

脈沖激光技術(shù)的發(fā)展對(duì)鈦合金的焊接提供了新的工藝措施，土耳其科賈埃利大學(xué)Akman等[7]對(duì)3mm厚的Ti6Al4V鈦合金板進(jìn)行Nd:YAG脈沖激光焊接，并指出脈沖能量和脈沖持續(xù)時(shí)間是影響熔深的最重要兩個(gè)參數(shù)，不同參數(shù)下獲得的激光焊接頭如圖2所示（峰值功率為單位脈沖停留時(shí)間內(nèi)的激光能量）。

鈦合金激光焊接頭為一個(gè)非均勻體，其組織和性能都存在大梯度變化，接頭的塑性損傷行為與均勻材料的塑性損傷行為有著較大差異。西安交通大學(xué)張建勛課題組[8]對(duì)鈦合金激光焊接頭的塑性損傷行為進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)鈦合金激光深熔焊接接頭的塑性損傷過程分為微孔洞的產(chǎn)生、長(zhǎng)大與聚合方式；微孔洞在整個(gè)接頭區(qū)程呈不均勻分布，體積分?jǐn)?shù)沿焊接接頭從焊縫、熱影響區(qū)至母材呈非線性分布；焊接接頭的微孔洞損傷規(guī)律和載荷大小相關(guān)，在載荷較小時(shí)焊縫的損傷大于熱影響區(qū)和母材損傷，隨著載荷值的增加，熱影響區(qū)的孔洞體積分?jǐn)?shù)的增長(zhǎng)速度比焊縫快，當(dāng)載荷增加到一定程度，熱影響區(qū)和母材的損傷程度要大于焊縫。

圖2 不同脈沖激光參數(shù)下的接頭熔深

在工藝方面，激光束的離焦量也是影響接頭成形質(zhì)量的關(guān)鍵因素。異種鈦合金激光焊接時(shí)激光束的離焦量更為重要。天津大學(xué)胡繩蓀課題組通過調(diào)整不同的離焦量對(duì)BTi-6431S/TA15異種鈦合金進(jìn)行焊接，獲得的接頭形貌如圖3所示[9]。在熔合區(qū)有α’馬氏體和細(xì)針狀α相生成，并且在離焦量為-0.2mm時(shí)，α’馬氏體的數(shù)量要少于離焦量為0.2mm時(shí)，在兩側(cè)高溫?zé)嵊绊憛^(qū)都發(fā)生了α’馬氏體和細(xì)針狀α相的轉(zhuǎn)變，而在低溫?zé)嵊绊憛^(qū)呈現(xiàn)出初生相α和次生相α與β相的混合組織。但試驗(yàn)組設(shè)置離焦量數(shù)值較少，不能很好地反映出影響規(guī)律。

圖3 不同離焦量對(duì)BTi-6431S/TA15鈦合金激光對(duì)接接頭形貌的影響

2 鈦合金的電子束焊接

電子束焊接作為一種先進(jìn)的高能束流加工方法，從20世紀(jì)60年代初，開始應(yīng)用于原子能工業(yè)、飛機(jī)制造業(yè)和宇航工業(yè)中貴重金屬的焊接。隨著航空和宇航等尖端技術(shù)的應(yīng)用而迅速發(fā)展起來，小到微型壓力傳感器，大到航天器外殼，航空航天零部件所用材料的獨(dú)特性及焊接要求的特殊性，使電子束焊接迅速成為這些重要零部件加工所必須采用的工藝，大量應(yīng)用于飛機(jī)重要承力件和發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子部件的焊接上。

鈦在高溫時(shí)會(huì)迅速吸收O2和N2，使接頭脆化，采用真空電子束可獲得優(yōu)質(zhì)焊縫，真空電子束焊焊接鈦及鈦合金具有獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)。美國(guó)的F-22戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)身段上，由電子束焊接的鈦合金焊縫長(zhǎng)度達(dá)87.6mm，厚度為6.4～25mm。另外，電子束焊接技術(shù)還用來焊接汽輪機(jī)噴管隔板、高溫蒸汽機(jī)轉(zhuǎn)軸、汽輪機(jī)定子、燃?xì)鉁u輪葉片、航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子、搖臂組件、機(jī)匣、功率軸、飛機(jī)梁、起落架等。

通過采取合理的焊接工藝措施可實(shí)現(xiàn)鈦合金厚板的電子束焊接。印度National Institute of Technology Calicut的 Saresh等[10]對(duì)17.5mm的鈦合金厚板進(jìn)行單道電子束焊接，但接頭未能實(shí)現(xiàn)全穿透焊接；當(dāng)采用雙道雙面電子束焊接時(shí)，可實(shí)現(xiàn)17.5mm厚度的鈦合金板的全穿透焊，但背面焊接要盡量緊隨在正面焊完成之后，避免由焊接接頭污染造成的熔合區(qū)空洞。

獲得具有可靠性能的接頭是電子束焊接鈦合金的關(guān)鍵，因?yàn)榻宇^性能的可靠性將直接影響鈦合金結(jié)構(gòu)的安全性，尤其在航空裝備領(lǐng)域結(jié)構(gòu)的安全性是至關(guān)重要的。北京工業(yè)大學(xué)史耀武課題組[11-12]用電子束焊接50mm厚TC4-DT鈦合金板，發(fā)現(xiàn)電子束焊接使TC4-DT鈦合金焊縫金屬強(qiáng)度增加、塑性和韌性降低、應(yīng)變硬化能力增強(qiáng)。接頭拉伸試驗(yàn)的斷裂位置均在離焊縫較遠(yuǎn)的母材上，母材為整個(gè)接頭的薄弱環(huán)節(jié)。母材和焊縫金屬拉伸斷口均表現(xiàn)出延性韌窩斷裂特征，并且焊縫金屬拉伸性能的變化與電子束焊接過程中冷卻速度快、在焊縫區(qū)形成了粗大口柱狀晶及針狀馬氏體有關(guān)。

3 鈦合金的摩擦焊接

目前對(duì)航空領(lǐng)域鈦合金的摩擦焊接主要有線性摩擦焊和攪拌摩擦焊。兩者都是新型的固相連接方法，連接過程中金屬不熔化、不變形，焊接接頭的拉伸強(qiáng)度優(yōu)于熔焊接頭的強(qiáng)度，這兩種摩擦焊接方法成為航空發(fā)動(dòng)機(jī)中關(guān)鍵的制造技術(shù)。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓力機(jī)出口為適應(yīng)不斷提高的高溫環(huán)境，溫度梯度較大的壓力機(jī)盤心與盤緣需要采用不同的鈦合金材料，采用線性摩擦焊可實(shí)現(xiàn)異種鈦合金的連接，從而滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)雙性能整體葉盤的需求。北京航空制造工程研究所劉穎等[13]對(duì)TC4/TC17異種鈦合金線性摩擦焊接頭的拉伸、高周疲勞力學(xué)性能進(jìn)行了分析，發(fā)現(xiàn)接頭的室溫拉伸和高溫拉伸強(qiáng)度均介于TC4母材和TC17母材之間，高周疲勞性能達(dá)到TC4母材高周疲勞強(qiáng)度的95%以上。

日本大阪大學(xué)Liu等[14]研究了鈦合金攪拌摩擦焊過程中織構(gòu)對(duì)接頭攪拌區(qū)應(yīng)變局部化的影響，在拉伸變形的初期階段，攪拌區(qū)發(fā)生了明顯的塑性變形，主要是因?yàn)閿嚢鑵^(qū)與母材相比，具有較高的棱柱狀滑移的Schmid因子。在拉伸變形量大于0.1時(shí)，攪拌區(qū)與母材的Schm id因子差異明顯減弱，但晶粒尺寸的影響作用加強(qiáng)。

4 鈦合金的復(fù)合焊接

復(fù)合焊作為一種新型焊接方法用于航空鈦合金的加工也越來越引起研究學(xué)者的關(guān)注，近年來的相關(guān)研究主要集中在鈦合金的激光/電弧復(fù)合焊接技術(shù)。

激光和等離子弧復(fù)合具有明顯“協(xié)同效應(yīng)”，可以增大焊縫熔寬和熔深，并且可以實(shí)現(xiàn)同軸復(fù)合，使其在復(fù)合焊接技術(shù)中具有很強(qiáng)的競(jìng)爭(zhēng)力。姚偉等[15]在對(duì)鈦合金激光/等離子電弧復(fù)合焊與單一激光焊的焊縫成形進(jìn)行比較的基礎(chǔ)上，研究了激光在復(fù)合等離子電弧后主要焊接工藝參數(shù)對(duì)焊縫成形的影響，發(fā)現(xiàn)激光功率增大和焊接速度降低，復(fù)合焊與單一激光焊焊縫的橫截面形貌均由釘形向近X形轉(zhuǎn)變。與單一激光焊相比，復(fù)合焊焊縫的余高和咬邊較大。激光/等離子弧“協(xié)同效應(yīng)”隨激光功率和焊接速度變化而不同，從而影響復(fù)合焊焊縫的熔寬和熔寬比。

在TIG焊基礎(chǔ)上復(fù)合激光熱源有助于提高接頭成形質(zhì)量和性能。中科院沈陽自動(dòng)化所王敏等[16]采用TIG焊、激光-TIG電弧復(fù)合焊工藝，以及單面焊背面雙側(cè)成形焊接技術(shù)對(duì)鈦合金T型結(jié)構(gòu)進(jìn)行焊接，發(fā)現(xiàn)近縫區(qū)及熱影響區(qū)晶粒長(zhǎng)大傾向明顯要小于TIG焊接頭，激光-TIG電弧復(fù)合焊頭的抗彎曲強(qiáng)度明顯高于TIG焊接頭，復(fù)合焊接的疲勞強(qiáng)度相比TIG焊提高約50%，并指出激光-TIG電弧復(fù)合焊工藝焊接鈦合金T型結(jié)構(gòu)綜合力學(xué)性能優(yōu)于TIG焊接頭。

結(jié)束語

隨著材料科學(xué)的發(fā)展以及能源危機(jī)的挑戰(zhàn)，航空工業(yè)對(duì)耐高溫、高強(qiáng)度及高韌度的航空材料提出了更高的要求，對(duì)高強(qiáng)度、高彈性模量、低密度、耐高溫的新型鈦合金的需要越來越迫切，作為制造航空發(fā)動(dòng)機(jī)和飛機(jī)機(jī)體的鈦合金在未來航空領(lǐng)域的應(yīng)用必將涉及到同種或異種鈦合金的連接問題。雖然國(guó)內(nèi)外學(xué)者針對(duì)鈦合金的連接已探究了多種高能束焊接、摩擦焊接以及復(fù)合焊接等先進(jìn)技術(shù)，但是在航空制造應(yīng)用中遇到的實(shí)際技術(shù)難題還需要進(jìn)一步攻克。

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