铝合金镁合金在航天中的应用.docx

铝合金镁合金在航天中的应用.docx

《铝合金镁合金在航天中的应用.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《铝合金镁合金在航天中的应用.docx（13页珍藏版）》请在冰豆网上搜索。

铝合金镁合金在航天中的应用

铝合金、镁合金在航天器上的应用实例

摘要：

随着中国航天事业的发展，未来的航天器将朝着长寿命、大型化、高承载、轻量化、高尺寸稳定性，以及耐受复杂空间环境等方向发展，其中离不开材料的发展。

本文就其中应用比较广泛的铝合金和镁合金，对其在航天器中的应用实例进行介绍以及关键的制造技术与发展方向进行介绍。

关键词：

铝合金镁合金应用制造技术

1引言

我国航天事业的未来发展重点包括：

载人航天空间站、高分辨率对地观测系统、深空探测、空间科学、在轨服务平台和激光通信卫星等。

这些航天器的特点是：

长期在轨运行、体积和质量大幅增加、需要配置更多的载荷和燃料、承受更加复杂的空间环境，对形状精度及其保持能力要求更高。

为满足上述需求，航天器未来将朝着长寿命、大型化、高承载、轻量化、高尺寸稳定性，以及耐受复杂空间环境等方向发展。

[1]

长寿命：

空间站在轨密封寿命达10年，通信卫星在轨寿命要求12年-15年，星际探测器可能在轨道上飞行20年以上。

大型化：

空间站大型舱体结构直径将超过4m，长度15m以上；卫星外包络直径4m以上；未来载人登月舱体外包络直径达到10m以上；另外，对于空间站、大型通信卫星等航天器，需配置大型可展结构，如大型太阳翼、天线等。

高承载：

空间站结构承载能力将达25t；“十二五”期间，大型卫星结构承载能力9t，未来可能达15t；载人登月着陆器承载能力达30t以上。

轻量化：

结构占航天器总质量的百分比下降到6%甚至更低。

高尺寸稳定性：

要求航天器结构单向变形比达到0.1ppm/℃量级，以减小在空间交变热环境对载荷指向精度的影响。

[2]

耐受复杂空间环境：

如耐受月面-180℃-150℃的交变温度环境、其它行星表面环境，以及再入和行星进入热环境等。

而材料是形成航天器结构的基础，航天器结构的性能和可靠性在很大程度上取决于材料的性能。

为了降低航天器结构的重量、提高结构的刚度和强度，虽然可以在结构型式、尺寸等方面进行各种设计和改进，但最直接和最有效的途径是选择密度小而弹性模量和强度高的材料。

[3]

铝合金材料的特点是密度低，有较高的比模量和比强度值；导热性和导电性良好；抗腐蚀性能好；制造工艺性能良好。

故其一直是航天器上最主要的结构材料之一。

镁合金材料具有比强度、比刚度高，阻尼性好等优点，是有效解决航天器轻量化需求的轻质金属材料。

如今在航天器上也得到了广泛的使用。

2铝合金的应用及制造技术

铝合金因其密度低，有较高的比模量和比强度值；导热性和导电性良好；抗腐蚀性能好；制造工艺性能良好，在航天器上做为最主要的结构材料，被大量使用。

其中铝锂合金材料是近年来航空航天材料中发展最为迅速的一种先进轻量化结构材料，具有密度低、弹性模量高、比强度和比刚度高、疲劳性能好、耐腐蚀及焊接性能好等诸多优异的综合性能。

用其代替常规的高强度铝合金可使结构质量减轻10%-20%，刚度提高15%-20%，[4-8]因此，在航空航天领域显示出了广阔的应用前景，本文对铝锂合金进行详细的介绍。

2.1铝锂合金的应用

近年来，国内外铝锂合金的研制和成形技术日渐成熟，因此在航天器的设计与制造中大量使用了铝锂合金，如“奋进号”航天飞机的外贮箱[9]（图1）、“天宫一号”的资源舱和太阳电池翼（图2）。

图1奋进号航天飞机与外储箱

图2天空一号

据统计，每减轻1kg结构重量可以获得10倍以上经济效益，所以密度较低的铝锂合金受到航天工业的广泛重视。

铝锂合金已在许多航天构件上取代了常规高强铝合金。

其中，美国的应用发展非常快，在航天工业上的应用尤为突出。

图3大力神系列运载火箭

图4“能源号”运载火箭

洛克希德·马丁公司利用8090铝锂合金制造了“大力神”号运载火箭（图3）的有效载荷舱，减重182kg。

1994年，为解决“奋进号”航天飞机外贮箱的超重问题，洛克希德·马丁公司联合雷诺兹金属公司研发出新型2195材料以取代之前的2219合金。

该合金的密度比2219合金的轻5%，而其强度则比后者高30%。

采用2195制造的整体焊接结构贮箱，减轻重量3405kg，其中液氢箱减重1907kg，液氧箱减重736kg，直接经济效益近7500万美元，因此被称为超轻燃料贮箱（SuperLightWeightTank）[10-11]。

俄罗斯在铝锂合金的研究、生产和应用方面也一直处于领先地位，为提高载荷能力，航天飞机的外燃料贮箱便采用铝锂合金制成，“能源号”运载火箭（图4）的低温贮箱是采用1460铝锂合金制成。

2.2铝锂合金的制造技术及其发展趋势

2.2.1超塑成形及超塑成形/扩散连接技术

超塑成形及超塑成形/扩散连接技术（SPF及SPF/DB）是利用材料的超塑性，对形状复杂、难以加工的薄壁零件，采用吹塑、胀形等方法进行成形的过程，是一种几乎无余量、低成本、高效的特种成形方法。

铝锂合金与其他超塑材料一样可以通过合金化或者机械热处理获得均匀、细小、等轴晶而产生超塑性能。

铝锂合金的SPF研究始于1980年，在1982年的范堡罗国际航空展览会上英国超塑性成形金属公司首次演示了铝锂合金的超塑性现象及其超塑F零件。

美国Weldalite049合金具有异的超塑性，在507℃固溶处理，不加反压，4×10-3应变速率下，延伸率可达829%[12]。

这一应变速率明显高于其他铝合金的应变速率，这对解决超塑工艺速度低的问题有重要意义。

俄罗斯已经对1420采用SPF工艺加工了许多飞机的零部件，有的尺寸达1200mm×600mm。

国内航天材料及工艺研究所、北京航空制造工程研究所等科研单位针对铝锂合金的SPF及SPF/DB组合工艺进行了大量的开拓性工作,取得了很多成果。

目前，铝锂合金的超塑成形正由次承力构件向主承力构件发展，并且由单一的超塑成形向超塑成形/扩散连接的组合工艺发展，使铝锂合金加工成本更低，结构更具整体性、轻质量。

2.2.2旋压技术（SpinForming）

旋压技术是一项综合了锻造、挤压、拉伸、弯曲等工艺特点的少无切削加工的先进工艺。

剪切旋压[13]是近年来在传统旋压技术基础上发展起来的新型旋压技术，它不改变毛坯的外径而改变其厚度来实现制造圆锥等各种轴对称薄壁件的旋压方式（锥形变薄旋压）。

这种成形方法的特点是旋轮受力较小，半锥角和壁厚互相影响，材料流动流畅，表面粗糙度好和成形精度高，并且能较容易地成形、拉伸、旋压难于成形的材料。

航天器上许多Al-Li合金构件都是空心回转体薄壳结构，特别适合用旋压法加工，其中最典型的零件是运载火箭低温贮箱的圆顶盖。

美国“大力神”运载火箭圆顶盖采用3块直径为0.65m，厚为10.7mm的Weldalite049板材旋压制造。

其中1块中部是使用变极性等离子弧焊（VPPA）焊接，经过343℃/4h去除应力，旋压时，所有毛坯用火焰加热保持317℃；成形后进行505℃/0.5h固溶处理，水淬；再经177℃/18h人工时效，测得其室温拉伸强度达600MPa左右，-196℃时增加到700MPa，且有很好的断裂韧性[14]。

“奋进号”航天飞机的外贮箱圆顶盖也采用了相同的旋压技术[15]，并在外贮箱的筒段采用了先进的剪切旋压技术，如图5所示。

图5剪切旋压

2.2.3辊锻成形技术（RollForging）

Al-Li合金特别是Weldalite系列合金和1420合金具有良好的锻造性能，用它们制造的模锻件不会出现开裂，这已被150多种锻件所证实。

因而将其应用于航空航天工业具有广阔的前景。

辊锻是近年来发展起来的新型近净成形技术，将材料在一对反向旋转模具的作用下产生塑性变形得到所需锻件或锻坯的塑性成形工艺。

辊锻成形的发展有两个重要领域。

其一，是在长轴类锻件生产上实现体积分配与预成形，减少最终成形负荷，组成精辊精锻复合生产线，用较少投资大批量生产复杂锻件。

其二，是精密辊锻技术，包括冷精辊技术。

在板片类零件的精密成形上有良好的发展前景，如在叶片成形与变截面钢板弹簧上均有优势。

近年来辊锻成形的两个方向被成功应用于铝锂合金的环形锻件和带筋条的钣金件。

如“奋进号”航天飞船外贮箱的“Y”形框和对接环[10]，如图6所示[14]。

图6铝锂合金辊锻成形“Y”形连接框

2.2.4焊接技术（Welding）

焊接是制造铝锂合金航空航天产品如贮箱、弹头外壳等的主要工艺之一。

前苏联研究1420合金的焊接时间长达10多年，从焊接工艺方法、焊接组织、焊接性能及焊后热处理都进行了深入的理论研究和探讨。

20世纪80年代还开展了1460高强合金可焊性的研究。

采用钨极氢弧焊（GTAW）和真空电子束焊（EB）工艺的1460合金，已成功用于制造“能源号”运载火箭贮箱[8-15]。

美、欧等国的铝锂合金焊接始于20世纪80年代初，与俄国不同的是，美国特别注重焊接裂纹的研究。

美国采用的焊接方法主要有GTAW、EB、VPPA（变极性等离子弧焊）等，并用VPPA法焊接了Weldalite049合金制造的航天飞机外贮箱，Alcoa公司采用EB焊对12.7mm厚的2090合金板材施焊，焊透率达100%。

近几年2种新型焊接技术：

搅拌摩擦焊和激光焊接技术也开始应用于铝锂合金制造研究（图7）[15]。

美国洛克希德·马丁公司用搅拌摩擦焊对2.3~8.5m厚的2195AI-Li合金及2219合金板材进行焊接，发现接头强度可提高15%~26%，焊缝断裂韧性增高30%，塑性提高1倍，焊缝组织极细小。

图7铝锂合金激光焊接技术

2.2.5新型热处理工艺技术（HeatTreatment）

铝锂合金的主要优点是密度低、比模量高、耐腐蚀强等，综合性能较常规高强度铝合金优异。

但在以压应力为主的变振幅疲劳试验中，铝锂合金的这一优点不复存在，主要原因在于，其峰值强度材料短-横向的塑性与断裂韧性低，各向异性严重，人工时效前需施加一定的冷加工量才能达到峰值性能，疲劳裂纹呈精细的显微水平时，扩展速度显著加快。

为改善铝锂合金的疲劳、断裂韧性等性能，美国航天宇航局就新型的2195铝锂合金作了大量的研究工作，开发了双级、三级、五级热处理工艺，使得2195合金的室温断裂韧性和疲劳性能提高了近30%，而强度与传统时效相当。

目前我国研发新型铝合金的同时，在生产工艺上也做了大量研究。

通过新的热处理工艺（T74、T73）大幅度提高了7xxx合金断裂韧性和抗应力腐蚀开裂性能，并进一步研究开发7xxx合金的热处理工艺，如7075-T76用于L-1011机翼挤压壁板，7075-T736用于起落架构件、窗框和液压系统部件。

但是目前针对铝锂合金的研究工作，尚在起步阶段，基础研究相对较弱，离应用还有距离。

铝锂合金的热处理应该在铝合金热处理的基础上，结合国外的新工艺新方法，开展系统的基础研究，以求早日实现铝锂合金热处理工艺的工业化应用。

3镁合金的应用及制造技术

镁合金具有密度小（1.82g/cm3）、比强度高的优势，近年来出现的高强镁合金能将镁合金的抗拉强度提高到590MPa，比强度的优势更加明显。

在航天器结构上应用的镁合金多为铸造镁合金，主要用于重量敏感的部位。

但是铸造镁合金的强度偏低，铸造大型结构件时的成品率也比较低，阻碍了其应用范围的进一步扩大。

镁合金耐腐蚀和焊接成型问题也一定的程度上阻碍了其在航天器中的广泛应用[16]。

3.1镁合金的应用

北京卫星制造厂近年开展了大量的技术攻关和设备改造，突破了大型镁合金表面的防腐处理、机械加工、焊接技术，实现了大型镁合金结构件在多个航天器上的应用。

图8所示为正在整体加工的大型镁合金结构件。

图8实现整体加工的大型镁合金结构件

针对镁合金电子产品机箱的应用瓶颈，开展了镁合金表面涂覆、微弧氧化、高发射率表面阳极化处理等技术研究，突破了镁合金表面防腐、导电性和高发射率热控要求的综合表面处理技术，实现了镁合金在航天器电子产品机箱中的应用，达到了产品轻量化的目标。

图9所示是镁合金电子产品机箱。

图9镁合金电子产品机箱

镁合金薄板在一些型号的火箭中也得到应用，如先锋火箭（Vanguard）、丘比特火箭（Jupiter）、大力神火箭Ⅰ（TitanⅠ）、北极星火箭（Polaris）、阿特拉斯·阿及纳火箭（AtlasAgena）还有一些镁合金如高强耐热变形镁合金通过等温锻压工艺开发了发动机舱体，通过等温挤压生产导弹弹翼。

3.2镁合金的制造技术

3.2.1航天器电子产品中镁合金的防护处理

镁合金不但质量密度低，而且具有很强的电磁屏蔽和抗辐照的能力，因此，很适合用作航天器电子产品的机箱材料，以替换目前应用广泛的铝合金材料，达到电子产品减重的目的。

对于电子产品的镁合金机箱结构，除了要求对其表面进行耐腐蚀性防护外，还要考虑其导电性，以满足电子产品接地电阻的要求（一般小于10mΩ）；此外须考虑其热传导性和热辐射性，以满足电子产品空间热控性能要求（一般电子产品外表面的半球发射率＞0.85）。

在选择镁合金的表面处理工艺时，防腐蚀性、导电性和热控性能要综合考虑，统筹兼顾。

可以选择的工艺方法如下：

1）利用电镀工艺或离子沉积工艺在镁合金表面先镀一层纯铝膜[2]，满足镁合金的耐腐蚀性和导电性；再对纯铝膜层进行高发射率阳极氧化处理，满足镁合金表面的热控指标要求。

2）利用电镀工艺或离子沉积工艺在镁合金表面镀一层纯铝膜，再在纯铝膜层上喷涂一层环氧树脂基热控涂层，满足镁合金表面的热控要求。

3）利用等离子体微弧阳极氧化技术在镁合金表面先生成一层致密氧化膜，满足镁合金的耐腐蚀性要求；再对镁合金表面膜层进行着色封闭处理，满足镁合金表面的热控指标要求；最后在电子产品机箱上适当位置镶嵌铝合金接地桩，满足电子产品接地电阻要求。

4）先利用等离子体微弧阳极氧化技术在镁合金表面生成致密氧化膜；再在电子产品机箱上适当位置镶嵌铝合金接地桩，满足电子产品接地电阻要求；最后在镁合金膜层上喷涂一层满足热控要求的环氧树脂基热控涂层。

3.2.2镁合金的焊接

由于镁非常活泼，所以镁合金焊接性能比较差。

因此，在航天器结构中应尽量避免镁合金的对焊。

综合考虑各种焊接技术的焊接质量和工程化程度，目前比较适用于航天镁合金产品的焊接方法为搅拌摩擦焊（FSW）和电子束焊（EBW）。

搅拌摩擦焊是一种新型的固相连接工艺，用于镁合金焊接可以获得较好的焊接质量，焊缝抗拉强度可达母材的76%[3]。

另外，搅拌摩擦焊系统利用数控技术易于实现焊接过程的自动控制，可确保焊接质量稳定。

由于搅拌摩擦焊对焊接工装及装配精度要求高，所以不适用于弱刚性复杂结构镁合金零件的焊接。

但这种焊接工艺比较适合于航天器大型镁合金复杂结构件的毛坯料的焊接，如卫星镁合金承力底盘、安装肼瓶用的镁合金支架、镁合金大梁等。

真空电子束焊接方法是在真空环境下完成镁合金的焊接，可以得到优质的焊缝，焊缝强度近似于母材。

高的电子束能量密度可实现较大的深宽比和较窄的焊缝，焊接应力和变形均较小，比较适合于满足航天器高精度、高质量要求的中小尺寸镁合金零部件的焊接。

由于受真空室空间尺寸的限制，真空电子束焊接技术难以用于航天器大型镁合金零部件。

然而，目前比较热门的局部真空电子束焊接技术却可以很好地解决这个问题[17]。

3.2.3镁合金的成型

由于镁合金为致密排布的六方晶体结构，塑性变形能力差，致使其成型困难。

只有很少的镁合金可以在室温下成型，而其余绝大多数镁合金需要在高温下成型。

这是由于室温下镁合金的塑性很差，冷成型容易发生断裂[18]，因此冷成型仅限于中等变形（一般在室温下的冷变形约为10%～20%）。

但有的研究结果表明：

镁合金在一定条件下可具有很高的塑性，甚至出现明显的超塑性。

当晶粒细化到一定程度时，镁合金可获得相对的超塑性[4]。

镁合金超塑热成型方法适合用于航天器产品的成型研制。

需要注意的是镁合金热膨胀系数大，在热成型时必须考虑模具与零件材料之间的热膨胀差异以及热膨胀的补偿。

4结束语

本文对铝合金和镁合金在航天器上的实际应用做了比较详细的介绍。

其中，对于铝合金就其中的铝镁合金进行详细的使用实例与制造技术介绍，对于镁合金则对其进行较广泛的实例介绍与制造技术介绍。

参考文献

[1]陈烈民.航天器结构与机构[M].中国科学技术出版社,2005:

2～3

[2]董彦芝,刘芃,王国栋等.航天器结构用材料应用现状与未来需求[J].航天器环境工程,2010;27

（1）:

41～44

[3]陈烈民,沃西源.航天器结构材料的应用和发展[J].航天返回与遥感,2007;（3）:

58～61

[4]张荣霞,曾元松.铝锂合金的发展、工艺特性及国外应用现状.航空制造技术,2007（增刊）:

438-441.

[5]尹登峰,郑子樵.铝锂合金的研究开发的历史现状．材料导报，2003

（2）：

19-23.

[6]邱惠中.铝锂合金的发展概况及其应用．宇航材料工艺，1993（4）：

38-45.

[7]刘斌，陈铮铮．铝锂合金的发展与应用．现代机械,2001（4）：

7l-75.

[8]潘肃．铝锂合金的发展及其工艺特性．航天工艺,1994（5）：

40-45.

[9]霍红庆，郝维新，耿桂宏，等．航天轻型结构材料-铝锂合金的发展.真空与低温,2005（6）:

63-69.

[10]LyttleMTWeftJA.TheplasticanlsotropyofanAl-Li-Cu-Zralloyextrusioninunidirectionaideformation.MetalMaterTransA,1996,27（11）:

3503-3511．

[11]HuangJC,ArdellAJ.PrecipitationstrengtheningofbinaryAl-Lialloysbyprecipitates．MaterSciEngA,1988,104:

149-156.

[12]马高山.复杂铝锂合金零件热成形技术.北京:

化学工业出版社，2011.

[13]GuptaRK,NayanN,SharmaSC.DevelopmentandcharacterizationofAl-Lialloys.MaterialsScienceandEngineeringA,2006,420:

228-234.

[14]钟利萍.1420Al-Li合金热处理工艺及组织性能的研究[D].长沙:

中南林学院,2003.

[15]JohnW,MarciaD,EricH.Recentadvancesinnear-net-shapefabricationofAl-Lialloy2195forlaunchvehicles,NASAResearchReport,2007.

[16]陈振华,严红革,陈吉华,等.镁合金[M].北京:

化学工业出版社,2004

[17]张彦军,丁成钢,权高峰,等.AZ31镁合金搅拌摩擦焊接头组织和冲击性能分析[J].热加工工艺,2009,38（3）

[18]周全,陈乐平.半固态AZ91D镁合金制备工艺的研究[J].热加工工艺,2009,38

（2）