航空航天材料及加工成形技术
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• 金属间化合物：
– TiAl、NiAl及难熔金属硅化合物等金属间化合 物，由于晶体中金属键与共价键共存，使其有 可能同时兼有金属的韧性和陶瓷的高温性能。
–比陶瓷具有两个重要特点：金属间化合物具有 较好的热传导性，因而作为高温结构材料使用， 其冷却效率较高而热应力较小；其次，某些金 属间化合物（如TiAl，NiAl）可以采用常规的 冶金方法进行生产。
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航空发动机
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• 发动机材料的选择、研究、开发及使用应当建立 在充分认识发动机材料使用的基本环境与要求的 基础上
• 使用环境的基本特点是：高温，高载荷，高氧化 腐蚀，而要求高性能重量比、高可靠性与长寿命。
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锻造的应用
• 形状简单，强韧性要求高的制件
– 锻造后，成分均匀，组织致密，晶粒细 化，强韧性提高。
– 固态成形，制件形状受限制。
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焊接 Welding
• 焊接的特点: ①不可拆卸的连接加工方法(通过 加热或加压,并用或不用填充材料,使工件连接); ②与其它连接方法(如螺栓连接·铆接等机械连 接和粘接)不同,其实质是两部分金属形成原子 间结合的一种连接.
–不但要求强度高，刚度好，而且要求重量轻。
• 航空航天工业中最为独特的一句口号是“为减轻每 一克重量而奋斗”，
• “比强度”和“比刚度”：即单位重量的强度和刚 度。
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• 航空航天飞行器的工作条件十分复杂和苛 刻，而且彼此之间有很大的差异。
• 对航空材料的主要要求是耐高温、高比强 度、高比刚度、抗疲劳、耐腐蚀、长寿命 和低成本。
其它连接方法
• 优点:①连接性能好(焊缝具有良好的力学性 能·密封性·耐蚀性和耐高温低温等);②省 工·省料·成本低;③可减轻工件自重;④简化 工艺(以小拼大,制造重型.复杂零部件,简化铸 造.锻造.切削加工工艺.
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• 焊接不足之处
–①焊接构件不可拆卸,不便更换修理 部分零部件.
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• 树脂基复合材料：
–先进树脂基复合材料具有比强度高、比刚度高， 可设计性强，抗疲劳裂纹、耐腐蚀和结构尺寸 稳定性好，便于复杂结构的大面积整体成形， 易于实现结构承载和隐形功能一体化等突出优 点。
–在新一代军用战斗机、民用客机和军用直升机 上的用量比例已分别达到机身结构重量的24%、 11%和54%。
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铸造
铸造Foundry：是一种液态金属成形的方法， 即将金属加热到液态，使其具有流动性， 然后浇入到具有一定形状的型腔的铸型中， 液态金属在重力场或外力场（压力、离心 力、电磁力等）的作用下充满型腔，冷却 并凝固成具有型腔形状的铸件。
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锻造Forging：在加压设备及工（模）具的作用 下，使坯料或铸锭产生局部或全部的塑性变形， 以获得一定的几何形状、尺寸和质量的锻件的 加工方法。工（模）具一般作直线运动。
冲压Stamping：通过装在压力机上的模具对板 料施压，使之产生分离或变形，从而获得一定 形状、尺寸和性能的零件或毛坯
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–②焊接接头的性能与轧制的母材金 属相比会有不同程度的降低.
–③会产生一定的焊接残余应力和焊 接变形.
–④焊接接头可能产生裂纹.未焊透. 夹渣.气孔等缺陷,引起应力集中,降 低承载能力.
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• 焊接方法的分类
–熔焊 将待焊处的母材金属加热熔化,以形成焊缝的 焊接方法, 常以热源的种类命名，
– 服役的环境大大区别于一般机械或地面及水面 的运载工具，航空航天材料最大的特点就是在 空中运行。
–在航空航天飞行中，任何一个零部件的可靠性 都提高到非常重要的地位。
–必然要求构成零部件的材料必须具有近于绝对 的可靠性。
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• 轻量化：
–空中或空间飞行器与一般机械差异的另一个重 要特点是要千方百计减轻重量。
– 压焊 对工件施加压力(加热或不加热)以完成焊接的
方法,如电阻焊等.
2.选择材料成形方法的原则
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选择毛坯的原则
• 适用性原则：在一定的服役年限内和 一定的工作条件下，为满足该零件按 设计要求正常工作所提出的有关性能 要求。
– 外部质量：零件的形状和尺寸，包括零 件的加工精度、表面粗糙度和外观缺陷 状况等
– 内部质量：材料的化学成分和金属组织 及由它们所决定的材料的物理、化学和 力学性能，以及内部缺陷状况等
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•经济性原则 ：在满足产品使用要求的前提
下，以最少的人力物力投入，生产最多的产 品，或按时完成预期的某项生产任务。
–生产成本
• 材料费：包括原材料及各项辅助材料费 • 燃料及动力费：如焦炭、燃油、电费等 • 生产工人工资：包括基本工资及各项附加工资 • 车间经费：包括设备及厂房等固定资产折旧费、设备维修
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二.毛坯选择及其成形工艺
• 零件毛坯的类型及其制造方法 • 选择材料成形工艺的原则
1.零件毛坯的类型及其制造
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–铸件 Casting –锻件 Forging –冲压件 Stamping –焊接件 Welding –轧材 Rollin
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• 钛合金：
–钛合金的发展是当今航空金属结构材料中最活 跃的研究领域之一，
–其比强度超过钢和铝合金，允许的工作温度高， 有优异的抗腐蚀性能，
–军用战斗机上被广泛采用，其占结构重量的比 例已由F/A-18E/F的15%增加到F-22的41%。
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• 选择材料基本性能要求：可承受的最高温度、高 温比强度与比寿命、高湿抗菌化能力、韧性、导 热性和加工性。
• 当代高推比、低油耗发动机的关键是高温结构材 料。
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发动机用的典型高温材料系列
• 高温钛合金：
–钛合金与合金钢相比具有比重小、强度高、耐 高温、抗腐蚀等优点。
–目前在F-100和TF-39发动机上的用量已达25% 和33%。
–不断地提高钛合金的工作温度和强度，以代替 较重的镍基高温合金，增加发动机的推重比， 应是新型钛合金研究的重点。
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• 镍基高温合金：
–镍基高温合金是具有耐高温、高强韧、抗氧化、抗腐 蚀、易于成形加工的宝贵材料，故又称之为超合金， 是发动机中关键的材料。
• 构成飞机的主要的金属结构材料有铝合金、镁合 金、钛合金、结构钢、高温合金及各类复合材料 等。
• 飞机结构用材将形成“铝合金为主，钢用量明显 减少，钛合金用量显著增加，树脂基复合材料在 主承力结构上全面应用”的新格局。
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• 铸造的特点
– 优点：
• 可铸出内腔·外形很复杂的毛坯 工艺灵活性大 铸造成本低
– 缺点：
• 铸件的力学性能较低 • 铸件内部易产生缩孔·缩松·气孔等缺陷 • 铸造工序多,难以精确控制
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锻压
锻压：是锻造Forging与冲压Stamping的总称。 对坯料施加外力，使其产生塑性变形，改变尺 寸、形状，改善性能，用以制造机械零件、工 件或毛坯的成形加工方法。
被用于飞机的高温部件。 –60年代末期：大量使用树脂基复合材料， –以后：又出现了金属基及碳、硼等纤维增强的
各类复合材料。
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• 飞机设计已进入损伤容限设计时代(损伤容限系指结构 在规定的使用周期内,抵抗由缺陷或损伤而导致破坏的能力)，对 产品的高可靠性和耐久性提出了很高的要求。
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• “锻打”发展到“塑性加工成形”， 是一个从“经验”到“规律”的漫 长的认识过程。
• 面向21世纪信息时代，锻造仍将是 制造金属零件的基本方式之一。
– 据统计，全世界生产的钢材约有75％ 要经过塑性加工制成成品。
– 钢铁工业，20世纪增长了28倍；21世 纪，仍将有很大的发展。
• 气焊（气体火焰为热源） • 电弧焊（电弧为热源） • 电渣焊（熔渣电阻热为热源） • 激光焊（激光束为热源） • 电子束焊（电子束为热源） • 等离子弧焊（压缩电弧为热源）。
– 钎焊 采用熔点比母材低的金属材料,熔化之后润湿母
材,充填接头间隙并与固态的母材相互扩散,从而实现连 接(如锡焊.铜焊.银焊等).
飞机
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飞机的结构
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• 飞机制造材料的发展
–早期：木材、蒙皮、金属丝、钢索等， –20世纪30年代：金属承力蒙皮 –30~40年代：镁合金，不锈钢 –40~50年代：50年代中期才开始有钛合金，并
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• 高温复合材料：
–高温金属基与金属化合物基复合材料具有较原 基体更高的高温强度、抗蠕变性、抗冲击、耐 热疲劳等优良的高温性能。
• 以B、C、SiC纤维增强的Ti3Al、TiAl、Ni3Al等金 属化合物基复合材料
• 以 W 丝 增 强 镍 基 、 铁 基 合 金 以 及 以 SiC 、 TiB2 、 Si3N4及BN颗粒增强的金属基复合材料
• 铝合金：
–高比强度、低成本、性能不断改进和应用技术 相对成熟使铝合金仍然是飞机机体结构的主要 材料
–提高耐久性和实现结构减重等方面的需求始终 牵引铝合金向高强、高韧和耐蚀（抗剥蚀和抗 应力腐蚀）方向发展。
–含锂的铝合金较常规铝合金有高的比强、比模 和低密度
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–高的抗氧化能力，即高的热稳定性；
–足够的热强性，即能在更高的温度下具有抗蠕变和断 裂的能力；
–满意的塑性和韧性；
–更高的抗热疲劳性能，即对能引起热应力的热交换的 敏感性要低；
–足够高的低循环疲劳强度；
–良好的抗腐蚀能力，以来自百度文库持叶片的空气动力性能；
–高的导热性和低的热膨胀系数；
–良好的焊接性能、锻造性能，对于铸件材料还应具有 优良的铸造性能、易于浇铸成形等等。
–目 前 ， 镍 基 高 温 合 金 在 发 动 机 材 料 中 所 占 比 重 约 为 40%。
–单晶高温合金是迄今在先进发动机中用作涡轮叶片最 重要的材料，承受着最苛刻的工作条件
– 20世纪70年代后，为适应发动机高温高推比的要求， 大大提高了涡轮盘的工作温度和应力，导致开发出某 些高强合金。
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航空材料及加工成形技术 概论
• 航空航天材料的服役环境及其要求 • 毛坯选择及其成形工艺 • 轻合金材料加工成形技术的发展动向
一.航空航天材料的服役环境及 其要求
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• 近乎绝对的可靠性：
–高温服役条件要求发展陶瓷及碳基复合材料。
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• 从设计上对制造航空燃气涡轮发动机涡轮叶片用 的材料，提出的要求：
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• 金属间化合物：
– TiAl、NiAl及难熔金属硅化合物等金属间化合 物，由于晶体中金属键与共价键共存，使其有 可能同时兼有金属的韧性和陶瓷的高温性能。
–比陶瓷具有两个重要特点：金属间化合物具有 较好的热传导性，因而作为高温结构材料使用， 其冷却效率较高而热应力较小；其次，某些金 属间化合物（如TiAl，NiAl）可以采用常规的 冶金方法进行生产。
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航空发动机
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• 发动机材料的选择、研究、开发及使用应当建立 在充分认识发动机材料使用的基本环境与要求的 基础上
• 使用环境的基本特点是：高温，高载荷，高氧化 腐蚀，而要求高性能重量比、高可靠性与长寿命。
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锻造的应用
• 形状简单，强韧性要求高的制件
– 锻造后，成分均匀，组织致密，晶粒细 化，强韧性提高。
– 固态成形，制件形状受限制。
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焊接 Welding
• 焊接的特点: ①不可拆卸的连接加工方法(通过 加热或加压,并用或不用填充材料,使工件连接); ②与其它连接方法(如螺栓连接·铆接等机械连 接和粘接)不同,其实质是两部分金属形成原子 间结合的一种连接.
–不但要求强度高，刚度好，而且要求重量轻。
• 航空航天工业中最为独特的一句口号是“为减轻每 一克重量而奋斗”，
• “比强度”和“比刚度”：即单位重量的强度和刚 度。
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• 航空航天飞行器的工作条件十分复杂和苛 刻，而且彼此之间有很大的差异。
• 对航空材料的主要要求是耐高温、高比强 度、高比刚度、抗疲劳、耐腐蚀、长寿命 和低成本。
其它连接方法
• 优点:①连接性能好(焊缝具有良好的力学性 能·密封性·耐蚀性和耐高温低温等);②省 工·省料·成本低;③可减轻工件自重;④简化 工艺(以小拼大,制造重型.复杂零部件,简化铸 造.锻造.切削加工工艺.
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• 焊接不足之处
–①焊接构件不可拆卸,不便更换修理 部分零部件.
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• 树脂基复合材料：
–先进树脂基复合材料具有比强度高、比刚度高， 可设计性强，抗疲劳裂纹、耐腐蚀和结构尺寸 稳定性好，便于复杂结构的大面积整体成形， 易于实现结构承载和隐形功能一体化等突出优 点。
–在新一代军用战斗机、民用客机和军用直升机 上的用量比例已分别达到机身结构重量的24%、 11%和54%。
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铸造
铸造Foundry：是一种液态金属成形的方法， 即将金属加热到液态，使其具有流动性， 然后浇入到具有一定形状的型腔的铸型中， 液态金属在重力场或外力场（压力、离心 力、电磁力等）的作用下充满型腔，冷却 并凝固成具有型腔形状的铸件。
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锻造Forging：在加压设备及工（模）具的作用 下，使坯料或铸锭产生局部或全部的塑性变形， 以获得一定的几何形状、尺寸和质量的锻件的 加工方法。工（模）具一般作直线运动。
冲压Stamping：通过装在压力机上的模具对板 料施压，使之产生分离或变形，从而获得一定 形状、尺寸和性能的零件或毛坯
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–②焊接接头的性能与轧制的母材金 属相比会有不同程度的降低.
–③会产生一定的焊接残余应力和焊 接变形.
–④焊接接头可能产生裂纹.未焊透. 夹渣.气孔等缺陷,引起应力集中,降 低承载能力.
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• 焊接方法的分类
–熔焊 将待焊处的母材金属加热熔化,以形成焊缝的 焊接方法, 常以热源的种类命名，
– 服役的环境大大区别于一般机械或地面及水面 的运载工具，航空航天材料最大的特点就是在 空中运行。
–在航空航天飞行中，任何一个零部件的可靠性 都提高到非常重要的地位。
–必然要求构成零部件的材料必须具有近于绝对 的可靠性。
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• 轻量化：
–空中或空间飞行器与一般机械差异的另一个重 要特点是要千方百计减轻重量。
– 压焊 对工件施加压力(加热或不加热)以完成焊接的
方法,如电阻焊等.
2.选择材料成形方法的原则
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选择毛坯的原则
• 适用性原则：在一定的服役年限内和 一定的工作条件下，为满足该零件按 设计要求正常工作所提出的有关性能 要求。
– 外部质量：零件的形状和尺寸，包括零 件的加工精度、表面粗糙度和外观缺陷 状况等
– 内部质量：材料的化学成分和金属组织 及由它们所决定的材料的物理、化学和 力学性能，以及内部缺陷状况等
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•经济性原则 ：在满足产品使用要求的前提
下，以最少的人力物力投入，生产最多的产 品，或按时完成预期的某项生产任务。
–生产成本
• 材料费：包括原材料及各项辅助材料费 • 燃料及动力费：如焦炭、燃油、电费等 • 生产工人工资：包括基本工资及各项附加工资 • 车间经费：包括设备及厂房等固定资产折旧费、设备维修
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二.毛坯选择及其成形工艺
• 零件毛坯的类型及其制造方法 • 选择材料成形工艺的原则
1.零件毛坯的类型及其制造
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–铸件 Casting –锻件 Forging –冲压件 Stamping –焊接件 Welding –轧材 Rollin
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• 钛合金：
–钛合金的发展是当今航空金属结构材料中最活 跃的研究领域之一，
–其比强度超过钢和铝合金，允许的工作温度高， 有优异的抗腐蚀性能，
–军用战斗机上被广泛采用，其占结构重量的比 例已由F/A-18E/F的15%增加到F-22的41%。
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• 选择材料基本性能要求：可承受的最高温度、高 温比强度与比寿命、高湿抗菌化能力、韧性、导 热性和加工性。
• 当代高推比、低油耗发动机的关键是高温结构材 料。
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发动机用的典型高温材料系列
• 高温钛合金：
–钛合金与合金钢相比具有比重小、强度高、耐 高温、抗腐蚀等优点。
–目前在F-100和TF-39发动机上的用量已达25% 和33%。
–不断地提高钛合金的工作温度和强度，以代替 较重的镍基高温合金，增加发动机的推重比， 应是新型钛合金研究的重点。
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• 镍基高温合金：
–镍基高温合金是具有耐高温、高强韧、抗氧化、抗腐 蚀、易于成形加工的宝贵材料，故又称之为超合金， 是发动机中关键的材料。
• 构成飞机的主要的金属结构材料有铝合金、镁合 金、钛合金、结构钢、高温合金及各类复合材料 等。
• 飞机结构用材将形成“铝合金为主，钢用量明显 减少，钛合金用量显著增加，树脂基复合材料在 主承力结构上全面应用”的新格局。
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• 铸造的特点
– 优点：
• 可铸出内腔·外形很复杂的毛坯 工艺灵活性大 铸造成本低
– 缺点：
• 铸件的力学性能较低 • 铸件内部易产生缩孔·缩松·气孔等缺陷 • 铸造工序多,难以精确控制
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锻压
锻压：是锻造Forging与冲压Stamping的总称。 对坯料施加外力，使其产生塑性变形，改变尺 寸、形状，改善性能，用以制造机械零件、工 件或毛坯的成形加工方法。
被用于飞机的高温部件。 –60年代末期：大量使用树脂基复合材料， –以后：又出现了金属基及碳、硼等纤维增强的
各类复合材料。
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• 飞机设计已进入损伤容限设计时代(损伤容限系指结构 在规定的使用周期内,抵抗由缺陷或损伤而导致破坏的能力)，对 产品的高可靠性和耐久性提出了很高的要求。
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• “锻打”发展到“塑性加工成形”， 是一个从“经验”到“规律”的漫 长的认识过程。
• 面向21世纪信息时代，锻造仍将是 制造金属零件的基本方式之一。
– 据统计，全世界生产的钢材约有75％ 要经过塑性加工制成成品。
– 钢铁工业，20世纪增长了28倍；21世 纪，仍将有很大的发展。
• 气焊（气体火焰为热源） • 电弧焊（电弧为热源） • 电渣焊（熔渣电阻热为热源） • 激光焊（激光束为热源） • 电子束焊（电子束为热源） • 等离子弧焊（压缩电弧为热源）。
– 钎焊 采用熔点比母材低的金属材料,熔化之后润湿母
材,充填接头间隙并与固态的母材相互扩散,从而实现连 接(如锡焊.铜焊.银焊等).
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飞机的结构
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• 飞机制造材料的发展
–早期：木材、蒙皮、金属丝、钢索等， –20世纪30年代：金属承力蒙皮 –30~40年代：镁合金，不锈钢 –40~50年代：50年代中期才开始有钛合金，并
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• 高温复合材料：
–高温金属基与金属化合物基复合材料具有较原 基体更高的高温强度、抗蠕变性、抗冲击、耐 热疲劳等优良的高温性能。
• 以B、C、SiC纤维增强的Ti3Al、TiAl、Ni3Al等金 属化合物基复合材料
• 以 W 丝 增 强 镍 基 、 铁 基 合 金 以 及 以 SiC 、 TiB2 、 Si3N4及BN颗粒增强的金属基复合材料
• 铝合金：
–高比强度、低成本、性能不断改进和应用技术 相对成熟使铝合金仍然是飞机机体结构的主要 材料
–提高耐久性和实现结构减重等方面的需求始终 牵引铝合金向高强、高韧和耐蚀（抗剥蚀和抗 应力腐蚀）方向发展。
–含锂的铝合金较常规铝合金有高的比强、比模 和低密度
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–高的抗氧化能力，即高的热稳定性；
–足够的热强性，即能在更高的温度下具有抗蠕变和断 裂的能力；
–满意的塑性和韧性；
–更高的抗热疲劳性能，即对能引起热应力的热交换的 敏感性要低；
–足够高的低循环疲劳强度；
–良好的抗腐蚀能力，以来自百度文库持叶片的空气动力性能；
–高的导热性和低的热膨胀系数；
–良好的焊接性能、锻造性能，对于铸件材料还应具有 优良的铸造性能、易于浇铸成形等等。
–目 前 ， 镍 基 高 温 合 金 在 发 动 机 材 料 中 所 占 比 重 约 为 40%。
–单晶高温合金是迄今在先进发动机中用作涡轮叶片最 重要的材料，承受着最苛刻的工作条件
– 20世纪70年代后，为适应发动机高温高推比的要求， 大大提高了涡轮盘的工作温度和应力，导致开发出某 些高强合金。
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• 航空航天材料的服役环境及其要求 • 毛坯选择及其成形工艺 • 轻合金材料加工成形技术的发展动向
一.航空航天材料的服役环境及 其要求
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–高温服役条件要求发展陶瓷及碳基复合材料。
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