金屬材料在航天領域的應用及其熱處理工藝(中期)
2 鈦合金
2.1 鈦合金在航天領域的應用鈦合金與鋁、鎂、鋼等金屬材料相比,具有如下優點:比強度值很高、抗腐蝕性能良好、抗疲勞性能良好、熱導率很小、線膨脹系數較小、高低溫力學性能很好,一般來說可以在350～450℃以下長期使用,低溫可使用到-196℃。但也存在一些缺點,如比模量值較低、耐磨性較差、制造工藝較復雜、材料成本較高[2]。在航空工業中,鈦合金的用量也正在迅速增長。航空發動機的壓氣機葉片、機匣以及機體主承力構件普遍采用鈦合金制造。Ｆ22戰斗機是廣泛采用鈦合金制造主承力結構的典型代表,其最初設計的鈦合金用量為15.9%,而進入工程制造和發展階段,鈦合金的比例已提高到41%;其中,機翼結構中鈦占42%,后機身段更是高達55%。Ｆ22使用的鈦合金種類主要為Ｔｉ-62222和ＴＣ4,應用形式主要為有鍛件和鑄件。Ｆ22的發動機艙隔框使用了懷曼?戈登公司提供的整體式Ｔｉ-6Ａｌ-4Ｖ鍛件、主翼梁是由鈦合金鍛件切削而成。在飛航式導彈(飛行體)中,除了主要采用低密度材料外,也采用對溫度、交變應力敏感性特別小的材料;除了應用具有良好疲勞韌性的材之外,也選用在超低溫下具有優越力學性能的材料。例如,鈦制的ＮＡＳＡ-衛星齒輪系外套;肋板及具有320ｋｇ單件襯里的總重1ｔ的水銀密封艙由Ｔｉ-5Ａｌ-2.5Ｓｎ合金制造;阿波羅計劃的宇宙飛船雙人艙及密閉艙翼梁及肋同樣由Ｔｉ-5Ａｌ-2.5Ｓｎ合金制造,襯里則由純鈦制造;ＥＬＤＯ-歐洲1號火箭外套由Ｔｉ-13Ｖ-11Ｃｒ-3Ａｌ合金制造;高壓儲氣罐或燃料儲藏器優先采用Ｔｉ-6Ａｌ-4Ｖ合金制造;Ａｂｌｅｓｔａｒ(阿波羅)火箭用的儲壓器、后噴嘴由13個鍛制的Ｔｉ-6Ａｌ-4Ｖ(具有低含氧量)合金板組成,并經過焊接而制成儲壓器。該儲壓器用于儲藏動力燃料的氧化催化劑[11-12]。Ｔｉ-6Ａｌ-4Ｖ合金已廣泛用于上升段火箭發動機殼體[13]。
2.2 鈦合金的熱處理工藝
固溶淬火+時效處理是鈦合金的典型熱處理。ＴＣ6鈦合金組織和性能對熱處理工藝非常敏感,典型的熱處理制度有:普通退火、等溫退火、雙重退火、固溶時效。ＴＣ6鈦合金典型熱處理制度及熱處理后室溫拉伸性能結果如表1所示[14]。ＴＣ6鈦合金分別進行上述4種典型熱處理后,材料拉伸性能存在較大的差異,經固溶時效和雙重退火處理后材料強度最高、而塑性最低;經普通退火和等溫退火后強度降低而塑性較高。對于ＴＣ6鈦合金來說,普通退火簡單易行,一般適用于對強度及使用溫度要求不高的飛機結構件;等溫退火和雙重退火主要適用于對性能(高溫、長時間使用)有要求的發動機零件;固溶時效是ＴＣ6鈦合金的強化熱處理制度,適用于對強度有較高要求的零部件。鈦合金在熱變形及熱處理的過程中組織結構演變行為非常復雜,而組織的差異對鈦合金的成形性能和服役性能的影響非常顯著,因此鈦合金的熱處理多與熱加工工藝緊密結合、互為促進[15]。近β態鍛造、等軸化處理等關鍵技術的發展均體現了成形—組織控制一體化考慮的熱處理思路。戈登?懷曼公司正是因為掌握了鈦合金變形與組織演變規律,并基于鈦合金近β熱處理技術實施全程工藝設計,精確控制組織結構,研制出了高性能的大型整體復雜精密鍛件。
3 高溫合金
3.1 高溫合金在航天領域的應用
用于航天領域的高溫合金主要有鐵基、鎳基和鈷基合金3種,其中鎳基高溫合金應用最為廣泛。如ＧＨ1040、ＧＨ2028Ａ、ＧＨ4169、ＧＨ4141、ＧＨ4586等,常用做航天發動機渦輪盤和葉片的材料。盡管近年來金屬間化合物的發展較快,應用呼聲較高,但是鎳基高溫合金仍然以成形性好,可靠性高等優異性能成為航空發動機渦輪盤及渦輪葉片的首選材料[1,16-17]。例如,ＰＷ公司為Ｆ22制造的Ｆ119發動機仍然采用可靠的Ｉｎｃｏｎｅｌ718制造渦輪盤和渦輪葉片,而通過附加單晶、水冷和噴涂熱障涂層等技術來提高渦前溫度[18]。在
航天動力設施中,鎳基高溫合金同樣取得了廣泛的應用。近期剛結束地面試驗的美國Ｘ51Ａ超燃沖壓發動機即大量采用了Ｉｎｃｏｎｅｌ625合金來制造進氣道壁板等氣流通道部件。ＮＡＳＡ在該發動機中采用的閉環燃料系統允許多個發動機部件采用Ｉｎｃｏｎｅｌ625鎳基合金制造而不必采用特殊的高溫材料,這正是Ｘ51對比于Ｘ43更追求實用化和可靠性的關鍵措施之一。在國內,高溫合金材料用于“神舟”號火箭發動機的整體渦輪轉子和推進艙,高溫合金等材料用于“神舟”號火箭噴射器等處。此外,為了滿足未來高超音速空天飛行器的應用需求,高溫合金將作為主要材料來制造的800～1100℃高溫承載材料。例如Ｘ43Ａ上大尺寸的水平尾翼和垂直尾翼均采用Ｈａｙｎｅｓ230鎳基高溫合金焊接結構;Ｘ43Ａ在操縱舵、頭罩局部大量使用了Ｈａｙｎｅｓｓ188合金,在機翼和尾翼位置使用了Ｈａｙｎｅｓ230合金來制造精確形狀的部件;在荷蘭與俄羅斯等國合作研制的“Ｄｅｌｆｌｔ”航天再入試驗飛行器的熱防護系統也主要使用了ＰＭ1000鎳基高溫合金[19]。
3.2 高溫合金的熱處理工藝
由于航空航天用的高溫合金是在高溫高應力及外部腐蝕介質綜合作用的苛刻條件下長期使用,所以對它的耐溫能力、熱強性、蠕變、熱穩定性、低周疲勞及強度等方面提出很高的要求。只有在解決這類材料組織穩定性問題,也就是說即使在高溫下長期加熱其相組織也不變的條件下,才能保證各項指標達到高水平。此外,為了復雜部件的成形需求,良好的成形工藝也成為高溫合金拓展其應用的關鍵要素。鎳基高溫合金的熱加工工藝研究主要集中在δ相鍛造、表面晶粒細化工藝等方面[20]。哈爾濱工業大學的研究者通過對比研究發現:當以δ相時效態代替固溶態ＧＨ4169實施鍛造時,合金熱變形耗散效率提高、可加工區擴大,成形性能得到顯著改善[21]。沉淀強化型合金通常經過固溶處理和時效處理。固溶強化型合金只經過固溶處理。有些合金在時效處理前還要經過一兩次中間處理。固溶處理首先是為了使第二相溶入合金基體,以便在時效處理時使γ、碳化物(鈷基合金)等強化相均勻析出,其次是為了獲得適宜的晶粒度以保證高溫蠕變和持久性能。固溶處理溫度一般為1040～1220℃。目前廣泛應用的合金,在時效處理前多經過1050～1100℃中間處理。中間處理的主要作用是在晶界析出碳化物和γ膜以改善晶界狀態,與此同時有的合金還析出一些顆粒較大的γ相與時效處理時析出的細小γ相形成合理搭配。時效處理的目的是使過飽和固溶體均勻析出γ相或碳化物(鈷基合金)以提高高溫強度,時效處理溫度一般為700～1000℃。孫學銀,等:金屬材料在航天領域的應用及其熱處理工藝17 高溫合金發展的趨勢是進一步提高合金的工作溫度和改善中溫或高溫下承受各種載荷的能力,延長合金壽命。就渦輪葉片材料而言,單晶葉片將進入實用階段,定向結晶葉片的綜合性能將得到改進。
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