航空材料技术

2024-09-19

航空材料技术（共12篇）

航空材料技术篇1

航空发动机的水平, 很大程度上决定了飞机的性能。在过去的几十年, 航空发动机技术得到了很大进步。航空发动机的高性能体现在大推力、低油耗以及低排放上, 同时其耐久性也是一个需要关注的方面。如最初期的军用发动机的推重比仅为2~3, 现在高性能发动机的推重比发展到了15~20, 表1列出了近年来航空发动机使用情况的部分参数。

与第三代发动机相比, 第四代发动机的推重比增加20%, 零件数目减少40%~60%, 零件的寿命增加150%, 寿命循环成本至少降低25%, 耐久性增加两倍[1]。预测在未来航空发动机性能的提高中, 新材料的贡献率将为50%~70%, 而材料和制造技术对发动机减重的贡献将为70%~80%。

1 新材料的种类及特点

1.1 有机、无机复合材料

复合材料是指结合两种或两种以上有机、无机相的物质以物理方式结合而成, 撷取各组成成分的优点, 以构成特定的结构组成。往往以一种材料为基体, 另一种材料为增强体组合而成的材料, 各种材料在综合性能上取长补短, 产生协同效应, 使复合材料的综合性能优于原组成材料而满足各种不同的要求。复合材料中以纤维增强材料应用最广、用量最大, 其特点是比重小、比强度和比模量大。其中高聚物复合材料PMCS的发展已有半个多世纪的历史, 在工业、民用、航天航空、生态、智能等领域取得了广泛的应用[1]。补充列举在航空发动机上运用过的有机、无机复合材料。

1.2 金属及金属间化合物基复合材料

以金属或金属间化合物为基体, 并以纤维、晶须、颗粒等为增强体的复合材料。其特点是在力学方面为横向及剪切强度较高, 韧性及疲劳等综力学性能较好, 同时还具有导热、导电、耐磨、热膨胀系数小、阻尼性好、不吸湿、不老化和无污染等优点[2]。钢材主要用于发动机的齿轮、涡轮轴、涡轮盘等一些主要承力部件的制造, 而铝基材料主要应用于压气片叶轮、叶片等部件。国内研究的重点是铝、钛基复合材料, 从前景上看铝基复合材料可以替换铝合金, 在质量没有改变的同时提高了性能, 钛基复合材料可以替代传统钛合金制造压气机整级叶片, 可以使质量减轻40%[3]。

1.3 陶瓷基复合材料

陶瓷基复合材料 (CMC) 是以陶瓷为基体与各种纤维复合的一类复合材料。陶瓷基体可为氮化硅, 碳化硅等高温结构陶瓷。这些先进的陶瓷具有耐高温、高强度和刚度、相对重量较轻、抗腐蚀等优异性能, 但它的致命弱点在于脆性, 因而大大限制了其广泛应用。Chouwb等[4]利用Ni Al金属间化合物增韧Al2O3陶瓷获得了较好的效果。F119发动机矢量喷管使用了具有隔热和防热的CMC壁板;M88-3发动机使用了C/Si C尾喷管调节片;F414发动机使用了CMC加力燃烧室喷管;V2500发动机使用了CMC燃烧室浮壁[5]。

1.4 应用

这三种新型复合材料不仅仅应用于发动机, 在飞机的其它部位同样有广泛的应用。表2列举了几种不同机型的复合材料应用量及部位。

2 发动机主要部件新材料的应用及原因

2.1 轴承

航空发动机轴承经常要在相对较高的温度下工作。轴承工作时, 轴承外圈上有很大的周向拉应力, 这种接触表面过大的拉伸力不仅易于导致表面疲劳。而且由于这种原因造成的疲劳剥落还引起拉伸应力升高, 从而使整体淬透钢轴承套圈出现疲劳断裂。由于航空发动机轴承转速的增加, 原有的轴承钢如M50, 18-4-1和14Cr-4Mo已经不能满足需求。SKF的MRC轴承公司在美国空军支持下, 最终选择了高温渗碳钢 (M50Ni L) , 它不仅具有M50轴承钢的所有性能, 并且断裂韧性更好。同时与其它高温淬透轴承材料相比, 显微组织和疲劳强度也都很好。其原因之一是M50Ni L中没有大颗粒碳化物, 这种钢对碳化物引起的疲劳裂纹不敏感, 实质是消除了套圈疲劳裂纹的潜在出现;另外其本身的残余压应力也能延长轴承的滚动接触疲劳寿命。因此M50Ni L钢在飞机上的使用, 能满足更高水平转速下发动机轴承的工作需要。

轴承保持架虽然不直接承受轴承载荷, 但它伴随着高速滑动而旋转, 在高速轴承中常常由于保持架的磨损、疲劳等原因造成轴承的损坏。过去国外所使用的发动机轴承保持架材料多采用硅铁青铜 (AMS4616) 镀银再镀铅。这种材料最高回火温度可达315℃, 当温度超过315℃时, 则机械强度显著降低, 不能使用。经过广泛的实验验证, 发现镀银的AMS6415制造的保持架在温度高于315℃时仍然可以继续保持它的机械强度, 这种高温强度与低摩擦保护架材料和镀层的配合大大地延长了发动机在贫铀和断油时的运转时间。

研究表明[6], 550℃以上的工作温度使用高温合金材料, 硬度和尺寸稳定性均会丧失, 几乎很难研制出耐高温的合金材料。由于陶瓷材料的工作温度明显高于550℃, 这给研制耐高温的轴承带来了希望。在经过科研工作者们多年不断地探索, 氮化硅是理想的耐高温轴承材料。它具有飞机发动机轴承的高级钢材所具有的许多特性, 而且还具有优于钢材的附加特性———良好的高温强度和硬度以及优异的强度重量比。实验证明, 用固体润滑剂润滑并用热等静压法制成的氮化硅轴承, 能在500℃以上长时间运转。然而, 氮化硅也有缺点, 如抗拉强度低, 止裂韧性差和热膨胀系数极低等。因此, 陶瓷轴承要想真正实现在航空领域的应用还需要做很多研究。

2.2 风扇和压气机

军用航空发动机推重比的不断提高, 质量的不断减轻, 越来越多地依赖于高强度、低密度、高刚度和耐温能力强的先进材料。经过多年的研究和发展, 树脂基复合材料、金属基复合材料和金属化合物已经成为航空涡扇发动机风扇和压气机部件的理想候选材料[7]。

因具有质量轻、费用低、阻燃能力优良等特点, 树脂基复合材料外涵机匣已经广泛地应用在涡扇发动机上。如F119发动机的碳纤维增强的聚酰亚胺基复合材料外涵机匣采用DowUT公司研发的先进树脂转移造型技术制造。该技术可以制造形状复杂的进气机匣, 不仅其所有外部气流通道的表面粗糙度、最终尺寸精度可与经机械加工的钛合金进气机匣相媲美, 而且可使进气机匣减少零件总数和取消许多劳动密集的装配工序, 因而可以大幅度减轻结构质量和降低成本。PW公司还采用AFR700B超高温树脂基复合材料研制F119发动机外涵机匣等静止部件, 研究F119发动机和综合高性能涡轮发动机验证机采用的Avimid K热塑性复合材料中介机匣, 希望使后者完全能承受347℃的高温和400 k Pa的大气压, 并具有极好的热稳定性。

树脂基复合材料风扇叶片是实现高性能宽弦风扇叶片推广应用的有一种途径, 它以GE90发动机复合材料风扇叶片为代表。20世纪90年代, GE公司吸取GE36 UDF发动机的研制经验, 成功地开发了GE90发动机树脂基复合材料风扇转子叶片。该叶片的叶身和叶根由IM7中长碳纤维与增强的8551-7环氧树脂组成的称为“大力神”的8551-7/IM7复合材料制成一体。叶片的压力面涂覆聚氨酯防腐层, 叶身的吸力面涂覆一般的聚氨酯涂层;为了提高叶片的抗大鸟撞击能力, 在叶片前缘胶粘钛合金薄片;为了避免工作中复合材料叶片脱层, 在叶尖与后缘处采用Kevlar细线缝合。采用该材料和工艺, 不但明显减轻了风扇叶片本身的质量, 还减轻了其包容系统、盘以及整个转子系统的质量, 收到了成本低、抗振、抗颤振性能好、抗损伤能力强等效果。

目前普遍作为压气机盘和叶片材料的钛合金耐高温能力最高是600℃。随着压气机压比及出口温度的增加, 在压气机的后几级也逐步采用了耐热钢和镍基合金。今后, 随着压气机总压比的进一步提高, 压气机的出口温度将继续提高, 预计, 推重比15~20的发动机压气机出口温度可达760℃, 而目前的钛合金和镍合金已经难以满足这一温度要求。最近, 国外粉末冶金镍合金全盘工艺取得了一定进展, 通过增加难溶金属和更好地控制晶粒尺寸, 已经发展了一种可使压气机排气温度升高40~70℃的新型盘合金。

今后, 压气机将采用由密度更低的钛金属基复合材料和γ-钛铝金属间化合物制成的整体叶环, 这种技术可使压气机的重量在钛合金整体叶盘的基础上进一步减轻40%, 同时, 还可提高疲劳强度。如果耐高温树脂研制成功, 可使高压压气机的重量大大减轻。国外正在发展用于压气机叶片的聚合物复合材料, 这种材料可使压气机叶片比钛合金轻30%~50%。并且还研制一种阻燃钛合金, 它将使压气机后面级的钛叶片取代铜叶片或镍叶片, 可进一步减轻压气机的重量。

2.3 燃烧室和涡轮

燃烧室是发动机中温度较高的部件, 其材料要求抗氧化, 抗腐蚀、抗冷热疲劳性能好、强度高。现在的发动机燃烧室和加力燃烧室的工作温度最高可达2 000℃, 冷却后可以降低到1 000℃左右, 目前常采用钴基和镍基合金材料。而现在为了提高发动机的推重比需要通过高温燃烧, 提高燃烧室的工作温度也可同时降低氮氧化合物的排放量, 从而降低先进战斗机发动机的目标特征, 改善民用发动机的环境特征, 因此, 需要采用高温性能更好的材料。陶瓷基复合材料可在1 200~1 400℃的极高温度下工作。可显著提高燃烧室的工作温度, 同时可减少冷却空气的需求, 甚至可取消冷却。将氮氧化合物的排放量降至最低程度, 是未来发动机燃烧室部件很有希望的材料[8]。

提高涡轮进口温度也可提高发动机性能, 推重比10一级的发动机涡轮进口温度已达到1 850~1 950 K, 推重比为12~15一级发动机的涡轮进口温度可达到2 000~2 100 K。目前使用的镍基和钴基超级合金的抗高温能力对于进一步提高涡轮温度是有限的。涡轮温度的进一步提高将更依赖于新材料的性能, 比如具有更低导热率和更低成本的热障涂层, 先进的掺杂重金属如镍和钌的单晶材料, 这两项技术都可使涡轮温度提高50℃。

发动机高压涡轮盘的工作温度可达816℃, 其轮缘部位要求有良好的抗蠕变性能, 而中心孔周围要有最佳的抗疲劳性能。为此, 涡轮盘将采用双合金材料, 即轮缘和中心腹板部位采用不同的合金, 两部位用冶金方法连接在一起, 使轮盘的轮缘和中心腹板两个部位都有最佳的物理性能。新的金属间化合物单晶材料如Ni Al用作涡轮转子叶片材料后可使叶片的重量减轻40%, 这种材料的热传导率比超级合金高200%, 可使涡轮转子叶片叶身温度降低38℃, 有望近期在涡轮部件上获得应用。

长远看, 陶瓷材料也可能用于涡轮部件, 这种材料可使温度能力提高, 并减少冷却需求, 预计陶瓷材料将首先用于高压涡轮导向叶片。

3 航空发动机材料发展的看法

应充分重视航空传统材料的研究与提高。由于高温合金及钛合金良好的综合性能及在研制与服役中较长期的经验积累, 在未来相当一段时间内它们仍然将在发动机材料中占有一席之地。因此对传统金属材料的研究开发, 我们仍应予足够的重视, 最大限度地挖掘传统材料的潜力[1]。

加强新材料体系的研制开发。随着发动机的快速发展, 传统材料已经不能满足发动机的需求, 要求我们加强对新材料的研制开发。目前, 作为在更高温度下服务的结构材料, 被人们注意的有金属间化合物或以金属间化合物为基的复合材料, 金属基复合材料及陶瓷及复合材料。

要科学的表征材料性能, 提高材料使用的针对性与可靠性。我国航空材料, 特别是高温材料与发动机通用规范和结构完整性大纲要求差距较大, 材料的力学性能数据表征内容和测试方法与发动机结构分析和可靠性设计很不适应。在规划航空发动机材料发展的战略时, 必须将结构与材料、材料设计与成形工艺、组织结构与缺陷行为、高性能指标与可靠性统一于材料的研究与开发之中, 建立在科学的理论与实践结合的基础上[9]。

4 结语

本文对航空发动机主要部件的材料变化进行了分析比较, 重点论述了新材料的特点和优势。分析得出:随着发动机的性能不断提高, 传统材料的部分性能已经不能满足发动机的需要, 为了更好地提升发动机的性能, 应加强新材料的开发与研究, 完善新材料体系, 这对提高航空发动机的性能有着重大的意义, 必须引起我们足够的重视, 才能立于不败之地。

摘要：提高发动机的性能, 进一步降低燃油率, 改善经济效益, 都须依靠材料技术的进步。航空发动机的服役环境特殊, 所以开发耐高温, 抗氧化性、导热性与加工性能好的新型材料意义重大。本文重点分析了几种新型材料的性能特点, 及新型材料在发动机主要部件的使用情况, 展望了未来新材料的发展动态, 对提高航空发动机的性能有很大的意义。

关键词：航空发动机,高温合金,金属间化合物

参考文献

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[9]陈石卿.今后10-15年的航空发动机材料[J].国际航空杂志, 1994 (12) :39-44.

航空材料技术篇2

新型复合材料风扇的加工制造技术碳纤维增强环氧树脂复合材料风扇

大涵道比涡扇发动机的碳纤维增强环氧树脂复合材料(CFRP)风扇叶片加工制造技术已经日益成熟。如图1 所示，GE90 系列的大型CFRP 风扇叶片约有1.2m 长，经过超声切割技术精确加工的数百层碳纤维预浸料布，进行铺设后进行热压制成。风扇叶形经过先进的计算机三元流优化设计，榫头到叶尖的厚度逐步从10cm 降低到0.6cm，并采用钛合金（后改为合金钢提高强度）包边增强的方式，重量也仅有22.7kg。此类经过气动优化、大尺寸、少叶数的风扇已经显示了突出优势，GE90-115B的风扇叶片有22 个，GEnx降低到18 个，而GE9X又降低到了16 个，既扩大了涵道比、增大了空气流量，又减少了风扇系统的重量。由于通过外涵道排出空气所形成的推力占据了商用发动机总推力的70%~90%，因此，增大空气流量、减少风扇系统的重量，会带来更好的燃油效率。例如，GE公司指出GE90-115B 仅此就提高了约1.5% 的燃油效率[1]。CFM 公司LEAP 发动机的直径约3m，共用了18 个总重量为76kg 的CFRP 叶片，相比之下，CFM56 则有36 个总重高达150kg的钛合金叶片。新的碳纤维三维编织/ 树脂传递模塑成形（RTM）制造工艺可以进一步提高风扇叶片的强度，因此，新一代GEnx及LEAP 发动机上都将采用这一技术制造风扇叶片。斯奈克玛公司为LEAP 发动机CFRP 风扇叶片开发的碳纤维三维编织/RTM 制造工艺中，长度以千米计的碳纤维进行三维编织后经超声加工方法制成预制体，再在专门开发的RTM 模具中注射树脂并进行热压固化制成叶片（图2）。叶片的成型过程需要24h，然后再进行钛合金包边并完成LEAP 发动机风扇叶片的最终加工[2]。不过，普惠等公司开展的一些试验也表明，为保证零件强度——例如防鸟撞，CFRP 材料风扇叶片要做的比传统钛合金叶片相对厚一些，这会降低发动机的气动性能。因此，在直径较小的发动机上采用超塑成形/ 扩散连接（SFP/DB）工艺制成风扇叶片的优势仍然存在。这样，风扇叶片可以做的较薄、强度够、气动性能也好。CFM 也在进一步将碳纤维增强环氧树脂复合材料（CFRP）制作的风扇机匣在LEAP 发动机上进行测试。2 金属基/ 陶瓷基复合材料风扇

金属基/ 陶瓷基复合材料（MMC/CMC）风扇的研发也一直在深入开展。MMC/CMC 材料比CFRP 具有更好的强度、刚度以及高温性能，因此，在发动机上多种类型的零件都有较好的应用前景。GE 公司在GE9X 的技术验证评估中认定，CMC 材料轻质高强的特点使得他们能够在与现有GE90 的CFRP 风扇叶片相同强度的情况下，可以做得更薄，并减少到16 个风扇叶片，这有望将发动机效率提高10%。罗尔斯· 罗伊斯公司也在一个名为UltraFanTM的项目中对新型C/Ti 复合材料叶片进行验证，计划在未来一代大型发动机上替换SPF/DB 钛合金风扇叶片。他们预期，如果未来将风扇及机匣都替换为此类C/Ti 复合材料，将有望使发动机减重700kg。3 新型复合材料风扇的零部件加工制造工艺如何进一步提高新型复合材料的可加工性，以稳定的工艺方法确保表面完整性并降低零件的疲劳破坏概率，仍然是夯实航空发动机新型复合材料工程应用的前提和基础。由于复合材料的内部微结构较常用合金材料要特殊得多，其组成成分构成比较复杂，相对于基体材料，增强相（纤维或者颗粒增强体）的硬脆性高、可加工性普遍很低；运用传统车铣等加工方法时，切削力不稳定、刀具磨损太快、表面完整性差，有时候还会导致纤维和基体结合面上发生纤维拉出、脱开等损坏。近年来，非传统加工方法在CFRP 零件加工上的应用取得了明显的效果，如图3、4 所示。超声切割、激光切割等方法已经成为碳纤维预制体加工中的重要手段，而水射流加工（包括高压水加工、磨料水射流（AWJ）加工等）在CFRP工件的材料去除上有更好的成本效益，旋转超声加工(RUM)则在CFRP/Ti 合金的叠层结构制孔上比较有优势。因此，近年来CFRP 零件在风扇等冷端零部件上的应用与其加工制造工艺的逐渐稳定成熟有直接的关系。不过对于金属基/ 陶瓷基复合材料（MMC/CMC）而言，其工程性能更高，但是，制成工艺也更难。MMC/CMC 零件制成工艺的稳定性还有待进一步提高，以SiC复合材料为例，尽管已经开展了多年的密集试验研究及验证测试，如何克服硬脆特性，实现高表面完整性和精度的加工，还是摆在其加工机理研究中的一个核心问题。钛合金压气部件的加工制造技术钛合金的精密高效加工技术

钛合金材料在航空发动机中有极其广泛的应用，特别是用以生产压气机等冷端零部件或结构件。其中，中等强度高损伤容限型钛合金Ti-6Al-4V 因在耐热、强韧、耐腐蚀、抗疲劳及可加工性方面具有较好的综合性能而占据主体地位。Ti-6Al-4V 材料零件加工制造技术在欧美发达国家、俄罗斯及我国都经过了几十年的研究及广泛应用，当前技术研究重点集中于如何高效率地实现高精度、高表面完整性和高性价比的钛合金零件加工，如图5 所示。新一代的刀具，如超细晶粒硬质合金刀具、无粘结剂微晶粒立方氮化硼（CBN）刀具等的技术验证研究都表明：通过合理采用切削参数，如微晶粒CBN刀具加工试验中选择切削速度约为400m/min，进给速度约为0.01mm/r，能够将钛合金的切削效率显著提高，并实现更高的刀具寿命[3]。当然，对于钛合金高速切削加工技术仍有待深入探索，例如，表面氧化、烧伤及不合理的残余应力等影响表面完整性的情况对切削工艺条件，包括主要加工参数、切削液等，都非常敏感。能否发展少或者无冷却液的加工技术，如何实现高速切削又少磨损等成为研究的重点。无余量精密锻造压气叶片的加工制造技术

无余量精密锻造转子叶片技术也是航空发动机钛合金零件制造及应用的重要发展趋势之一。通过无余量精密锻造工艺直接形成叶片的复杂曲面，能大幅度改善叶身在高温、高压及高速旋转条件下的抗疲劳性能和有效工作寿命，如图6 所示。当然，钛合金转子叶片的无余量精密锻造工艺要远比普通的模锻技术复杂，成本也要高出数倍以上。同时，此类叶片的榫头部分的精密加工是一项技术难题。由于叶身所具有的自由曲面及薄壁特性，以无余量成形的薄壁曲面叶身为零件的定位夹紧、加工测量基准时，容易出现过大的偏差及变形，精度不易保证。传统上用于无余量精密成形叶片加工的方法是使用低熔点合金浇注方式形成过渡基准，把叶身曲面点定位转换成规则的面定位，再进行加工。但这种工艺存在非常明显的缺陷，包括基准转换与定位误差扩大、加工过程中零件表面污染、工艺链长效率低等。西方先进的发动机制造企业已经基本淘汰此类技术，转而应用基于多点定位支撑方式、“安装/ 检测/ 优化”集成控制的自适应保形精密加工技术，通过工装与机床刀具之间实现自适应数控联动，以最大限度地保障加工精度和表面质量。3 钛合金整体叶盘的加工制造技术钛合金整体叶盘制造技术也是一个极其重要的技术领域，如图7 所示。整体叶盘在小尺度紧凑结构的发动机上有重要应用。例如，小涵道比的EJ 200 发动机上就采用了6 个整体叶盘，包括一个带有大扭转率的宽弦叶形风扇叶盘。常用加工方法包括对整体盘坯进行铣削加工、电化学加工（ECM）方法加工等，水射流（WJC）加工方法在叶盘去余量粗加工中也有应用（余量可以高达几十mm，甚至加工出某些三维轮廓）。对于有更高性能表现的双性叶盘而言，通过线性摩擦焊（LFW）将叶盘与精密锻造的叶片进行连接，从而形成整体结构，也是一项有重大意义的工艺。表面强化工艺能极大地增强零件抗疲劳、微动磨损及应力腐蚀的能力，罗尔斯·罗伊斯公司发展的激光冲击喷丸（LSP）强化技术，通过钕玻璃激光器产生1000MW 峰值功率及百万磅/平方英尺的压力波，能在钛合金叶片表面形成1.0 mm 深的压应力层，大幅度提升叶片的工作性能。热端部件的新材料应用及加工制造技术新型伽马钛合金零部件

新型伽马钛合金（γ-TiAl）如图8 的二元相图所示，是一种极其复杂的金属间化合物，在耐高温、结构强度、抗腐蚀性以及阻燃（抗钛火）性能上有很好的表现，高温工作性能与Inconel718 镍基合金接近，但密度只有其一半。因此，γ-TiAl合金零部件近年来已经成为航空发动机研制中的热点之一[4]，逐步在热端零部件上得到应用，例如GE 公司在GEnx-1B 发动机上已经采用γ-TiAl合金（Ti-48-2-2）制造低压涡轮的最后两级叶片[5-6]，如图9 所示。不过，γ-TiAl合金的金属延展性、损伤容限都比较低，脆性也大，传热性能低也比较黏，可成型性（如铸造等）及可加工性都较差。相比之下，用它来替换的常用镍基高温合金，如Inconel718，则在延性和塑性变形方面工艺性更好，加工工艺也更成熟。因此，γ-TiAl属于典型的难加工材料。罗尔斯·罗伊斯公司对γ-TiAl合金零件的可加工性、多种加工方法开展了多年的加工制造验证性研究也表明，在铣削、车削、磨削、钻孔、EDM 以及抛光过程中，加工表面的完整性一直是关键难点之一，加工工艺参数选择不当会导致零件表面缺陷较多，在较薄结构上出现崩碎、尖锐边以及裂纹等问题，刀具的磨损问题也更突出。近几年，美国矿物、金属和材料学会（TMS）也召开数次γ-TiAl合金技术的国际学术会议，以期望从材料属性、工艺参数及加工方法等变化出发，探索与表面完整性破坏（如表面划伤、表面烧伤、微裂纹、切屑瘤、残余应力等表面缺陷）之间的内在作用与联系，并进而寻求在γ-TiAl的机械加工过程中提高疲劳性能和抗应力腐蚀性能的方法。2 新型高温合金零部件

近年推出的ATI718Plus 超级合金也在高温零部件制造上有很大的应用前景。ATI 718Plus 作为一种低成本合金材料，工作温度较传统的Inconel718 合金提升了55℃，强度、可制造性等与传统Inconel718 相似。718Plus 合金制造的热端零件能够比Waspaloy及其他类似高温合金承受更高的强度，可成形性及可加工性、耐磨损性等也相对好些。因此，罗尔斯· 罗伊斯公司已经开始在发动机上运用基于这种更佳性价比材料的转子及静子部件、紧固件等进行技术验证。在关键的单晶超级合金高压涡轮叶片制造上，国外第二代（如Rene N5、CMSX-

4、PWA1484）、第三代（如Rene N6、CMSX-10）的单晶超级合金经过多年发展，零部件精密铸造、涂层技术、加工工艺等已经比较稳定，如Meyer Tool 公司制造的涡轮导向叶片，能够达到± 0.01mm 的加工误差和R a 0.2 的粗糙度。这在各类主力发动机上都得到了广泛应用。GE90 发动机上采用的导向叶片是用Rene N5 制造的，在约1500 ℃的涡轮进气温度（TET）通过了18000 个循环的耐久测试（近似于6~7 年的商业化飞行服务）。各类高性能超级合金材料在GE 发动机热端部件上的综合运用，也将排气温度（EGT）提高了约20 ℃。能在长时间高温度下工作，强度及微观结构的稳定性都比较好的单晶高温合金ReneN6、MX4[7-8]都在进行深度工程验证后也陆续投入到了发动机型号应用上。由于单晶合金制成的高压涡轮叶片要长时间暴露于1300℃以上的高温气流之中，因此，不仅需要复杂的内部冷却气流通道，还要在表面使用特制的低热导率热障涂层(TBCs)。然而，沉积了TBC 涂层之后继续精密加工气膜孔的工作变成了一项极其困难的任务——既要在极难加工、高硬度、低热导性TBC 和单晶超级合金基体上制孔，又要保持小孔的表面完整性防止裂纹。GE/Synova公司合作发展了能够精密地穿透TBC 材料，加工出高质量气膜孔的Laser MicroJet微孔加工技术[9]。陶瓷基高温复合材料零部件

陶瓷基高温复合材料（CMC）的强度、刚度、高温性能等都非常好，材料密度又较低，在发动机热端零部件上具有极大的研究和应用前景。NASA、GE 及PW 公司都注意到了熔渗法制备的碳化硅连续纤维增强陶瓷基复合材料（Melt Infiltrated SiC/SiC CFCC）制成的零部件具有较好的热导率、抗热冲击、抗蠕变性等，在高温环境下对冷却空气的需求（比高温合金材料）更小，未来有极高应用潜力[10]。不过由于在1200℃的高温空气（含水蒸气等）下，SiC陶瓷材料存在氧化反应，因此，他们发展了一种环境阻障涂层(EBC)[11]（图10），以等离子喷涂技术在火焰筒内层制成了包括125μm 厚的Si 粘结层、125μm 富铝红柱石（Mullite）中间层和125μm 厚的BSAS 表面层。GE公司在GEnx发动机的验证试验中测试了包括内外火焰筒、第一级高压涡轮罩壳、第一级导向叶片、第二级导向叶片等零件，这些碳化硅连续纤维增强陶瓷基复合材料零件在高温实验中展现了极高的抗氧化性（如图11），预示了将来的巨大应用前景。GE、罗尔斯·罗伊斯公司联合开展的F136 发动机项目上进行的技术试验也表明，SiC颗粒增强复合材料制作的低压涡轮叶片比以前的镍基合金叶片大幅减重，同时耐高温性好减少了对冷却气体的使用，有望显著改善发动机的推力和使用效率。高温合金材料的蜂窝结构的使用也有望进一步提高涡轮的结构工艺性、降低重量并提高冷却效率。GE 公司在涡轮导向叶环上安装了高温合金蜂窝结构，在GE、Campbell 合作开展的研究中，能够用VIT-CBN 砂轮和特制的高压冷却液加工蜂窝结构材料，达到极高的品质和公差水平，没有毛刺和碎屑连接在零件上，从而极大减少了后续工序，提高生产效率。

结束语

在航空发动机中广泛使用更高的比强度、高温性能、性价比等机械物理性能的CFRP/CMC/MMC 复合材料、γ-TiAl金属间化合物及新一代超级合金等材料制成关键零部件，是航空发动研制与性能提升的重要发展趋势。但是，只有经过深入地制造工艺探索并在极其严格的技术验证过程中证明了零部件结构及其工艺方法的可靠性及成本有效性之后，先进性能的材料及其零部件的制造工艺才能真正成为航空发动机先进制造技术发展的助推器。当前，我国航空发动机先进制造技术既面临着宝贵的发展契机，又承受着巨大的发展挑战。深入探索新型高性能材料的基本性质、理清零部件制造的工艺特点，从理论本质和工程技术两个层面掌握零部件先进加工制造技术的内涵，是推动我国航空发动机先进制造

航空材料技术篇3

一、碳纤维复合材料的优势

碳纤维与其他复合型材料相比较，自身重量更小，并且可以根据不同的使用需求对材料进行成型处理。在对航空航天领域的成品重量进行计算时，发现使用碳纤维复合材料后与同等体积的零件相比较，自重降低了500公斤。这更加验证了碳纤维材料的发展优势，飞机等航天设备自重减轻后，能够减少运行期间的油耗，对飞机外部机构也能起到保护作用。虽然碳纤维自身重量很小，但在使用过程中能够承受高温带来的影响，材料自身性质不会轻易变化，为飞机等航空航天设备的运行提供了稳定保障。

除上述优点外，碳纤维材料还具有优异的承载性能，其强度可以达到钢材料的5倍以上。这一点是其他材料很难达到的。飞机在起飞期间，需要较大的初始速度，达到一定速度后才能够顺利起飞。飞机在行驶期间也会承受空气摩擦带来的压力，因此对外层材料耐高温性能的要求极高。经过测试了解到，碳素纤维能够在2000℃的高温环境中保持性质不变，结构形状也不会发生改变。并且碳纤维化学性质稳定，不容易被氧化，应用在航天设备的外部结构中，也不会被轻易的腐蚀，这种性质也是传统复合材料中不具备的。这样能够保护飞机安全，使用解读阶段外层结构不会变形，制造成本方面也有明显的降低。

二、碳纤维的发展

大型飞行设备的自重问题一直是航空航天领域研究的重点内容，减轻飞机的自重能够更准确的控制制造成本，飞机飞行的速度也会有明显提升。因此在大型飞机制造领域中最先提出了碳纤维复合材料的理念。但此类材料技术最早研发的领域并不是航空航天，随着技术逐渐进步完善才被应用到高科技生产环节中。

制作碳纤维混合材料时，要考虑材料使用后复合的部分。最常见的是将碳纤维与树脂材料进行符合，这样成本的化学性质更稳定，并且在优点上能够互相结合，在航天飞行设备中应用广泛。碳纤维只是应用在飞机制造的部分结构中，完整的制造流程还需要金属复合材料的应用，如果的碳纤维复合材料已经能够实现与金属材料完美衔接，不对使用阶段造成影响。

三、碳纤维复合材料在航空领域的具体应用

作为一种新型的复合材料，碳纤维强度高自重小，在航空领域中以不同种形式被应用。大型客机与直升机应用最广泛，根据调查结果显示，目前应用在民用飞机中的碳纤维复合材料已经得到了80%。即使是在军事领域中也高达40%。这一数据结果表示新型材料已经得到了很好的落实，下面将针对材料应用过程中存在的不同形式进行分析。

1、碳纤维复合材料

首先是纤维复合型。自重非常小，火箭制造方面常常会使用到，能够满足高速运行状态下对材料耐高温的需求。用碳纤维复合材料制作的火箭，可以将推动力转化为运用动力，并且不会产生过大噪音。与同体积的复合材料相比较，能够减少大量的动能损耗。在飞机制造过程中应用这一技术，材料密度最大能够提升23%，对飞行速度的促进作用也不容小视。速度得到了提升，但对油品的消耗量并没有因此而增大，甚至还有明显的减少。在飞机的最外层结构中应用广泛，军用飞行设备要求体积小，飞行速度快，并且外层材料要牢固耐用。针对这一需求，碳纤维复合材料在高温成型技术帮助下完成了目标，设计制造的设备应用成本更少，整体体积也有明显的减少，能够在短时间内提升速度，外形材料在高温状态下不会受到影响。

2、碳/碳复合材料

碳/碳复合材料中加入了纤维物质，属于碳纤维材料的增强版，继承了石墨材料的优点，化学性质更稳定，使用过程中也不会受到其他物质的污染，根据不同使用方向，可以在原料中添加一些化学成分。将其制作成需要的部件形式，通常也是在热处理条件下来实现的，具有极强的可控性，一次成型后坚固耐用。机翼部分在使用中需要承受大量摩擦，一旦材料耐高温性能差便会发生形变，飞机不能正常行驶在空中，引发严重的安全事故。因此在制造过程中都会对材料高温环境中的变化进行观察，选定自重合理的材料。经过多次测试实验，发现碳/碳复合材料能够符合这一要求，并且制造成本也不会有明显的增多。

四、我国碳纤维复合材料发展现状

航空航天领域是世界碳纤维的传统市场，航空器中碳纤维复合材料的使用量未来几年将以年均12%的速度继续增长，估计将从2008年的8200吨增加至2010年的1万吨以上，2012年可达1.3万吨。碳纤维复合材料约占空客A380飞机35吨结构材料中的20%以上，包括中央翼盒、机尾组件以及压舱壁。波音787中结构材料有近50%需要使用碳纤维复合材料和玻璃纤维增强塑料，包括主机翼和机身。金属结构材料采用碳纤维复合材料后不仅可以减轻机身质量，而且还可以保证不损失强度或刚度，大大提高了燃油经济性。新一代的客机将使用更高比例的碳纤维复合材料。

现阶段我国的国际竞争力在不断地增强，但是现实中存在的问题是，我国的碳纤维复合材料的发展并不能满足现实生活中的需求，作为航天航空领域的重要支柱，碳纤维复合材料的生产和研究直接关系到我国高新技术产业尤其是航天航空产业能否占领世界的科技技术前沿，因此国家的大力扶持起着相当重要的作用，不仅仅是要在资金上给予帮助，更要创造良好的环境来促进发展。在政策上给予支持，在资金上给予帮助，培育一批具有超强竞争力的企业，只有这样我国的碳纤维复合材料才能在国际上占有重要地位，才能在日后的国际竞争中处于优势。这对于我国航天航空事业的发展有着重要的作用。

小结：在全球化经济不断加速的今天，国与国之间的联系Et益紧密，相互之间的技术交流和技术竞争也在不断加强。我国在碳纤维复合材料上的发展确定了举世瞩目的成就，但是在发展中也存在着一些问题，产品质量处于低层次，生产成本过高，能耗较大，环境污染大等，因此在Et后的发展中一定要高瞻远瞩，制定好长期的发展规划，才能更好促进产业的更新研究。

航空材料技术篇4

ACM的发展方向可以用“7化”来概括,即碳纤维低成本规模化;玻璃纤维高性化;高性能纤维杂混改性化;ACM应用领域扩展化;高性能树脂杂混改性化;结构设计实用化和制造装备现代化。

碳纤维在各工业领域的应用量及其份额是工业技术水平和先进技术民用化的标志之一,美国、日本、中国和世界整体碳纤维应用份额见表1。

未来5年中国碳纤维在各应用领域的用量、份额及其增长率变化见表2、表3[1]。

ACM的典型代表是环氧树脂基碳纤维复合材料,经过多年使用验证,环氧树脂基体以其综合性能优异、工艺性良好、价格低等诸多优点,在马赫数1.5以下飞机上的用量远远大于双马来酰胺树脂基体(BMI),以A400M、波音787飞机为例,复合材料分别占飞机结构重量的36%和50%,其中,复合材料结构居主导地位的一直是刚性双酚A二缩水甘油醚型环氧树脂。如美国“三叉戟-1”、“三叉戟-2”导弹以及“飞马座”火箭采用的HBRF-55A配方就以E-PON826为主。多年来各国都在通过加入柔性单元改进环氧树脂的韧性,通过加入新型刚性链单元结构或使用芴型芳香胺固化剂来提高耐热性,并分别取得了预期的效果[2,3,4]。

单位:t,%

1 航空航天先进复合材料国外现状

先进复合材料的研究应用主要集中于国防工业。高性能树脂基复合材料,主要是碳纤维和芳纶纤维增强环氧树脂,多官能团环氧树脂和BMI。复合材料性能稳定,已大量投入应用,相当于T300/聚酰亚胺PMR-15性能的复合材料已研制成功,一批高性能的热塑性树脂基复合材料,如PEEK、PECK、PPS等正在从实验室走向实用。据介绍,先进复合材料构件正在由次承力件向主承力件过渡。在成型工艺方面,先进复合材料借助玻璃钢成型技术逐步实现由手糊到机械化自动化的转变。但总的水平与国外先进技术还有一定距离。

高性能聚合物基复合材料在航空航天工业的用量占其全部用量的80%。国内外先进复合材料在航空航天领域的应用情况见表4。

鉴于4,4’-二氨基二苯甲烷四缩水甘油胺(TGDDM)的性价比,该材料可能是最实用的高性能环氧树脂。TGDDM具有优良的耐热性,长时高温性能和机械强度保持率,固化收缩低,化学和辐射稳定性好,还可用于高性能结构胶粘剂,结构层压板和耐高能辐射材料。

1.1 A400M运输机[5]

1986年设计的C-17是上世纪先进大型军用运输机的典型代表,限于当时的水平,复合材料主要用于次要结构,如雷达罩、整流罩、操纵面、口盖、翼梢小翼蒙皮等。复合材料重约7258k,占该机结构重量8.1%。树脂基复合材料从非承力结构发展到次承力构件。在复合材料中碳纤维增强复合材料约占结构重量6%,玻璃纤维塑料、Kevlar纤维增强材料占2%。

欧洲EADS正在研究的A400M属于新一代大型军用运输机,在材料应用技术上有了一个新的飞跃,主要表现为先进复合材料占结构重量的35%~40%。与C-17不同的是,在A400M上,碳纤维复合材料用于一些主承力结构,而C-17的复合材料结构重量比仅为8%,且主要用于操纵面及次要结构。A400M的机身仍由传统的铝合金制成,但却开创了采用碳纤维复合材料制造大型运输机机翼的先河,机翼长达19m,令业界颇为瞩目。

在A400M运输机上,特别值得提出的是复合材料机翼,碳纤维复合材料占机翼结构重量比例高达85%,开创了使用复合材料为主要材料制造大型运输机机翼的先例。采用碳纤维制造的机翼,重量是同等强度铝合金机翼的75%至80%,并且不会产生金属疲劳,先进复合材料的广泛应用对于减轻结构重量相当有利。在A400M的复合材料设计和制造中,广泛采用了计算机辅助设计软件,如土耳其航空航天工业公司就使用美国维斯特吉公司的Fiber SlM软件来进行设计。土耳其航空航天工业公司作为空客A400M项目的签约合作方,在CATIAV 5CAD模拟环境中利用该软件为A400M运输机设计了副翼及扰流片等气动控制面。

A400M的机翼除前缘、前后缘支承结构及铰链采用铝合金外,其气动舵面、机翼蒙皮、桁条以及中央翼盒与外翼盒接头的某些部件也均为复合材料。但为了确保强度安全,A400M机翼与机身的接头采用钛合金制造并用螺栓以双钩环固定,以保证在断裂时有双余度保险。该机翼蒙皮与加强筋组成一体固定在碳纤维复合材料翼梁上,翼肋仍采用铝合金制造。因其主要受压应力,此时用复合材料与用铝合金并无大的不同。除机翼外,A400M的尾部货舱门、起落架舱门、整流罩以及螺旋桨也采用高强度复合材料来制造。目前,空客公司正在进行一项更为“大胆”的重要计划—研制全碳纤维复合材料机翼,并已制造出6.2m的翼盒验证件。A400M的T型尾翼设计为加强结构,并大量采用复合材料,碳纤维复合材料占结构重量比例高达97%~98%。垂尾主要由1个三粱主盒段、1个可拆卸的前缘、后缘隔板和一块方向舵组成,垂直尾翼的根部与后机身上一个机械加工的平直翼面连接。除了垂尾前缘和铰链,所有这些结构部件主要由复合材料制造。垂尾前缘是金属/复合材料的复合型部件,可改善抗冲击和防腐蚀性能,在垂尾翼尖装有预警保障措施短舱。方向舵是带铝合金铰链连接肋的碳纤维加强型结构,由两台液压伺服作动筒和一台电动马达驱动。A400M的垂尾面积较大,有着非常不错的航向稳定性。水平尾翼为铝合金中央结构翼盒和两个复合材料的外侧盒段结构,中央盒段为水平尾翼与垂直安定面的连接提供安装固定结构。水平尾翼两侧各有一块升降舵,其主结构也采用了碳纤维复合材料。

A400M运输机所用环氧基体碳纤维复合材其主要用于翼梁、纵梁、机翼箱型梁、升降舵蒙皮、气动舵面、机翼蒙皮、桁条以及中央翼盒与外翼盒接头的某些部件。

1.2 美国第四代战斗机F-22[6]

为满足新一代战斗机对高机动性、超音速巡航及隐身的要求,进入90年代后,西方的战斗机无一例外的大量采用复合材料结构,用量一般都在25%以上,有的甚至达到35%,结构减重效率达30%。应用部位几乎遍布飞机的机体,包括垂直尾翼、水平尾翼、机身蒙皮以及机翼的壁板和蒙皮等。如美国第4代战斗机F-22复合材料用量已达到24%,而EF2000更高达43%,EF2000除鸭翼外,机身、机翼、腹鳍、方向舵都采用复合材料,结构“湿润”表面的70%为复合材料。阵风也是如此,70%的“湿润”表面为复合材料,约947kg之重。F-35的复合材料几乎覆盖了整个飞机外表面。

1.3 无人战斗机

国外目前研制的无人机以复合材料和传统铝合金的混合结构为主。如“捕食者”“全球鹰”等均是如此。其中“全球鹰”的机翼和尾翼由石墨/环氧复合材料制造,而机身仍采用传统铝合金,复合材料占结构重量的65%。

无人战斗机是未来航空武器的一个重点发展方向。为满足采购政策、隐身性能、机动性、生存力对材料的特殊需求,为尽可能地降低结构重量、提高燃油装载量,无人战斗机结构的一个显著特点就是大量应用复合材料。以波音公司的X-45A为例,除机身的龙骨、梁和隔框采用高速切削铝合金外,其余的机体结构都是由复合材料制成。诺斯罗普·格鲁门公司的X-47A的机体除一些接头采用铝合金外,整个机体几乎全部采用了复合材料。

1.4 直升机

直升机采用复合材料不仅可减重,且对于改善直升机抗坠毁性能意义重大,因而复合材料在直升机结构中应用更广、用量更大,不仅机身结构,而且由桨叶和桨毂组成的升力系统、传动系统也大量采用树脂基复合材料。H360、S-75、BK-117和V-22等直升机均大量采用了复合材料,如顷转旋翼飞机V-22用复合材料近3000kg,占结构总重的45%左右,法德合作研制的“虎”式武装直升机,复合材料用量更高达77%。

1.5 航天飞机

以NASA开发的第2代可重复使用航天飞机为例,油箱内衬为复合材料。在推进系统中将采用陶瓷基复合材料发射斜轨、金属基复合材料机匣以及树脂基复合材料涵道。此外还将采用复合材料电子设备舱。第3代可重复使用航天飞机将为一智能结构,具有自适应热防护系统及智能化无损检测装置,自愈合的飞机结构及表面。发动机材料将可能使用经冷却的复合材料、金属基复合材料加力燃烧室壳体、超高温复合材料。结构材料将包括超高温树脂基复合材料、低成本耐腐蚀热防护系统复合材料液氧油箱。

美国高超声速飞行器X-43是由超燃冲压发动机作动力装置的验证机。其油箱/机身由石墨/环氧框架及蒙皮组成。蒙皮外再覆以热防护系统。飞机上翼面热防护层为可剪裁的先进绝缘毡,下翼面为内多层屏蔽绝缘物。后者是正处于开发中的防热材料,由C/SiC外面板,中介陶瓷屏以及先进聚酰亚胺泡沫内衬。中介陶瓷屏覆以贵金属以降低其热辐射。机翼及垂尾由钛基复合材料制成,并有1个由二硼化锆制成的前缘。

1.6 巡航导弹和固体火箭发动机[7,8,9]

在火箭和导弹上使用碳复合材料减重效果十分显著。因此,采用碳纤维复合材料将大大减轻火箭和导弹的惰性重量,既减轻发射重量又可节省发射费用或携带更重的弹头或增加有效射程和落点精度。

利用纤维缠绕工艺制造的环氧基固体发动机罩耐腐蚀、耐高温、耐辐射、且密度小、刚性好、强度高、尺寸稳定。再如导弹弹头采用了环氧基及环氧酚醛基纤维增强材料。

在树脂基复合材料中,环氧树脂(EP)是巡航导弹弹体结构所用复合材料中最主要的基体材料,在所有树脂基复合材料结构中所占的比例高达90%。但随着飞行速度的提高,超声速巡航导弹研究的日益深入,目前树脂基复合材料的研究重点已由环氧树脂向BMI、聚酰亚胺(PI)树脂、氰酸酯树脂转移。Bryte公司最近开发了一系列氰酸酯树脂基体,玻璃化转变温度达335℃,短时工作温度达300℃,可以代替BMI和聚酰亚胺,氰酸酯树脂已成为未来结构/功能一体化的有力候选材料,可以作为超声速巡航导弹复合材料舵面和弹体通常选用的树脂。

耐高温树脂基复合材料是超声速巡航导弹弹体结构的主选材料,以BMI、PI树脂为主。目前国内的PI树脂存在着性能不稳定、工艺操作性差等诸多问题,难以成型大尺寸、复杂型面的复合材料结构,不宜作为超声速巡航导弹主体结构树脂。从美国雷锡恩导弹系统公司的经验来看,在近10年期间将把高温树脂基复合材料基体的研究集中于BMI,取代以往研究的PI,充分利用BMI的可加工性、低成本、易操作性。BMI树脂的耐温性能能达到300℃左右,完全可以满足低马赫数(≤2Ma)超声速巡航导弹弹体结构的需求。

耐高温有机树脂基透波复合材料体系中,美国研制开发的PI树脂和聚苯并咪唑(PBI)树脂及俄罗斯研制的改性酚醛树脂都具有良好的透波性能和工艺性能,已在宽频天线罩(HARM、ALARM、KP-1)上获得应用,使用温度达到600℃。

1.7 卫星和宇宙飞船[10,11]

宇航工业中除烧蚀复合材料外,高性能复合材料应用也很广泛。如三叉戟导弹仪器舱锥体采用C/EP后减重25%~30%,省工50%左右。还用作仪器支架及三叉戟导弹上的陀螺支架、弹射筒支承环,弹射滚柱支架、惯性装置内支架和电池支架等55个辅助结构件。由于减重,使射程增加342km。德尔塔火箭的保护罩和级间段亦由C/EP制造。美国卫星和飞行器上的天线、天线支架、太阳能电池框架和微波滤波器等均采用C/EP定型生产。国际通讯卫星V上采用C/EP制作天线支撑结构和大型空间结构。宇航器“空中旅行者”的高增益天线次反射器和蜂窝夹层结构的内外蒙皮采用了K-49/EP。航天飞机用Nomex蜂窝C/EP复合材料制成大舱门,C/EP尾舱结构壁板等。人造卫星使用碳复合材料制造卫星整流罩、展开式太阳能电池板,而宇宙飞船使用碳复合材料制造防热材料、太阳能电池阵基板和航天飞机舱门、机械臂和压力容器等。

1.8 航空发动机

航空发动机使用碳纤维增强树脂基复合材料取代金属材料可以有效减轻发动机重量,降低燃料消耗,增加航程。有资料报道,发动机减轻1磅(0.454kg)重量,飞机则可减轻10~20磅重量。从70年代初,复合材料就成为TF39、F103特别是GE36UDF发动机研制计划的一部分,在这些发动机上积累了经验之后,在GE90的风扇叶片上成功使用了高性能韧化环氧复合材料。此外,在F119风扇机匣、遄达发动机的风扇机匣包容环及反推力装置上也广泛采用了树脂基复合材料。近期开发的波音787的动力装置GEnx的风扇机匣及风扇叶片,将由碳纤维/环氧树脂基复合材料制成。除减重外,复合材料还表现出良好的韧性及耐蚀性。至于陶瓷基复合材料等超高温复合材料,目前已在M88、F119等发动机尾喷管等静止件上获得应用。

随着飞行器向高空、高速、无人化、智能化、低成本化方向发展,复合材料的地位会越来越重要。国外预计,在下一代飞机上,复合材料将扮演主角,目前采用全复合材料飞行器的计划正处于酝酿之中。

1.9 民用大飞机

民用航空材料方面由于采用环氧基碳纤维增强材料,带来非常明显的性价比,欧洲空中客车公司提出更多地用轻质高强材料使机身减重30%,整个飞行成本可降低40%。空客的储备技术还说明,机身达到减重15%,成本可下降15%的目标。空客在使用复合材料方面一直走在业界前头,A380飞机约25%由复合材料制造,其中22%为环氧基体碳纤维复合材料,工程塑料基碳纤维增强塑料比重>1%。A380在后压力舱后部的后机身首次采用了复合材料和先进金属材料,使用这些复合材料减轻了机身重量,大大减少了油耗和排放,并降低了运营成本。再如波音B777飞机上采用碳纤维增强工程塑料量达9.9t,占结构总质量的11%。而波音B787飞机上采用环氧树脂基、双马来酰亚胺基体碳纤维复合材料和热塑性工程塑料,其用量达机重的50%。环氧树脂基、双马来酰亚胺基碳纤维复合材料主要用来制造机翼、机身、地楞横梁等部位的结构材料,内部装饰上也大面积使用了热塑性工程塑料。

2 中国航空航天的先进复合材料

2.1 先进复合材料的基体树脂

我国高性能复合材料应用于航空业已有20多年历史,目前军用歼击机用量达25%,直升机最高用量可达50%,民用客机也达到10%~20%,主要用于起落架舱门、内外侧副翼、方向舵、升降舵、扰流板等。

国内许多学者从事TGDDM环氧体系的研究与开发工作,并取得了较大成绩。特别值得指出的是,我国科技工作者经多年研究,开发了商品名为TDE-85的三官能团环氧树脂,其化学名为4,5-环氧己烷-1,2-二甲酸二缩水甘油酯,其分子中含有2个反应活性高的缩水甘油酯基和一个反应活性与前者差别很大的脂环环氧基。该树脂是一种工艺性、耐热性均很优异的高性能环氧树脂。西北工业大学、哈尔滨玻璃钢研究所等单位用TDE-85环氧树脂为基体材料制作的复合材料,应用在某些有特殊需要的产品上已获得令人满意的结果。

2.2 韧性环氧树脂基体及其预浸料[12]

THC-400,THC-800系列,TH-30系列,THH系列,THF等是陕西太航阻火聚合物有限公司开发的专用于复合材料的耐烧蚀耐高温洁净阻燃韧性环氧树脂基体的特种树脂溶液,有一系列不同的分子量和独特的分子量分布。黏度低,易于浸润碳纤维,有特别优异的粘接性。同时对芳伦纤维,高硅氧纤维等玻璃纤维同样有优良的粘接性能,其复合材料耐温可达350℃左右,甚至更高。同时不燃,无烟,有优异的烧蚀性能和透波性能。碳纤维复合材料火箭发动机壳体用耐烧蚀耐高温洁净阻燃韧性环氧树脂基体及其预浸料可存放3~6个月。预浸料适用于模压、层压、热压罐多种工艺,也可缠绕,已成功用于航天产品的碳/碳材料的制造,火箭发动机的喷管、扩散段、天线罩、飞机部件的制造。汽车工业的新型碳纤维离合器,其使用寿命可达30万次,比发达国家高一倍,其模压复合材料力学性能见表5。所制造的碳纤维刹车片各种指标达到或超过德国标准。其玻璃纤维模压复合材料在不同频率下的介电性能和不同温度的机械性能见表6。

近年来,针对环氧树脂基体韧性不足、耐湿热性较差的问题,国内相关单位开展了多方面的改性研究,使复合材料冲击后的压缩强度达到了250MPa以上,复合材料饱和吸湿后120℃下的综合性能的保持率均与国外同类树脂体系相当。其多墙式复合材料层压板共固化、共胶接结构,全高度蜂窝夹层结构已在马赫数1.5以下的飞机上得到了工程化应用,并且有的复合材料结构经过了近20年的使用考核,质量情况仍然良好。

疲劳试验的结果表明,在给定的设计载荷下,复合材料结构件30年的飞行寿命是可靠的。使用经验表明,这类复合材料是一种性能优异的材料,它已逐渐开始走向成熟。环氧树脂体系对碳纤维品种适应性研究在国内也取得了成果,特别是国产碳纤维增强的环氧树脂基复合材料已通过了一系列性能考核。以NY9200环氧树脂体系为例,与纤维界面有关的复合材料0°压缩和面内剪切性能与国外同类纤维增强的环氧树脂基复合材料相当,界面破坏形貌基本相似,并开始进入飞机结构上的应用。

2.3 新型低黏度的二官能环氧基化合物[13]

在“九五”国家科技攻关项目“碳纤维复合材料火箭发动机壳体用高性能树脂基体的研究”项目支持下,针对“KN-1”型固体航天器和武器型号发展急需,针对碳纤维先进复合材料应用很广的芳香胺类固化的环氧树脂体系,设计合成了一种中间含有“柔性可旋转”链段的低黏度的二官能环氧基化合物,通过配方设计筛选,结合热、力学性能测试,开发了一种集韧性、耐热性及工艺都很好的环氧树脂基体。韧性环氧树脂基体配方在室温下黏度低,贮存适用期长,浇铸体热变形温度较高,断裂延伸率高达5.3%,其湿法缠绕成型的T-700碳复合材料具有界面粘接好,纤维强度转化率高达89.4%。<150mm压力容器水压爆破试验结果表明,该树脂基体工艺性能优良,压力容器特性系数pvw值高达40.1km。该种纤维复合材料发动机壳体(压力容器)主要性能指标达到了以美国国家宇航局NASA为代表的国际先进水平。可以用该改性树脂基体制造高性能碳复合材料发动机壳体。98-28A-01-17鉴定专家一致认为该改性树脂基体的研制成功,为我国航天航空用先进复合材料的发展起到了开拓性的作用[14]。

2.4 中国的第4代、第5飞机

中国第4代飞机J-14开始全比例模型风洞实验,见图1。中国第4代重型歼击机歼14“鹰隼”是一种全新的高性能、多用途、全天候的空中优势的战斗机。中国第5代飞机J-15、J-20和舰载战斗机正在研制,见图2和图3。

歼14“鹰隼”是单座双发、双V、总体布局形垂尾翼、菱形进气道的纵向一体化三翼面的气动布局。主要技术采用前掠式机翼,翼身融合的隐身设计,武器装载在机身的武器舱和推力矢量控制技术。机体的36%由碳纤维复合材料制成,钛64约占24%,钛62222占3%,钢占16%,铝合金占16%,热塑性复合材料大于1%,其他材料(包括涂漆、座藏盖、机头雷达整流罩、轮胎、刹车片、密封材料、黏合剂、气体、润滑油和冷却剂等)占15%。传统的钢和铝合金占的比重很小,而大量使用了钛合金和复合材料。

2.5 中国的巡航导弹和固体火箭发动机[6]

材料与工艺是导弹研制、生产的基础,对提高导弹武器的性能、降低其成本起着重要作用,当前的研究重点是高性能合金、复合材料、隐身材料及特殊结构和功能材料。其中,复合材料及其制造工艺特别重要。用高性能纤维及其编织物、采用增强基体,可以批量生产强度大、比重小的高级复合材料,而且应用部位已由次承力部件发展到主承力部件。战略导弹的固体发动机、仪器舱、弹头防热与突防结构、机动发射筒、各类战术导弹的防热结构等,都是典型的复合材料构件。

国内的巡航导弹结构复合材料发展水平与国外差距较大,但针对巡航导弹弹体结构特点近期发展了一系列树脂基复合材料新技术、新结构,牵引出以下3种树脂基结构复合材料新技术的发展:低成本整体成型复合材料、耐高温多结构特性复合材料、耐高温透波/结构复合材料。以上3种复合材料结构及技术具备显著的不同于航空结构的特点,集中了巡航导弹弹体结构的主要典型特征。

(1)低成本整体成型复合材料

在新一代亚声速巡航导弹的研究中,大胆采用了多种以整体成型为核心的先进复合材料成型技术,包括RTM共固化技术、RTM整体成型技术、整体模压技术等。巡航导弹复合材料舱段、复合材料整体弹翼、复合材料进气道油箱舱体一体化结构3种典型复合材料结构已成为主要发展方向。

(2)耐高温多结构特性复合材料

从该技术本身而言,国内无论是传统的热压罐、模压技术,还是新开展的RTM技术,相应的BMI树脂和成型工艺均很成熟,具备了工程应用的条件。在高马赫数飞行的巡航导弹弹体结构上,双马树脂基复合材料可以通过与外层热防护层相结合的方式组成耐高温多结构特性复合材料。其中的典型代表是双马-酚醛一体化复合材料,它在未来弹道-巡航组合式导弹结构上将发挥独特的作用。这种弹道-巡航组合式导弹的飞行状态包含了“再入”和“巡航”,打破了传统意义上战略和战术导弹的界限,要求弹体结构材料需要同时具备承载和耐热双重作用,双马-酚醛一体化复合材料中内层的双马复合材料作为结构部分,外层的酚醛复合材料作为烧蚀型热防护材料,整个结构一次RTM成型、共固化,避免了二者界面结合问题,是一种耐高温多结构特性复合材料,能充分实现结构耐热与承载的高效统一。是未来巡航导弹弹体结构的一个很有前景的研究方向。

(3)耐高温透波/结构复合材料

天线罩兼具透波和结构的双重功效,是重要的巡航导弹弹体结构部分。亚声速巡航导弹的天线罩已发展较为成熟,以环氧树脂为主。新的技术竞争点集中在以超声速巡航导弹为代表的高性能耐热、宽频透波天线罩。

中国的巡航导弹采用环氧树脂、双马-酚醛一体化[15]基体碳纤维复合材料制作巡航导弹的弹头、巡航导弹复合材料弹翼、舱段、进气道油箱舱体一体化结构、天线罩、头舱、前设备舱、后设备舱、尾舱等。

3 中国的民用大飞机C919

中国研发的碳纤维织物增强5224环氧树脂基复合材料结构已经在直升机上得到了大量的使用,单向碳纤维增强的NY9200环氧树脂基复合材料结构在近400架飞机上应用,另外,在飞机结构上开始采用的BA9916和5228环氧树脂基体系,这些应用所沉淀的工程经验均可以为国内大型飞机复合材料结构选材提供有益的参考和借鉴。

3.1 C919的进程和基本现状

C919和空客A320、波音737外形相似,与C919竞争的机型是占据中国航空市场半壁江山的波音737和空客A320,然而,如果要论承载旅客的数量和载重的真正之“大”,波音787飞机和空客A350才是与C919持续竞争的两款双通道飞机机型。

而由中航承担中国民用航空大飞机80t级的C919飞机零部件也在加紧生产中,将如期交付中国商飞集团。C919与空客A320、波音737最大的区别在机头,传统的机头是由正面两块以及侧面4块挡风玻璃组成,而C919少了侧面两块挡风玻璃,国产大飞机的机头更具流线型,能减少阻力,同时驾驶员在驾驶舱的视野也比传统的机头更加宽阔。从这一点就可看出,国产大客机将更强调省油和经济性。C919的确拥有很多优势。C919从机头、机翼到机尾、发动机,在设计上都费尽心思,尽量减小阻力,有效降低油耗。在使用材料上,C919将采用大量的先进复合材料,如铝锂合金、钛合金等,其中复合材料使用量将达到20%,再通过飞机内部结构的细节设计,把飞机重量往下压缩。

C919大型客机2014年首飞,2016年完成适航取证并投放市场。2010年底的珠海航展上,中国商飞与中国国际航空股份有限公司等签署了C919客机启动用户协议,总共获得了100架C919大型客机启动订单,标志着C919客机已被主流市场所接受。100架C919飞机使用的复合材料将超过1600t。

3.2 中国大飞机C919及其复合材料市场预测

我国军用飞机、支线飞机ARJ21以及大型商用客机项目的开展和我国航天事业的发展,CF复合材料的用量会不断增加。2010年总需求300t碳纤维,到2015年将需求碳纤维800t。航空航天碳纤维复合材料将达到1600t。配套环氧树脂或乙烯基树脂800t。我国的航空航天和民用大飞机复合材料占碳纤维复合材料总需求量的3.7%。未来5年发展趋势预测见图4。图4预测,只是与100架C919订单完成交付相符,并没有包括未来5年我国军用飞机和航天复合材的发展预测。

C919市场前景看好。中国未来还需要2000~3000架的单通道飞机。到2029年,全球共需要30230架干线和支线飞机,其中双通道飞机6916架,单通道飞机19921架,涡扇支线飞机3396架,总价值近3.4万亿美元。预计到2029年中国市场需要3750多架大型客机。20年内将售出超过2000架C919,复合材料需求量将超过3.2万t。

2008~2017年需要通用飞机近5000架,约占全球总需求量的12%,其中有21%是公务机,其余79%是通勤、作业、培训和运动等用途的飞机。复合材料需求量将超过8万t。

4 结语

我国现在开始抓飞机复合材料的预研,当然有利于缩小与世界先进水平的差距。但是从长远来看,要从根本上解决我国民机技术上的差距,还得从解决我国民机技术长期落后的3个原因做起,即要加大民机研制的频度、成立专门的民机研究所、建立科技转化生产力体制机制的航空工业最佳模式。

随着国际经济环境发生深刻变化,国内外企业都比以往更加注重中国内地市场的开发,更多的海外企业希望拓展中国市场。先进复合材料技术不断发展更新,其应用领域不断扩展,并在能源、电子、汽车、建筑、桥梁、环境和船舶等领域扮演着越发重要的角色,同样给建造者带来越来越多的好处。

中国航空材料现状篇5

作者

胡政

作者单位

南昌航空大学飞行器制造工程学院090321班摘要

关键字

航空材料

一：中国航空材料现状

自1951年建立以来，我国航空工业历经了修理，仿制、改进、改型到自行研制的漫长过程，批量生产了歼击机、轰炸机、强击机、运输机、直升机，教练机和无人机等多种类型飞机，生产了活塞式、涡轮喷气式、涡轮风扇式、涡轴式、涡轮螺旋桨式发动机，以及海防、空一空战术导弹，机载设备等系列配套产品。20世纪五六十年代，我国在引进原苏联航空产品的同时，也原封不动地引进和仿制了一大批相应的材料，这批材料目前仍是我国生产第二代

航空产品的主要材料；70年代中期以后，我国又先后引进了英、法、美等西方国家的航空产品，也相应地引进和仿制了这些国家的材料，在此期间，除对国外材料进行仿制，改进、改型外，我国还结合国情，重点研制了一批与国际水平相当的新型材料。到目前为止，我国已能生产航空用金属材料、有机高分子材料、无机非金属材料以及复合材料达2000余个牌号，并先后制订了1000余份各类航空材料，热工艺及理化检测标准。从总体上看，我国已基本形成了比较完整的航空材料研制技术和批量生产能力，较好地满足了第三代飞机／发动机的需求，形成了主站航空装备关键材料的国内自主保障能力，但材料成熟程度和质量稳定性还有待进一步提高。第四代飞机／发动机材料尚处于型号研制阶段，关键材料工程化研究不足，技术成熟度低，一些关键基础原材料尚不能实现国内自主供货，民机材料受到适航性的限制，暂时还依赖。

二．中国航空材料存在的主要问题

一直以来，我国航空材料普遍仿制材料多、创新材料少，单一用途材料多、一材多用材料少，研制新材料多、改进改型已定型材料少，研制材料成果多、工程应用少。这种状况不但限制了每种牌号材料的批量生产，还增加

了生产成本，降低了市场竞争力，严重制约了我国航空工业的发展，主要表现在以下几个方面：第一，材料牌号多、不同国家的同

性能水平材料重复仿制。以高温合金为例，目前我国研制和生产的高温合金牌号有近百个，几乎是世界航空用高温合金牌号的总和，其中，仅涡轮盘用高温合金一项，我国就先后仿制和研制了不下十几个牌号，但获得广泛应用的只有一个牌号。

第二，同类材料多国标准并存，互不兼容，因此，我国没有形成相互联系与协调配套并适合国内需求的材料、工艺及理化检测标准，不利于设计选材。

第三，有潜力的定型材料改进、改型少，设计选材的继承性差、风险大。长期以来，改进、改型已定型的材料得不到重视，立项难，即使批准立项，其经费也很少，造成了定型材料潜力得不到挖掘、缺点得不到克服，难于在原有定型材料的基础上一代一代地发展下去，形成有自主知识产权的中国航空材料系列。自行研制选材和材料研制继承性差的结果直接导致了目前国内各国材料牌号并存的现状，这无形中提高了选材的风险性，增大了材料的成本。

第四，新材料储备少，型号研制周期长。我国新材料研制及其应用研究相对滞后于飞机和发动机型号的研制，型号研制中的产品设计和新材料研制或仿制、新材料应用研究同步进

行的现象普遍存在。这种“边设计型号、边研制材料、边应用材料”的状况，既延长了型号研制周期、增加了研制经费投入，又加大了型号研制的技术风险。

第五，材料性能数据积累不全，不能满足自行研制航空产品的选材要求。为仿制国外航空产品而仿制的材料一般只做少数几项基本性能检测。5大力学性能(o b、o o．

2、6、妒、0【k)数据；某些用于制造关键件、重要件的材料，缺少按损伤容限设计的性能数据和按可靠性概率设计所需的统计性能数据，如A基值、B基值及-3 o值等；零部件在使用环境温度，介质及应力综合作用下的使用性能数据更是缺乏。

第六，材料生产批量小、使用寿命短，缺乏市场竞争力。航空产品本身就具有多样性和小批量的特点，不同型号航空产品仿制的同等性能水平的材料，由于材料牌号不同，所形成每种牌号材料的生产批量都很小，生产批次更少，加之受国内材料生产工艺技术水平和设备能力的限制，不同炉批的材料，其成分与性能虽然符合技术标准规定，但波动范围大，这样一来，最终材料材质的一致性、均匀性和稳定性较差，市场竞争力很弱。

第七，民机材料尚未按照国际惯例实行适航性管理。我国航空工业以生产军用飞机为主，民机材料基本上也是按照军机材料进行管理。民用飞机材料如果不按照国际适航性管理条例进行管理，那么我国的民机及其材料就难以进入国际市场。显然，原封不动地仿制国外航空材料导致了国内航空材料发展存在一系列问题，因此，加快发展中国航空工业，航材系统必须下央心改变这—状况。

三．发展中国航空材料的建议

针对目前我国航空材料存在的问题，结合实际，提出以下建议。1．理顺并建立航空用各类材料的牌号系列

理顺并建立航空用各类材料的牌号系列是建立航空材料体系的主体，通过淘汰落后牌号、限用综合性能差与使用面窄的牌号、合并性能水平相近的牌号、优先选用综合性能好的牌号、开发研制暂缺的先进材料牌号、建立起具有不同性能水平档次的各类材料牌号系列，从而达到压缩减少材料牌号的目的，具体方法如下：(1)对现有材料牌号进行分类

在收集汇总我国目前在产与在研飞机、直升机、发动机及机载设备所用材料的基础上，将各类材料的牌

号分为“优选”、“可选”和“限选”3类，作为理顺与建立各类材料牌号系列的依据。

（2)采取不同措施解决多围材料牌号共存与重复问题对以往在引进国外航空产品(含飞机、直升机、发动机及机载设备，以下同)过程中所仿制的各类国外材料牌号，进行全面清理和综合对比分析，其中，对目前国内不能自主生产但具有应用前景的材料牌号，予以立项研究，研究成果经相关标准规定鉴定合格者，纳入国家军用标准(G JB，简称。国军标”)，航空专业标准(HB，简称“航标”)、冶标等行业标准，同时归到该类材料的牌号系列中，对其余的国外材料牌号，严格加以“限用”，即限制在除引进航空产品以外的产品上使用。随着我国对外经济技术合作的发展，引进国外航空产品和技术将不断增加，妥善处理其中的材料问题，将是构建中国航空材料体系所面临的重大课题。为此，要在熟悉与掌握有关国家各类材料牌号成分，性能及标准的基础上，进行深入地对比分析研究。具体建议如下：

用国内现有相近材料牌号代用国外材料牌号，即如果国内现有某材料牌号的化学成分、力学及工艺性能与引进航空产品所用材料牌号相近，可按相关的程序与要求，用该材料牌号代替相应国外材料牌号-对国内现有材料牌号不能代替的国外材料牌号，且又没有仿制价值的，可根据具体使用对象与要求，采取“以优代劣”的办法加以处理，即用国内性能优于国外的同类材料牌号代用；对国内现有材料牌号难以代用的少量国外材料牌号，可对其中具有先进性和应用前景的材料牌号，进行立项研制。

(2)加强对定型成熟材料牌号的改进．升级研究。

优选”牌号中某些有广泛应用前景的牌号，可立项深入研究，挖潜改进，使其成为“一材多用”的牌号。对国外大量使用且国内成功应用的关键材如GH4169，TCll等，要跟踪研究，扩大其使用范围，实现一材多用，以取得更好的使用价值和技术经济效益。

（4)开发研制新的先进材料牌号在分析研究目前我国航空产品所用各类材料牌号系列、我国航空产业发展对材料的需求以及国外各类航空材料发展动态的基础上，提出近5～10年内需要立项研制的材料牌号，然后分批组织实施。

2．补充测试性能数据，建芷性能数据库《1)补充测试有关材料牌号暂缺的性能数据

对“优选”的材料牌号，根据使用的部位，要求，以及已有性能数据情况，提出尚需补测的性能数据清单，然后组织实施，对用作关键件、重要件的材料牌号，根据实际情况，提出缺失的有关结构设计、可靠性评估及寿命预测等性能数据，并进行补测。(2)建立航空材料性能款据库

将各材料研制单位、生产厂家、各航空厂(所)对各类材料、各个牌号所测试的性能数据收集起来，进行汇总与归类，建立统一的航空材料性能数据库。对数据的层次、界面，曲线、图表以公式的表达形式等进行标准化与网络化处理，并与结构设计分析程序相连，使材料性能数据能直接进入航空产品的结构分析程序，做到数据资源共享，服务全行业。鉴于我国航空材料性能数据分散在全国各厂(所、院校)并为各自占有，在加强材料性能和材料使用性能研究测试的同时，可将数据库建立工作授权归口到航空材料专业研究机构，实现统一管理、信息共享。3．完善航窄材料标准系列

在建立航空用各类材料牌号系列的同时，完善与建立包括各类材料牌号标准、理化性能检测标准及热工艺标准在内的航空材料标准系列。鉴于目前我国各类航空产品所用材料标准存在国家标准、国军标、航标、型号标准及企业标准等诸多标准类别，在建立我国航空材料体系时，可采取如下办法，以完善航空材料标准系列。(1)以国军标和航标作为航空材料体系的主体标准

航空产品中的关键件与重要件所用材料绝大多数是以国军标或航标订货生产，较好地体现了当前我国航空材料的生产技术水平，比较全面准确地反映了航空产品的生产与使用要求。

(2)及时解决“优连”．呵选”和。限遗”材料牌号的标准问题对目前仍按型号标准或企业标准订货生产的“优选”与“可选”材料牌号，应创造条件，尽快纳入国军标或航标；对确定为“限选”的材料牌号，已纳入国军标或航标者，应在相应标准修订时，将其从标准中去除或作出限用说明，尚未纳入国军标或航标者，今后不得纳入。(3)统一理化检测标准

为满足相应材料标准所需数据测试结果的准确性和一致性，保证材料质量，避免供需双方出现检测结果不一致的矛盾，应对相关材料标准中所涉及到的理化检测标准加以统一。(4M订与制件成形相关的材料工艺标准金属材料的零件成形工艺(如铸造、锻压、热处理、焊接及表面处理等)、复合材料与非金属材料的制件成形工艺，不仅涉及到具体材料的特性，而且直接关系到制件的使用性能，因此，均需针对具体材料和具体制件，制订出相应的工艺标准与工艺说明书。4．制订相关政策与法规，完善运行机制．规范行业行为要建立我国自己的航空材料体系，改变多国材料云集的局面，首要的是制订相关政策与法规、完善运行机制、规范行业行为，使材料选用、材料研制、材料生产及材料使用等各项工作走上科学化、规范化与程序化的轨道。

5．设屯材料研发贡献奖励制度

重奖结合国家资源研发的、低成本高效能的创新材料；鼓励并重奖改进，改型、定型材料的成果；鼓励并重奖在仿制国外航空产品时选用国产替代材料并取得同等效益的成果。参考文献

关注航空航天技术篇6

2010年10月1日18时59分57秒“嫦娥二号”卫星在西昌卫星发射中心由长三丙火箭发射升空，并获得了圆满成功。

“嫦娥二号”原本是“嫦娥一号”的备份星。因为“嫦娥一号”出色完成了探月一期工程目标，没有必要再发射备份星。为最大限度节省国家的资金，科学家对这颗“嫦娥一号”的备份星进行了一系列技术改进，把它改造成了探月二期工程的先导星“嫦娥二号”。从外观来看，“嫦娥二号”和“嫦娥一号”大小和形状几乎完全一样，可谓孪生姊妹。“嫦娥二号”环月后，进入了100千米×15千米的椭圆轨道飞行，这就是说，卫星距离月球最近时仅有15千米，呈现在大家面前的将是更为清晰的“月球的脸”。

旅行者二号到达太阳系边缘

1977年，美国发射了“旅行者”1号和2号探测器，它们是对太阳系的外层行星进行探测的最早的太空探测器。“旅行者”1号在1980年完成土星观测后就结束了它的最初使命。从那以后，它就开始挺进外层空间。在1998年，它越过了“先锋者"10号探测器，成为距地球最远的人造物体。

2010年11月5日(北京时间11月6日)，NASA宣布，“旅行者”1号太空探测器已经到达太阳系的边缘，并且正在飞入一个此前从没有探测过的太空区域。“旅行者”1号的旅程是一个科学上的里程碑。这是第一次，一个人造物体旅行了135亿千米(84亿英里)，大约相当于从地球到太阳的距离的90倍。

航空材料技术篇7

与传统金属材料相比,复合材料具有密度低、比强度和比模量高、可设计性强、抗疲劳性能好、耐腐蚀性能好和结构尺寸稳定性好等优点,在航空领域获得了广泛的应用。从20世纪70年代开始,复合材料就首先在军用飞机上少量使用,到了80年代已在民用飞机上进行了试用。应用基本是从非承力结构到次承力结构最后到主承力结构,从部位来说是从尾翼到机翼最后到机身。随着技术的不断成熟,复合材料在飞机上的用量越来越多,减重效果也越来越明显。截至2008年,波音B787飞机上复合材料的用量已突破性地达到了50%,其后空客公司制造的A350飞机上复合材料的用量将达到52%, 这些都充分表明复合材料在航空上的应用与发展已达到一个飞速发展的阶段[1]。

长期以来,限制复合材料在飞机上扩大应用的原因主要有2个:一是技术成熟度没有金属高;二是复合材料成本太高,复合材料构件的成本远远高于铝合金构件。要想扩大复合材料在航空上的应用,就必须降低复合材料的成本。欧洲、美国、日本和澳大利亚等从1986年开始先后启动了TANGO(Technology application to the near-term business goals and objectives of the aerospace industry)、ALCAS(Advanced and low cost airframe structure)、ACT(Advanced composite technology)和CAI(Composite affordable initiative)等计划,开展了降低复合材料成本的织物预成型技术、液体成型技术(RTM、RFI)、自动铺带技术、自动铺丝技术、电子束固化等低成本制造技术的研究。通过验证,实现了复合材料在主承力结构上高质量、低成本应用,使复合材料用量达到飞机结构质量的20%~30%,减重20%~30%,降低成本10%~20%[2]。

本文旨在通过介绍国内外复合材料低成本制造技术的发展现状,如自动铺带技术、自动铺丝技术、低温固化预浸料技术、电子束固化技术、液体成型技术结合纤维编织及缝编技术和树脂膜渗透成型技术(RFI)的原理及工艺过程,并列举空客公司最新飞机A380使用RFI工艺制造后压力舱隔板的工艺过程,进一步促进复合材料在我国航空及相关领域的应用。

1 自动铺放技术

自动铺放技术是近30年来快速发展和广泛应用的自动化制造技术,包括自动铺带技术和自动铺丝技术。这两项技术的共同优点是采用预浸料,并可实现自动化和数字化制造,高效高速。自动铺放技术特别适用于大型复合材料结构件制造,在各类飞行器尤其是大型飞机的结构制造中所占的比例越来越大[3]。其中自动铺带技术主要用于大尺寸、中小曲率的部件,如机翼、壁板构件等的制造;而自动铺丝技术主要用于大曲率部件,如机身等的制造[4]。

1.1 自动铺带技术(Automatic tape laying)

自动铺带的基本过程为:先将带有隔离纸的单向预浸带在铺带头中切割成要求的尺寸,然后将其在压辊的作用下铺贴到模具表面,最后自动去除隔离纸。铺贴过程中为保证预浸料的粘性,必要时还可以对预浸带进行加热。该技术的关键是自动铺带机。国外从20世纪70年代中期开始研究自动铺带机,1983年第一台自动铺带机投入商业使用,F16战斗机80%的蒙皮由其铺贴。但早期设备只能铺放单曲面形体,预浸带带宽仅为75mm,可切割角度变化范围小。随着需求的不断增加, 开发出了第二代铺带机(带宽300mm,可铺贴大平面制件)和第三代铺带机(可以铺贴复杂双曲面)。目前国外自动铺带机的主要制造商有美国的Cincinnati、法国的Forest-Line和西班牙的M Torris公司等。最新的10轴铺带机一般带有双超声切割刀和缝隙光学探测器,铺带宽度最大可达到300mm,生产效率达到1000kg/周,是手工铺贴的数十倍。

目前国外几乎所有的大型复合材料壁板结构都采用自动铺带技术铺贴。图1为自动铺带机工作过程及其铺贴的典型零件的照片[2,4,5,6,7,8]。

我国自动铺带技术的发展也比较迅速。2004年起南京航空航天大学与中国一航材料院联合开发自动铺带技术,完成了小型铺带机试制、专用预浸带技术研究和基于AutoCAD的初级CAD/ACM软件开发,并着手研制中型自动铺带工程样机,为研制具有自主知识产权的自动铺带技术奠定了基础。“十一五”期间,中国一航制造所、成都飞机工业公司和南京航空航天大学合作开展了6m×20m大型工业自动铺带机研制工作,通过引进铺带头关键技术,将在“十一五”末期研制出大型工业化自动铺带机,用于研制新一代飞机和大型飞机的机翼及壁板类复合材料构件[3]。

1.2 自动铺丝技术(Automatic fiber placement)

自动铺丝是将数根预浸纱用多轴铺放头按照设计要求所定的铺层方向和厚度,在压辊下集为一条预浸带后铺放在芯模表面,加热软化预浸纱并压实定型,整个过程由计算机测控、协调完成。该技术是为克服纤维缠绕与自动铺带技术的限制而研发的,其核心技术是多丝束铺放头的设计研制和相应材料体系的开发。1985年Hercules公司研制出第一台自动铺丝原理样机,1990年Cincinnati公司的第一台自动铺丝系统投入使用。国外主要的自动铺丝机制造商有美国的Cincinnati公司等, 目前最成熟的设备总运动轴可达到7个,丝束数目最大可达32根,最大成型构件可达Φ5.5m×16m,型面尺寸及重复定位精度达到±1.3mm。因自动铺丝的高度自动化,落纱铺层方向准确,可实现复合材料构件快捷制造,迅速形成批量生产,生产速度快、产品质量稳定,可靠性高,可真正实现“低成本、高性能”。

自动铺丝技术是目前发展应用最为迅速的复合材料自动化、低成本制造技术之一,最突出的应用是在波音公司最新飞机B787机身的制造上。图2为自动铺丝机铺放过程及其制造的典型部件的照片[2]。

国内自动铺放成型技术研究较晚,南京航空航天大学“九五”期间就开始着手调研,在学校贷款、航空支撑预研、国家科技部863项目资助下,完成了八丝束铺放试验系统、铺丝用精密低张力测控系统、铺丝开放式数控系统的研制和溶剂法专用预浸纱研究;并开发了基于OpenGL的自动铺丝运动模拟设计与仿真软件和基于CATIA的自动铺丝CAD/CAM软件原型,形成了自动铺丝及装备技术储备。目前正在开展自动铺丝工程样机的研究工作,为自动铺丝技术的应用研究奠定了基础[3]。

2 低温固化预浸料技术

低温固化预浸料[4]的固化温度低于100℃,固化后在自由状态下通过高温后处理可达到完全固化进而达到较高的玻璃化温度。经后处理的低温固化预浸料,其力学性能及耐热、耐老化性能与中、高温固化的预浸料相当。采用低温固化技术,可以大大降低对模具材料、辅助材料的要求。制造的复合材料的构件尺寸精度高,固化残余应力低,尤其适用于大型、复杂构件的制备。所用树脂多为环氧树脂,其核心技术主要在于潜伏性固化剂体系,预浸料既要保证足够的反应活性以便能在较低的温度下固化,又要有足够长的室温(超过10天)及低温(-18℃超过6个月)贮存期。目前应用最多的潜伏性固化剂是采用不同方法改性的咪唑类固化剂。从ACG公司1975年研制出第一个低温固化体系LTM10至今,许多公司如Hexcel、Cytec、3M也先后研制出各自的低温固化预浸料。国内北京航空材料研究院在过去的几年里也先后研制出了LT系列低温固化树脂及SY-70低温固化胶膜,其中LT-01及LT-03树脂分别配合T-300及T-700纤维,已用于无人机的研制。低温固化预浸料的发展趋势是实现不用热压罐,在真空压力下低温固化,通过控制树脂的流动性及反应特性,采用适当的预压实及固化工艺,使复合材料固化后的孔隙率与热压罐固化的产品相当。

目前低温固化预浸料更多的是用于复合材料工装及无人机复合材料构件的制造,部分用于复合材料构件的修补。

3 电子束固化

电子束固化是一个利用高能、高聚集度的电子束来固化树脂基材料的过程,电子直线加速器是电子束固化技术的主要设备,用于产生一般介于3~10MeV之间的电子束能量。电子束固化通常由2道工序组成,第一步是铺层、压实,第二步是采用电子束辐照固化,辐照工序要求电子束穿透整个工件厚度以及任何真空袋或模具材料。

电子束固化在室温下进行,消除了由于热应力而产生的部件翘曲和变形,能更好地控制外形,而且由于室温和真空袋的运用带来了低的加工成本;电子束固化时间很短,常为秒级至分级,降低了能耗;而且固化后制品的孔隙率、吸水率和收缩率都低,这是其显著的优点。另外,电子束固化与纤维自动铺放技术相结合,能成型大型整体部件,明显减少部件、紧固件和模具的数量,是复合材料结构减重的重要措施,也是降低成本的一种有效方法[5]。但电子束固化技术目前还很少在航空上应用。

4 液体成型技术

液体成型技术[4]是过去20年里复合材料低成本制造技术发展最重要的一个方向。该技术不需要用昂贵且使用、维护费用均较高的热压罐,可以高精度、稳定地成型复杂构件,表面质量、尺寸精度、重复性均优于热压罐成型的构件,适于制造较大批量的复合材料构件。该技术的核心是树脂注入工艺及纤维预成型体的制造技术。初期发展的工艺是树脂转移模塑工艺(RTM),其基本原理是将预成型体放置在设计好的模具中,闭合模具后,通过正压将所需的树脂注入模具,当树脂充分浸润增强体后,加热并保持正压固化,固化完后脱模获得产品。随着不同应用的需求,后期又发展出多种树脂注入的工艺,较为成熟的主要有VARTM(真空辅助吸入树脂的RTM工艺)、VARI(单面模具、真空辅助吸入、真空压力固化)、SCRIMP(加入高渗透率介质促进树脂流动,其他同VARI)及RFI(树脂膜渗透成型)。航空上可用的RTM树脂主要为环氧及双马来酰亚胺类。环氧类具有代表性的是3M公司的PR-500、Hexcel公司的RTM 6、Cytec公司的977-20等;双马类具有代表性的是Shell公司的Compimide。RTM类工艺对树脂的要求是在注入温度下有较低的粘度,有足够长的工作时间,同时为提高复合材料性能还要求树脂有一定的韧性。而按传统的增韧方法,树脂韧性与粘度是两个矛盾的、很难同时满足的因素,所以Cytec公司通过将增韧的热塑性树脂纺丝并编入织物中的方法来解决这个矛盾[6],树脂中因没有增韧材料而降低了粘度;而北京航空材料研究院则通过离位增韧的方法也取得了类似的效果[7]。

在纤维预成型体方面,要求选择适宜的近净预成型体,发展到目前主要有2D织物、3D织物、2D编织物、3D编织物和缝编织物。不同的编织方法对纤维的性能有不同程度的损伤,编织的密实程度影响着树脂的流动,不同的预成型体对最终产品的纤维体积含量有较大的影响。为了减少工艺试验费用,提高制件的合格率,许多研究者还进行了大量的计算机模拟研究,通过在不同温度、压力、结构条件下测试、模拟树脂在纤维编织体中的流动,预测树脂在具体零件中的流动状态,设计出最佳的流道,以得到缺陷最少的制件。

RTM及其他液体成型技术是除热压罐技术外发展最快、最有前途的低成本制造技术,目前在航空上的应用包括口盖、舱门、主梁、雷达罩等。RTM应用最多的例子是F-22飞机。F22上占非蒙皮复合材料结构质量约45%的约360件承载结构是用RTM技术制造的,采用RTM技术使得F-22上复合材料结构制品的公差控制在0.5%以内,废品率控制在5%以内,比原设计节约成本2.5亿美元。图3为用RTM工艺制造Airbus A330系列飞机的扰流板接头的工艺过程。

5 RFI技术

RFI即树脂膜渗透成型技术,其实也是液体成型技术的一种,与其他液体成型工艺的区别是树脂预先制成膜状铺放在纤维预成型体下方,加热时树脂流动是厚度方向的流动,大大缩短了流程,使纤维更容易被树脂浸润。相对于RTM工艺, RFI工艺能制造出纤维含量高(70%)、孔隙率极低(0%~2%)、力学性能优异、制品重现性好、壁厚可随意调节的大型复合材料制件和复杂形状的制件,并可根据性能要求进行结构设计。RFI工艺采用真空袋压成型方法,免去了RTM工艺所需的树脂计量注射设备及双面模具加工无需制备预浸料,挥发物少,成型压力低,生产周期短,劳动强度低,满足环保要求和低成本高性能复合材料的要求[9,10,11]。RFI工艺是除RTM工艺外又一项可在航空上推广应用的低成本制造技术。目前航空RFI工艺中所用的基体树脂主要是环氧树脂和双马来酰亚胺树脂。国外具有代表性的树脂有Cytec公司用在A380上的Cycom977-2, Hexcel公司用在B787上的 M36。

国内也有不少研究者对RFI工艺进行了研究。陈书华等[12]对RFI用模具设计与工艺进行了研究,设计研制了渗透率的测试模具,推导出一维树脂流动的解析表达式。杨梅[13]对RFI工艺中树脂的流动行为和固化过程进行了研究,建立了理论模型和模拟技术。王东等[9]对RFI工艺用树脂展开了研究,得到了一种改性双马来酞亚胺树脂。该树脂体系在室温下成膜性好、低粘度时间长,适宜制造纤维体积含量较高的RFI制件。张国利等[14]测定了不同纤维含量叠层预制体的渗透率,设计了一维树脂膜熔渗的流动模型。

目前RFI工艺已得到工程化应用。Airbus公司在德国汉堡的Stade制造厂为A380研制了短轴为5.5m、长轴为6.2m的椭圆形后压力舱隔板,是到目前为止用RFI工艺制造的最大的航空复合材料构件[14]。下面以其制造工艺过程为例,说明RFI工艺制造大型构件时的具体工艺及最终成型的构件,详见图4(图4中,图片序号对应工艺过程序号)。

(1)将6K与12K高模量碳纤维按0°与90°制成非纺织缝合织物并收卷到2个轴上;

(2)在用S-52型模具钢制造的模具上喷脱模剂,然后在设计好的部位上铺HTA/977-2预浸料用作补强片;

(3)在模具上铺贴单位面积质量为1000g/m2的977-2树脂膜;

(4)在树脂膜上铺贴预成型体织物;

(5)组袋,按照要求的工艺使树脂渗透、浸润纤维并固化(图略);

(6)在固化后要求的部位贴上用HTA/977-2预浸料包裹的PMI泡沫成为加强筋;

(7)进行第二次固化(图略);

(8)进行适当的修边即得到最后的构件。

6 结束语

航空材料技术篇8

关键词：复合材料,钛合金,铝合金,制孔技术,叠层材料

0 引言

随着航空材料趋于轻型化方向发展,碳纤维增强复合材料(CFRP)、轻合金等材料在飞机制造领域内被广泛使用。随之而来的难题是:大量的复合材料零件、钛合金零件及铝合金零件等需要通过紧固件连接装配在一起,如图1所示。

据统计,飞机机体75%~80%的疲劳破坏发生在构件的连接部位上,而飞机装配中铆接和螺接约占结构连接形式的70%以上,连接孔的数量多、工作量繁重。传统飞机装配连接孔的加工是在零件加工时一次成型,由于加工误差、壁板变形等多种因素影响,无法保证装配连接的稳定性。因此,航空制造单位通常将具有装配关系的零件预先装夹在一起一次性钻削连接孔,其制孔的精度和品质是保证飞机构件连接可靠性和寿命的关键。

图1 叠层材料结构装配图

1 叠层材料制孔技术特征

鉴于典型的航空材料(CFRP、钛合金、铝合金等),都存在各自的加工难题。如碳纤维复合材料具有高耐磨性、高硬度,导致刀具磨损严重;树脂基体相软质,高温会发生融化变质,致使其切削温度不能太高;而高硬增强相混合构成决定的各向异性特征,导致切削过程中刀具经历多种切削过程,加剧刀具的磨损;层间强度低,层间结构在恶劣的切削力下极易诱发分层、撕裂等损伤;切削过程形成大量的粉尘切屑,需进行特殊的排屑处理。而对于钛合金来说,因其弹性模量低,导致其在加工过程中材料在后刀面切削力作用下易发生变形,而在力的作用消失后发生回弹现象;钛合金热导率小,会导致切削温度高,80%的热量传入刀具体上,而切削钢铁材料时刀具仅传导50%的热量,致使高温下刀具更易发生磨损;高温下化学反应活泼性高,极易导致其与刀具之间发生熔焊现象,而致使刀具表面涂层材料脱落。

叠层材料制孔存在的若干问题导致连接装配中制孔品质差、加工效率低,需要大量额外的去毛刺及修边工作,因此,本项工作成为飞机制造过程中繁杂而重要的环节。

2 叠层材料制孔技术研究现状分析

近年来,国内外学者对叠层材料的制孔技术进行了大量研究[1],已在叠层材料的加工机理、工艺参数优化、制孔工具研制、冷却、润滑等多个方面都取得了一定进展,下面将从几个方面详细阐述。

1)叠层材料制孔加工刀具研究。当前航空制造企业的制孔方法仍然以麻花钻制孔为主,研究人员对改进型麻花钻进行了相关试验探索。德国不莱梅大学开展了CFRP、铝合金和钛合金叠层构件的钻削研究[2](图2),采用阶梯结构麻花钻进行制孔试验,并尝试使用少量雾化切削液,分析了孔径公差、刀具磨损等问题,结果表明使用φ15.4~16 mm阶梯钻的制孔孔径和偏差都优于传统刀具(φ16 mm),使用Ti B2涂层刀具的制孔尺寸没有明显改善,而采用微量切削液(MQL)时的制孔直径更精确,刀具磨损程度也明显降低。

图2 阶梯钻(左)、多种刀具类型的制孔尺寸及偏差(右)

韩国学者研究了钨碳钢(WC)与PCD涂层刀具钻削CFRP/钛合金叠层时的刀具磨损机制[3],通过测量扭矩和轴向力、观测刀具磨损形貌(通过扫面电镜及共聚焦显微镜)等手段进行磨损机理分析。结果表明CFRP的磨蚀和钛合金的粘结是刀具磨损的两个主要因素,刀具转速越高,扭矩和轴向力数值越大,原因是更多的切削热加速了刀具的磨损。波音公司针对复合材料/钛合金叠层材料的新型机翼装配的制孔工作开发了一种集钻、铰、鍃一体的刀具(图3),从而有效提高了制孔效率,大幅度减轻了制孔的工作量。

图3 钻、铰、鍃一体新型刀具

法国学者使用K20硬质合金刀具对CFRP/钛合金叠层材料进行了钻削工艺研究[4],大量试验结果表明对叠层材料分别选取合理的加工参数,可获得较高的制孔品质。

2)叠层材料制孔工艺参数的研究。当前,钻削CFRP/钛合金叠层材料的工艺参数主要还是参照钛合金的加工参数进行的。伯明翰大学学者采用CVD涂层刀具钻削Ti/CFRP/Al(30/120/120,36/144/144)叠层板材[5],目的是评估钻削速度和进给量对制孔品质的影响,当钻削速度设置为30/120/120 m/min,进给量为0.08 mm/rev时,得到叠层孔壁平均粗糙度为0.60/0.87/0.27μm,当钻削速度提高到36/144/144 m/min,平均粗糙度提高到0.84/1.6/0.43μm。

美国华盛顿大学针对复合材料/钛合金叠层板构件采用了硬质合金、HSS和Co-HSS等不同材质的刀具进行钻削研究[6],图4为进给量与主轴转速对表面粗糙度的影响。研究表明硬质合金刀具在钻削中具有较好的加工性能,制孔表面的机械损伤和热损伤均较小,适合工艺参数为660 r/min、0.08 mm/rev。研究还说明不合适的工艺参数会引起工具的剧烈磨损,甚至严重烧伤复合材料工件。

上海交通大学与吉林大学[7]综合考虑叠层材料的结构、性能特性和钻削加工的具体过程,提出阶跃式多元变参数振动钻削新方法。结果表明,阶跃式多元变参数振动钻削显著提高了孔的加工精度。

3)叠层材料加工品质-层间毛刺的研究。有学者对飞机蒙皮和框装配的制孔进行了部分试验研究[8],分析了刀具结构、预压紧方式等参数的影响,对由7075-T6和2024-T3两种铝合金组成的叠层材料进行了实验,结果表明刀尖角、压紧方式和压紧源至孔的距离对层间毛刺的形成有显著影响,刀尖形式和切削参数有一定的影响,而钻头的磨损对毛刺大小的影响则很小。

图4 主轴转速和进给量对不同材料孔壁粗糙度的影响

4)叠层材料制孔加工冷却方式研究。在航空制造领域,通常复合材料的切削加工过程不允许使用切削液,当前的工厂生产基本采用干式钻削加工。对于复合材料/金属叠层材料,由于钻削钛合金、铝合金过程中产生大量的切削热,极易造成复合材料的损伤。对此,研究人员和航空制造单位进行了制孔加工冷却方式的初步研究。

5)鉴于钻削运动学规律,某些学者进行了其他制孔方法的研究。有德国学者在传统钻削CFRP/钛合金叠层材料的基础上,在进给方向增加了低频辅助振动(振幅0.01~0.2 mm,固定频率1.5/rev),有节奏变化的进给量弱化了钛合金切屑的尺寸,进而使切屑顺利排出,减小了CFRP孔壁的损伤[9,10],另外钻削钛合金产生的切削热较之传统钻削降低了40%,对CFRP基本没有产生热损伤。

德国汉诺威—莱布尼茨大学研究学者针对螺旋铣削制孔技术分析了轴向进给、切削量及切削力对加工品质的影响[11],对不同工艺参数下损伤环直径的大小进行了量化分析。目前,采用行星钻末端执行器与机器人组成自动制孔系统在波音和空客公司得到应用,代表了先进自动化制孔技术发展趋势。

3 叠层材料制孔技术研究的发展趋势

总结前人研究情况,文中认为航空结构件叠层材料制孔技术研究需从下述几个方面深入开展。

a)改善制孔刀具,提高制孔品质与耐用度。对于航空装配领域内叠层材料制孔刀具的研究,需从3个角度考虑,1)要分析材料因素导致加工困难的最大问题是什么?关于这个问题,一般认为复合材料/金属叠层材料具有较高的抗拉强度和硬度,导致材料蚀除难;2)根据制孔试验的结果合理选择刀具几何结构,这往往意味着刀具要有较为锋利的正前倾角;3)分析制孔刀具的磨损特征,分析刀具磨损机理,提高刀具使用寿命,也可以根据磨损情况分析并调整加工工艺,如主轴转速或进给量等。

b)改善金属切屑排除条件,降低切屑对复合材料的损伤。在复合材料/金属材料叠层钻削加工中,切屑排除是对复材孔的划伤和分层撕裂主要的损伤形式。为避免这种损伤,需从2个方面考虑,1)优化切屑,使其更易于从钻削导槽排除,减小对工件的划伤;2)增加微量润滑,减小切屑排除阻力。因此采用合适的加工条件,优化切屑排除条件,对降低切屑引起的复材损伤、实现精密高效钻削复合材料/金属叠层材料是一个有待继续深入的研究方向。

c)抑制钛合金、铝合金等金属材料毛刺的形成,提高装配品质及装配效率。对航空典型叠层材料进行钻削试验,钻削至金属层时,由于金属材料良好的塑性特性,在钻入和钻出表面会形成钻削毛刺,同时在装配的叠层之间也会形成层间毛刺。对于消除制孔入口、出口毛刺一般从加工工艺和刀具方面考虑,合理的工艺参数和刀具结构可以有效降低毛刺的形成,层间毛刺的形成需要考虑预压紧力和钻削轴向力等因素。

d)采用有效的冷却方法,以降低钻削加工温度,减少钻削热对复合材料的损伤。在钻削叠层材料的金属材料时,切削刃处的切削温度会急剧上升,导致复合材料零件的性能显著降低而报废。由于复合材料的抗水性差,航空标准要求在加工时不允许使用切削液,目前的冷却方式是采用微量的油质润滑液辅助冷却,冷却效果不明显。因此,飞机制造厂急需更有效的钻削过程的冷却方式。

4 结语

飞机装配领域的叠层材料制孔的品质和效率对航空制造业水平的整体发展有着重要的影响,国际上对该项技术的研究与应用已传承了若干年,累积了许多宝贵经验,这对起步较晚的我国提供了宝贵的经验。但截至目前为止,叠层材料制孔技术仍有许多方面有待改善,仍有着一定的研究空间,也为航空制造水平的跨越式发展提供了契机。我国应从国家安全和技术升级两方面出发,发挥“产学研用”平台的优势,加大研究力度,突破关键技术,注重研究机构与应用单位的有机合作,推进飞机装配技术及航空制造技术发展。

参考文献

[1]于晓江,曹增强,蒋红宇,等.碳纤维复合材料与钛合金结构制孔工艺研究[J].航空制造技术,2011,3:95-97.

[2]E.Brinksmeler,R.Janssen.Drilling of Multi-layer Composite Materia1s Consisting of Carbon Fiber Reinforced Plastics(CFRP),Titanium and Aluminum Alloys[J].CIRP AnnalsManufacturing Technology.2002,51(1):87-89.

[3]K.H.Park,A.Beal,D.Kim.Tool wear in drilling of composite/titanium stacks using carbide and polycrystalline diamond tools[J].Wear.2011,271:2826-2835.

[4]R.Zitoune,V.Krishnaraj.Influence of machining parameters and new nano-coated tool on drilling performance of CFRP/Aluminium sandwich[J].Composites:Part B,2012,43:1480-1488.

[5]C.L.Kuo,S.L.Soo,D.K.Aspinwall.The effect of cutting speed and feed rate on hole surface integrity in single-shot drilling of metallic-composite tacks[J].Procedia CIRP.2014,13:405-410.

[6]M.Ramulu,T.Branson,D.Kim.A Study on the Drilling of Composite and Titanium stacks[J].Composite Structures.2001,54(1):67-77.

[7]减雪柏,赵宏伟,于繁华,等.叠层材料变参数振动钻削模型与实验研究[J].吉林工业大学自然科学学报.2001,31(4):33-37.

[8]E.Ghassemieh.Performance and wear of coated carbide drill inmachining of carbon fibre reinforced composite/titanium stack.Int.J.Materials and Product Technology.2012,43(1):165-183.

[9]O.Pecat,E.Brinksmeier.Low Damage Drilling of CFRP/Titanium Compound Materials for Fastening[J].Procedia CIRP.2014,13:1-7.

[10]O.Pecat,E.Brinksmeier.Tool wear analyses in low frequency vibration assisted drilling of CFRP/Ti6Al4V stack material.Procedia CIRP.2014,14:142-147.

航空铝合金材料腐蚀损伤研究篇9

1 预腐蚀试验

1.1 试验件

试验件采用平板状试件, 由LY12CZ铝合金材料制成, 其尺寸如图1所示。

1.2 试验方案

采用酸性Na Cl溶液浸泡, 具体配比为5%的N a C l溶液中加入5%的稀硫酸使其p H=4±0.2, 溶液温度为室温。在试验过程中, 每隔5天利用KH-7700数字显微镜对试件进行一次拍照, 整个试验周期为40天, 此时试验件尚处于点蚀阶段。

1.3 试验结果

通过预腐蚀试验, 最终共获得14组不同腐蚀时间试件的腐蚀表面照片, 如图2所示。

从图2中可以看出, 腐蚀时间为20天的试件形成的腐蚀坑, 表面积较小且分布稀疏, 与之相应, 腐蚀坑的深度也较小。腐蚀时间为40天的试件表面积明显加大, 部分相邻蚀坑之间发生了相互交错结合的情况, 此时的腐蚀坑深度也明显增加。上述现象反映了腐蚀表面形貌与腐蚀损伤程度 (蚀坑深度) 之间在发展趋势上确实存在着某种内在联系和一致性。

此外, 该文还利用KH-7700数字显微镜的实时3D图像合成功能, 并结合该设备自带软件计算得到了不同腐蚀时间的最大点蚀坑深度, 其基本测量原理为国标GB/T18590-2001所述的点蚀坑深度变焦显微测量法, 具体测量结果见表1。

2 腐蚀图像特征值的提取

通过数字图像处理技术从拍摄得到的腐蚀照片中提取了孔蚀率、蚀坑分形维数、点蚀坑半径、图像灰度值、能量值, 共计五种腐蚀图像特征值, 见表1。可以看出, 随着腐蚀时间的延长, 腐蚀程度的加深, 蚀坑半径、孔蚀率、蚀坑分形维数均呈现出增大的趋势, 而图像的灰度值和能量值则在整体上呈现出减小的趋势。

3 基于腐蚀图像特征值的腐蚀损伤研究

采用灰色预测方法对图像特征值和腐蚀损伤量之间的关系加以研究, 所建模型为多变量灰色预测模型GM (1, 5) 和GM (1, 6) , 其中, 作为变量的是五种腐蚀图像特征值以及腐蚀时间t。计算结果见图3。

图3中以五种腐蚀图像特征值孔蚀率、蚀坑半径、灰度值、能量值、蚀坑分形维数作为变量建立了GM (1, 5) 预测模型, 将腐蚀时间小于30天的11组数据作为已知变量, 利用所建模型对腐蚀时间大于30天的试件蚀坑深度进行预测, (为图中所对应的12、13、14三个数据点) 。从图中可以看出, 此时五变量灰色模型的预测结果与真实值吻合较好, 平均相对误差为15.49%, 而引入了时间变量t后的六变量预测模型的平均相对误差为40%。

4 结语

该文从腐蚀表面照片出发, 提取了腐蚀图像特征值, 建立了基于图像特征值的腐蚀损伤灰色预测模型。在研究过程中, 得到以下结论。

(1) 随着腐蚀时间的增加, 试件的表面图像和腐蚀损伤也在不断变化, 它们的变化趋势存在某种内在联系和一致性。

(2) 图像特征值反映了腐蚀表面的起伏变化和材料的腐蚀程度, 将其作为输入参数对腐蚀损伤程度 (蚀坑深度) 进行预测是可行的, 预测结果也较为合理。

参考文献

[1]卞贵学, 陈跃良, 张丹峰, 等.基于IDS的铝合金预腐蚀疲劳寿命研究[J].航空学报, 2008, 29 (6) :1526-1530.

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[4]Codaro E N, Nakazato R Z, Horovistiz A L.An image processing method for morphology characterization and pitting Corrosion evaluation[J].Materials Science&Engineering A, 2002, 334 (1) :298-306.

[5]张玮.金属腐蚀形貌特征提取用于腐蚀诊断的研究[D].大连:大连理工大学, 2004.

我军用航空轮胎材料将实现国产化篇10

日前在空军有关部门召开的“航空轮胎用国产天然橡胶替代应用研究技术鉴定”评审会上,由海胶集团和曙光橡胶工业研究设计院共同研发、使用国产天然橡胶材料制造的军用航空轮胎,通过了空军装机评审。这标志着我国军用航空轮胎材料将实现国产化,军用航空轮胎等高端用胶长期依赖进口的局面将被打破。

据了解,天然橡胶属于重要的战略物资。我国是世界第五大天然橡胶生产国,但由于种种原因,我国高端航空用胶长期依赖进口,一直处于受制于人的尴尬局面。为扭转这一被动局面,空军相关部门组织海胶集团和曙光橡胶工业研究设计院,于2014年初成立了“空军航空橡胶科研生产中心”,进行联合攻关。军地科技人员历经数百次试验,与国际同行反复对标,并在加工工艺和配方上不断改进,使项目产品的各项指标参数一步步接近目标,最终达到相关标准。

军内外有关专家表示,此举对我国的国防建设和军需物资摆脱受制于人的局面具有重大而深远的战略意义。同时,这也是我国在天然橡胶的生产、研发领域取得的一项重大技术突破,为建设我国特供(核心)胶园奠定了坚实基础。

航空材料技术篇11

“今天，我们携手中国航空业伙伴搭建开放性的绿色航空网络，希望更多飞机制造商、技术提供商、航空公司以及民众一起为更低碳、更绿色、更环保的未来努力。” 孟迪恺在发表演讲时说到。

在论坛上，由联合技术公司（UTC）、海航集团（HNA）携手《WTO经济导刊》共同发起的“绿色航空倡议网络（Green Aviation Initiative & Network）”宣布正式成立。这个航空业第一个以可持续发展为愿景的合作组织，将“蓝天”与“绿色”结合在一起，将曾经唯“快”不破的航空出行带进“静洁”时代，使航空这一高能耗的行业变得更加绿色环保。

孟迪恺表示，“绿色航空倡议网络”的成立，意味着全球可持续发展领域的大企业与中国更紧密的牵手。

他说，联合技术公司的发展目标非常明确，即创新和可持续发展。可持续发展作为最主要的战略，不仅让客户和股东获益，更关乎地球和人类的未来。

跨界：四个关键点支持航空业绿色发展

随着城市化进程的加快，越来越多的人来到城市寻求经济发展的机会。同时，随着中产阶级的逐渐庞大，越来越多的人有机会坐上飞机。目前，尽管在飞机逐渐成为很多人的“移动办公室”的今天，全球仍有80%的人从未坐过飞机。

“预计到2030年，全球商用飞机的使用数量将会比现在翻一倍，达到4万架。因此，我们需要寻找一种可持续发展的途径来支持如此巨大的增长。” 孟迪恺说，“正因如此，我们不仅需要满足航空服务的需求，更要考虑如何满足可持续发展的需求。”

基于以上现实，联合技术公司携手海航集团支持发起“绿色航空倡议网络”，并用“四个关键点”来支持航空领域的绿色发展。

第一，收集、整理并发布绿色航空领域最前沿的信息和发展趋势，加强产业链成员间的最佳实践与经验分享。第二，开展产业链的考察研究工作，并为绿色航空行业进步提供指南和建议。第三，沟通交流，创造更多能够与各个利益相关方开展互动的论坛、对话和探讨的机会，让更多人了解绿色航空。第四，在航空领域之外的延伸，联合技术将打破行业界限，进行跨地域交流，塑造绿色航空倡议网络的国际形象，同时创建一个平台，让其他领域的人都能知晓和认可绿色航空的想法，加入到绿色航空的行动中来。

孟迪恺说：“我们的目的就是能够集思广益，让大家一起对中国航空业的可持续发展贡献力量。”

创新：百亿美元，十年时间，带来发动机“静洁”变革

“为了支持绿色航空倡议网络，我们正在发展更多绿色航空领域的顶尖技术。在过去十年以及之前很长一段研究分析期间，联合技术公司投入了超过100亿美元用于研发更加清洁、更加绿色和更加安静的飞机发动机，通过这一革命性投资和技术发展为绿色航空带来裨益。” 孟迪恺说。

而孟迪恺提到的花费超过100亿美元，专注十年时间研发的产品就是联合技术公司旗下的普惠公司推出“变革性”的新一代航空发动机——静洁动力发动机。

这场变革的力量有多大？据了解，静洁发动机不仅可以降低16%的油耗，减少50%有害气体排放，其噪声也比传统发动机降低75%。它意味着每一架使用静洁动力发动机的飞机每年的碳排放量能够减少3600公吨，相当于90万棵树一年所吸收的二氧化碳。

这意味着什么？对于航空客户，这意味着每架飞机每年可能节省百万美元，让飞行更加经济；对于机场附近的居民，这意味着更为宜居的生活环境；对于环境来说，这意味着更强的可持续发展能力。

航空发动机技术的每一次重大改变都会推动整个航空工业取得重大进步。静洁动力发动机的推出，正在从根本上破解长久困扰航空业的能耗和排放问题；而到目前为止普惠获得的7000多个订单也证明了市场的反馈，说明了市场支持更加绿色的航空技术，让航空业一点点走向更加具有可持续发展的绿色飞行梦。

未来：不会停留于此

作为一家财富美国45强企业，联合技术公司长期以来致力于全球范围内的可持续发展。三十年来，联合技术一直是可持续发展领域的引领者。自1997年来，联合技术在业务规模实现三倍增长的同时，减少了34%的温室气体排放量。

“未来我们不会停留于此。” 孟迪恺说。事实上，联合技术公司在建筑领域、航空领域，以及暖通空调、制冷行业，都处于全球的领先地位。目前在中国，联合技术拥有25，000名员工，在其遍布全国的工厂为上述领域提供可持续发展的产品。

今年上半年，联合技术公司还设立了新一轮的目标——即2020年可持续发展目标。联合技术争取到2020年，实现温室气体排放再减少15%。按照这个趋势，到2050年，联合技术温室气体排放会累计减少80%，以支持联合国的环境目标。关于水资源消耗，联合技术计划到2020年再减少25%。今年联合技术还把可持续发展的目标延伸到了供应链上，还会在2020年之前为供应商达到11个新的可持续发展供应标准。除了为中国市场研发技术外，联合技术还正在积极确保在中国的所有工厂都能够为可持续发展贡献一份力量。

作为哈佛大学健康与全球环境中心公司委员会的成员，孟迪恺还关注世界人口的增加和城市化进程的加快，关注如何以可持续的方式为人们提供食物。

碳纤维复合材料在航空领域的应用篇12

1 碳纤维复合材料在航空领域中的应用

碳纤维复合材料因具有比重轻以及刚性强的特点, 较为适宜在航空领域应用。由于这种材料属于一种新型的材料种类, 因此, 在目前的航空领域中, 这种材料主要应用于小型商务飞机以及直升飞机的研制和开发中, 虽然这种材料也应用于航空领域中的其他机型上, 但是目前应用的规模较小。

1.1 碳纤维复合材料

碳纤维复合材料在实际的应用中, 具有独特的理化性能, 较为适合应用于航空领域中。在航空领域中, 利用这种材料对飞机以及卫星等飞行器进行组装, 可以有效的增加这些飞行器的推力, 同时也能够降低飞行器在飞行时所产生的噪音。碳纤维复合材料本身的比重较轻, 因此, 其所能够消耗的动力也相应的较少, 采用这种材料对航空领域中的各种飞行器进行研制, 可以有效的降低飞行器耗费的燃料, 从而达到节约能耗的目的。根据相关的调查报告可知, 航天飞行器自身的重量减少1kg, 其相应的运载火箭自身的重量也会相应的减少500kg, 这样就降低能源和资源的消耗, 从而降低成本的投入。我国目前在新型的大型客机研制中, 也开始采用这种材料, 相信改材料所具有的高性能, 可以在很大程度上提升客机的运载能力及在空中运行的稳定性。同时节约资源、降低能耗, 实现客机经济效益的最大化。

目前, 在客机整机材料的使用方面, 碳纤维复合材料所占有的应用比例已达到了60%以上。正因为这种材料所具有的较高的比强度, 从而能够有效解决客机大质量与安全性能之间的矛盾关系, 进一步的保障飞机行驶的安全。

1.2 碳/碳复合材料

碳/碳复合材料从本质上来说, 其是属于一种增强材料, 这种材料在实际使用的过程中, 主要以利用碳纤维以及碳布等作为增强材料来实现其性能的提升。在这种复合材料中, 唯一的构成元素就是碳元素, 使得这种材料具有明显的碳材料的特点及优势。密度相对来说较低, 热性能较为优越, 而且在导热性方面也表现优异, 提了材料的热膨胀系数。碳/碳复合材料在高温下具有良好的使用性能, 能够抵抗较高的温度, 增加了材料的使用温度上限。这种材料本身的比重也较轻, 因此这种材料在航空领域中也得获得了极大的利用。在目前的航天飞行器中, 这种材料主要应用于轨道的鼻锥部位以及机翼的前缘部位。除此之外, 在高超音速飞机中这种材料也有应用, 在高超音速飞机中, 这种材料主要是用在刹车片的制造中, 现阶段, 世界上很多的军用飞机和民用飞机都采用这种材料来增强飞机自身机体的性能, 从而保障飞机飞行的安全性和平稳性。

2 我国碳纤维复合材料发展现状

碳纤维这种材料从诞生以来就开始应用于航空航天领域中, 可以说航天领域是碳纤维材料的传统应用领域, 而碳纤维复合材料在航天飞行器中也应用了数年, 由于这种材料的优越性能, 在航空航天领域的使用量在逐年提升, 在最初应用时, 碳纤维复合材料的应用数量只有8200吨, 而随着这种材料应用优势的迅速凸显, 在2015年, 这种材料的应用总量将达到2万吨。在目前的客机中, 碳纤维复合材料主要应用于中央翼盒以及机尾组件等部位的研制, 而在波音型号的机型中, 这种材料有将近50%的应用量。这种材料的应用, 有效的提高了飞行器的飞行性能, 而碳纤维复合材料主要应用于波音型号机型的主机翼以及机身当中。碳纤维复合材料取代了原有的金属结构材料, 碳纤维复合材料的应用, 不仅使得飞行器的自身重量得以有效的减轻, 同时还有效保证了飞机的刚度以及强度, 大大节省了燃油的消耗量, 达到了节约能源的目的, 从而最大限度地保障了飞行器的经济效益。在未来航空航天领域的发展过程中, 碳纤维复合材料的制备技术及性能水平必将得到进一步的提升, 并且会广泛的应用到新一代飞行器的研制中。

我国在近年来不断进行新型飞行器的研制, 以推动我国航天领域的发展, 而我国航天领域在发展的过程中, 对碳纤维复合材料的应用也提出了更高的要求。我国属于人口大国, 经济市场也相对广阔, 随着我国经济的不断发展, 我国已开始和世界进行接轨, 在国际市场的竞争力也在逐渐的提升。然而, 由于我国实际发展状况的限制以及我国国情上的制约, 碳纤维复合材料的发展还远远不能满足我国社会发展的实际需要。我国还需要对碳纤维复合材料进行深入研究和不断创新, 结合我国社会发展的实际情况, 从而促进并扩大对碳纤维复合材料的应用。碳纤维复合材料可以说是航空领域发展的基础, 如果碳纤维复合材料的应用无法满足社会发展的需求, 那么将会对我国航空领域的发展带来极大影响, 使得我国在该领域的技术水平要远远落后于世界各国。因此, 我国应加大力度扶持碳纤维复合材料产品技术的研发并拓展在航空航天领域的应用。不仅仅是要在资金上给予支持, 在政策上给予帮助, 更重要的是为该领域创造良好的发展环境和健康的发展空间, 培育一批具有超强竞争力的兼具研发、生产及销售能力企业。只有这样我国的碳纤维复合材料科技水平才能在国际上占有重要地位, 方能在日后的国际竞争中跻身优势行列, 这对于我国航天航空事业的发展有着极其重要的意义。

结束语

在全球化经济不断加速的今天, 国与国之间的联系日益紧密, 相互之间的技术交流和技术竞争也在不断加强。我国在碳纤维复合材料上的发展取得了举世瞩目的成就, 但是在发展中同样存在着一些问题, 如产品质量处于中低层次, 生产成本过高, 生产能耗较大, 环境污染严重等。因此, 在日后的发展过程中一定要做到高瞻远瞩, 制定好长期的发展规划, 把握好健康的发展策略, 明确并锁定发展方向, 只有这样才能更好地促进产品更新与产业进步。

摘要：随着我国经济的不断发展, 科学技术的不断进步, 材料科学技术的更新也不断加速, 在各项重大工程项目中, 始终离不开关键材料的应用。材料性能的好坏能够直接影响到工程项目的整体质量。因此, 材料体系的创新与材料性能的优化对于有效提高工业产品的质量起到至关重要的作用。碳纤维复合材料是一种新型材料, 由于这种材料在诸多应用上体现明显优势, 使其在各个尖端领域中都获得了重要应用, 尤其是在航空领域中, 碳纤维复合材料的应用尤为广泛。本文就碳纤维复合材料在航空领域的应用及发展现状进行了简要的探究, 仅供参考。

关键词：碳纤维复合材料,航空领域,应用

参考文献

[1]特约记者顾定槐.院士寄望碳纤维复合材料有突破[N].中国化工报, 2010 (2) .

[2]美联社/吴汉兴译.美国研制出单人电动隐形飞机[N].北京科技报, 2010 (9) .

[3]李辉.力争下游——记上海2012“科技创新行动计划”的碳纤维复合材料项目[J].世界科学, 2013 (11) .

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