材料设计漫谈2课件

工艺创新在材料发展中的显要作用材料创新的内涵包含和工艺创新两大部分。在满足材料需求方面的重要作用通常不会被人们忽视或忘却；工艺创新在满足材料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材料发展中的显要作用。1塑性成形工艺的典例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。●经过研究和生产实践，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。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。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。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锻造工艺获国防科学技术一等奖。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。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●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。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。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。2凝固成形工艺的典例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）。钛合金金属型铸件与陶瓷型铸件、锻件的性能对比●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●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）●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？美国、英国与航材院涡轮叶片用高温合金的发展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(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。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粉末成形工艺的典例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。●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。●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

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●优越性三种喷射成形方式的示意图●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。从1400℃的高温合金熔液雾化沉积成盘件的实况喷射成形的TiAl合金(Ti-48Al-2Nb-2Mn)环形件喷射成形设备（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。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喷射成形GH742涡轮盘成品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）。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。β热处理的特大Ti-6Al-4V锻件（F-22后机身隔框）4.1钛合金β热处理工艺4热处理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BRCT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钛合金压气机盘BRCT热处理的TC11钛合金伞舱梁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。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-3Al4.2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。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●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。5复合工艺的典例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——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。——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。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。5.3铝材/树脂基复合材料的层合工艺（G