航空材料论文

篇一：航空航天特殊材料加工技术论文

航空航天特殊材料加工技术

------激光加工

摘要：报道近年来在先进金属材料快速凝固激光表面改性、金属间化合物高温耐磨耐蚀涂层新材料快速凝固激光熔覆制备技术、钛合金及高温合金等高性能金属零件快速凝固激光成形技术等领域的研究进展，主要内容包括：钛合金激光表面合金化及激光熔覆表面改性、激光熔覆高温耐磨耐蚀多功能金属间化合物涂层、小面相非平衡凝固液固界面结构及生长机制、钛合金及高温合金高性能零部件激光快速成形、难熔高活性金属材料及定向生长柱状晶钛合金激光约束熔铸成形技术。

关键词：激光加工；激光打孔；飞秒激光

一、激光加工

激光加工是将激光束照射到加工物体的表面，用以除去或熔化材料一起改变物体表面性能。激光对物体的加工不同于其他方法的最显著的地方，就是它可以把光的能量通过聚焦集中在很小的面积上，使被照射物体瞬间接受极高的激光功率密度辐射，从而达到加工的目的。激光加工的应用范围很广，包括打孔、切割、焊接及表面处理等。加工时，若激光的功率密度为103～104W/cm2只能使材料加热，而不能熔化和气化；功率密度提高到105～106W/cm2时，材料开始熔化；若提高到106～107W/cm2以上时，材料则开始蒸发。激光辐射在被加工材料上所起的作用不仅与辐射的功率密度大小有关，还与辐射延续的时间有关，调节这两个参数，便可以得到不同的

1

工艺规范，进行不同的加工。

二、激光打孔

激光打孔是激光加工的主要应用领域之一。采用激光可以打小至几微米的微孔和各种异形孔。目前激光打孔技术已广泛用于火箭发动机和柴油机的燃料喷嘴、宝石轴承、金刚石拉丝模、化纤喷丝头等微小孔的加工中。激光打孔在高峰值功率的脉冲激光作用下可在极短时间内完成(如厚10 mm氧化铝的打孔过程可在0．06 s内完成)，穿孔瞬间孔内材料迅速熔化，可认为厚度方向的温度近似均匀，因此将打孔程简化为二维平面模型。不同的加工方式要求不同，对激光束的聚焦采取的方式也不一样。为了改善现有激光加工设备单一的加工功能，有效利用激光器，提高生产效率，对激光光束变换技术的研究尤其重要。目

前对光束变换已有多种实现方法，旋转棱镜由于其结构简单，并可在一定范围内产生近似的无衍射光束而备受关注。利用旋转棱镜光学系统可以实现多种形式的光束传输变换，例如，将实心横截面光束变换为环状光束、平面或径向细环聚焦光束，或者作相反的变换，或者将高斯光束变换成无衍射光束等。其优越的光束和能量变换特性使它在激光打孔、圆柱形工件热处理、焊接、切片、高精度准直技术等激光加工应用领域都具有非常诱人的价值。

下面以对陶瓷材料的打孔加工为例。陶瓷材料的低导热性以及激光打孔时间的短暂性，打孑L完成后在孔径周围一个有限区域内材料温度升高，而这个区域以外仍为室温。该假设对长波长高峰值脉冲输出激光快速打孔各种材料均适用。对于不同的材料和不同的工艺参数，由于材料的导热性以及激光输入能量的不同，会在热影响区域大小以及热影响区内温度上存在一些差异，但总体趋势一致。考虑TEM光斑的轴对称性，对于导热性各向同性的陶瓷来说，其热影响区也应该是轴对称的，孔径和热影响区的示意图如图l所示。

由上述分析确定边界条件

2

T(b)=Tmc T(d)=0

式中6为打孔半径，由于孔径边缘材料虽有熔化但由于喷嘴气流等关系不能完全吹除(将形成重凝层)，因此孔径边缘的温度应略高于材料熔点T。，设为T。。；d为描述热影响区的半径热影响区边缘为室温(即背景温度设为0)；最后一个条件表示在热影响区边缘的温度变化趋势不应该足突变的，即它的一阶偏导数应该存在并且连续，由于热影响区以外的温度为一定值，其偏导数为0，所以在热影响区边缘的偏导数也为0。图1激光打孔二维模型示意网

轴对称温度场的温度分布只和半径r有关，采用多项式拟合不稳定温度场

将(1)式代入(2)式中，解出(2)式中的

三个常数，得到温度分布

由于材料的温度分布具有轴对称性且沿z轴方向无变化，采用柱坐标系r，θ，z描述时，所有物理量仅足坐标r的函数，因此热应力问题可以简化为平面轴对称热弹性问题，其应力场满

足

对应的应力趋势图如图2所示(为了简

化计算，设

来观察应力趋势)

。

式中分别为径向和切向的正应

力，a为线膨胀系数，E为拉压弹性模量，肛为泊松比，T(r)为热影响区内的温度分布，D。和D。为两个由边界条件确定的常数。由于孔边缘处是径向自由的，径向的应力为0；热影响区边缘处温度为0，认为此处材料为刚性，因此相应的切向应力亦为0，故设边界条件为

来观察应力趋势。)

将边界条件(5)和温度函数(3)代入到应力场分布(4)

，解得径向应力和切向应力

的解析解

随着孔径边缘温度的提高，切向和径向的拉应力都有显著提高，将增加裂纹产生的可能。因此要尽量降低孔径边缘温度接近熔化温度以减少材料中的拉应力，抑制裂纹的产生。孔径大小b和热影响区大小d对应力分布的影 响如图4所示。当热影响区的大小减少时，两个方向的应力都有变小的趋势

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分别讨论式(6)中与激光加工参数有关的三个

系数，即孔径边缘温度Tmc，孔半径b热影响区半径d 。

Tmc对热应力的影响，如图3所示(为了

简化计算，设

(如图4(a)，(b)，(c)所示)；从图4(d)和(e)中可以看到，增大孔径也可以降低两个方向的拉应力；特别地，当热影响区的大小(d一6)不变，仅是增大孔径时也可以有效地降低打孔的拉应力(如图4(f)和(g)所示)。由(3)式可知在这种情况下温度场分布只是存在平移并不发生变化，即只要将温度场分布向外平移就可以降低热应力。因此减少热影响区大小、增大打孔孔径或向外平移温度分布都可以抑制裂纹的产生。切割的热应力分析由于切缝的存在而变得复杂，对于这种非轴对称的温度应力场的计算一般很难得到解析解，因此需要将切割过程的温度场以及应力分布在近似范围内进行合理简化。切割过程图3温度对径向应力(a)和切向应力(b)的影响中，冷却气体对切缝的强冷却效果会导致切缝边缘具有温度较低的重凝层，因此可以将不在光斑覆盖范围内的切缝边缘看成是刚性的且一般切缝宽度很窄(o．1mm左右)，又因为激光切割陶瓷一般采用脉冲方式，因此可以将脉冲激光切割近似为一系列打孔过程。上述打孔热应力分析即可适用于脉冲激光切割，不同之处在于脉冲激光切割过程中脉冲间隔很近，会有热积累效应，即前一个脉冲作用的温度场会与

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后一个脉冲作用的温度场相叠加，导

致加工处温度不断升高。

从图3中可知温度的升高会导致两个方向拉应力的显著提高，而增加裂纹的产生。因此对脉冲切割的参数优化强度要高于打孔的参数优化，但基本思想还是：降低切缝边缘温度、减少热影响区以及增大切缝宽度。

激光打孔应采用发散角小的激光束，经短焦聚焦后，在焦面上获得很小的光斑及很高的功率密度，可提高对工件的穿透力，打出的孔不仅深，而且锥度小。激光焦点的位置应在工件的表面上或稍低于工件表面。焦点位置过低，则工件表面光斑面积增大，使孔呈锥形；位置过高，则激光经过焦

点后的散射增大，反而不利于孔的加工。激光束的光强若以焦点为中心对称分布，则打出的孔呈圆形；若激光工作物质的质量和光泵照射不均匀，则激光聚焦后光斑内光强分布不对称，加工出的孔就不圆；如果在焦点附近有两个光斑，则打出的孔将发生畸变。

激光打孔的优点很多，不仅效率很高，几乎适用于所有的材料，而且不存在工具磨损及及更换等问题，还可以打斜孔等。激光打孔的范围可从10-2mm量级到任意大孔。激光打孔可以在大气或特殊成分气体中进行，利用这一特点可向被加工表面渗入某种强化元素，在打孔的同时实现对成孔表面的激光强化。

三、激光技术的发展

近年来激光技术飞速发展，涌现出可与机器入柔性耦合的光纤传输的高功率工业型激光器。先进制造领域在智能化、自动化和信息化技术方面的不断进步促进了机器人技术与激光技术的结合，特别是汽车产业的发展需求，带动了激光加工机器人产业的形成与发展。从20世纪90年代开始，德国、美国、日本等发达国家投入大量人力

物力进行研发激光加工机器人。进入2000年，德国KUKA，瑞士的ABB，日本FANUC等机器人公司均研制激光焊接机器人和激光切割机器人的系列产品。目前在国内外汽车产业中，激光焊接机器人和激光切割机器入已成为最先进的制造技术，获得了广泛应用。德国大众汽车、美国通用汽车、日本丰田汽车等汽车装配生产线上，已大量采用激光焊接机器人代替传统的电阻点焊设备，不仅提高了产品质量和档次，而且减轻了汽车车身重量，节约了大量材料，使企业获得很高的经济效益，提高了企业市场竞争能力。在中国，一汽大众、上海大众汽车公司也引进了激光机器人焊接生产线。目前有沈阳新松机器人公司涉足激光切割和焊接机器人制造领域。随着激光直接制造和再制造技术的发展，面对航空航天、冶金、汽车等行业快速原形和快速制造的需求，从2002年起，国际上开始研发激光熔覆机器人。激光熔敷技术诞生以来，作为一种修复技术已得到许多重要应用。如英国P.R航空发动机公司将它用于涡轮发动机叶片的修复，美国海军试验室用于修复舰船螺旋桨叶。国内对此项技术应用也在近年来取得很大进展。天津工业大学已将此技术用于冶金轧辊，拉

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篇二：毕业论文 航空发动机材料和热效分析

毕业论文

航空发动机材料和热效分析

摘要：众所周知，早先的飞机是木质结构，最快时速不过几十公里，只是在生产出了密度小且具有一定强度的铝及铝合金后，飞机的时速才得以提高到几百公里。为了提高飞机性能，航空发动机的功率不断增加，随之发动机的工作温度也不断增加。然而工作温度并不是可以无限制的增加，它受到燃烧室（更确切应该是火焰筒的材料的高温性能所限制），因而航空发动机设计者们开始考虑高推重比的航空发动机，近年来随着燃油的价格攀升，降低燃油消耗率的呼声也越来越大。因而发展高推重比的航空发动势在必行。本论文主要研究航空发动机材料及进行热效分析，运用热力学，理论力学，材料力学等理论，从宏观，微观入手，分析比较实验数据，得如下结论：GH150对材料的推重比提高最大;提高航空发动机燃烧室的温度可以有效的提高航空发动机的效率;温度与密度的比值较高的材料的性能可以有效的提高发动机的热效率;对烧室的温度的研究和在材料的选用中应主要考虑火焰筒导流罩的区域及其后的第一段气膜段;效率由燃烧效率、卡洛循环效率、能量损失效率三个因素共同决定，在另两个因素不变的情况提高任意一个因素热效就相应的提高。 关键字：航空发动机 材料性能 热效分析 推重比 蠕变 持久性能 涡轮风扇 燃烧效率 火焰筒壁温 燃烧室

Aero-engine materials and thermal efficiency analysis Abstract：We all know, the earlier planes are wooden structures, the fastest speed of several tens of kilometers, but only in the production of a certain density and strength of aluminum and aluminum alloy, the aircraft was able to increase the speed to several hundred kilometers.To improve the performance of the aircraft, aircraft engine power increase, followed by the engine operating temperature also increases.However, temperature increase is not unlimited, it is subject to the combustion chamber (flame tube should be more precisely the material properties of the high temperature limit), so aero-engine designers began to consider the high thrust-weight ratio of aircraft engines, in recent years as Rising fuel prices and reduce fuel consumption rate of the voice is also growing.Thus the development of high thrust-weight ratio of air to launch imperative. In this thesis, aircraft engine materials and thermal efficiency analysis, the use of thermodynamics, theoretical mechanics, material mechanics theory, from the macro, micro, analyzing comparative experimental data, have the following conclusions:GH150 thrust-weight ratio of materials to improve the maximum; improve aircraft engine combustion chamber temperature can effectively improve the efficiency of aviation engines; temperature and density, the higher the ratio of material properties can effectively improve the thermal efficiency of the engine;The temperature of the burning chamber studies and in the materials used in fire extinguishers should be the main consideration dome region and the subsequent first film segment; efficiency of the combustion

efficiency, Carlo cycle efficiency, the efficiency of the energy loss of three factors Decided to remain unchanged in the other two factors to improve the situation for any one of the factors corresponding increase thermal efficiency.

Keyword：Aircraft engineMaterial

ratioCreepLasting PropertiesAnalysis of thermal efficiencyThrust-weight performanceTurbofanCombustion

efficiencyFlame tube wall temperatureCombustion chamber

1 引言 .............................................................. 4

1.1 概述 ......................................................... 4

1.3 本文要解决的问题 ............................................. 6

2 航空发动机原理简介 ................................................ 6

2.1 航空发动机分类 ............................................... 6

2.2 涡轮风扇发动机原理 ........................................... 8

2.2.1 涡轮风扇发动机分类 ..................................... 8

2.2.2 涡扇发动机理论和特点 ................................... 9

3 航空发动机的热效分析 .............................................. 9

3.1 燃料的燃烧效率 .............................................. 10

3.1.1 燃烧反应速率 .......................................... 10

3.1.2 燃烧效率的计算 ......................................... 11

3.2 温度与平均动能的关系 ........................................ 13

3.2.1 微观角度分析 .......................................... 13

3.2.2 宏观角度分析 .......................................... 14

3.3 热机效率计算过程 ............................................ 14

4 火焰筒性能分析 ................................................... 18

4.1火焰筒壁温的轴向分布 ......................................... 19

4.2火焰筒壁温的径向分布 ......................................... 19

5 常用的发动机燃烧室的材料的性能 ................................... 20

5.1 GH3044的性能. ............................................... 20

5.1.2 锻件的高温持久性能 .................................... 20

5.1.3 材料的高温拉伸性能 .................................... 20

5.2 Ti-Al-Sn-Zr-Mo-Ta-Si-C的性能 ............................... 21

5.2.1 拉伸性能 .............................................. 21

5.2.2 热稳定性 .............................................. 21

5.2.3蠕变和持久性能 .......................................... 22

5.3 BT25y ....................................................... 23

5.3.1 材料在不同温度条件下的力学性能 ........................ 23

5.3.2材料高温下的拉伸性能 .................................... 24

5.3.3高温蠕变性能 ............................................ 25

5.4 GH150 ....................................................... 25

5.4.1合金不同温度的拉伸性能 .................................. 26

5.4.2 材料的持久性能 ........................................ 27

5.4.3 蠕变性能 .............................................. 27

5.4.4 疲劳性能 .............................................. 28

6 材料使用温度对航空发动机燃烧室的热效的影响 ....................... 30

6.1GH3044效率计算 ............................................ 30

7 推重比计算 ....................................................... 31

8 结论 ............................................................. 35

参考文献 ............................................................ 36

致谢 ................................................................ 40

1 引言

1.1概述

众所周知，早先的飞机是木质结构，最快时速不过几十公里，只是在生产出了密度小且具有一定强度的铝及铝合金后，飞机的时速才得以提高到几百公里。为了提高飞机性能，航空发动机的功率不断增加，随之发动机的工作温度也不断增加。然而工作温度并不是可以无限制的增加，它受到燃烧室（更确切应该是火焰筒的材料的高温性能所限制），因而航空发动机设计者们开始考虑高推重比的航空发动机，近年来随着燃油的价格攀升，降低燃油消耗率的呼声也越来越大。因而发展高推重比的航空发动势在必行。

航空发动机，为航空器提供飞行所需动力的发动机。航空发动机的特点是体积小,功率大,各部件的工作条件严酷，特别是转动件在不同的温度、载荷、环境介质（空气，燃气）下工作，大多须用比强度高、耐热性好和抗腐蚀能力强的材料制造。航空发动机的使用期限不尽相同,军用飞机发动机一般为100～1000小时；民用机发动机甚至要求1万小时以上,所用材料的组织和性能须保持长时间稳定。航空发动机早期采用铝合金、镁合金、高强度钢和不锈钢等制造；后期为适应增加发动机推力、提高飞机飞行速度的需要，钛合金、高温合金和复合材料相继得到应用。

用铸铝合金、合金钢制造的活塞式航空发动机，在1903年装备了第一架螺旋桨式飞机。40年代到50年代初有了高温合金，涡轮喷气发动机才得以研制成功，使飞机的飞行速度超过了音速。60年代由于铸造高温合金和钛合金的应用和发展，涡轮风扇发动机得以研制成功。70年代定向凝固高温合金空心涡轮叶片、粉末高温合金涡轮盘和新的钛合金的出现，使涡轮进口温度提高到1370°C，使涡轮扇发动机的推重比达到8以上。

1.2国内外研究现状

目前美国新装备部队的F-22飞机上的航空发动机的推重比已经达到1.27，我国最新研制的新型WS-13目前还仅有0.97。可以看出我国目前发动机的研制水平和世界航空强国还存在很大的差距。这主要表现在耐高温材料方面，但我国一直没

篇三：航空材料学报论文模版

第××卷 第××期 航 空 材 料 学 报

Vol.××，No.××

中文标题（简洁准确）

作者名1，作 者2，作者名3（不同单位用上标1，2，3区分）

1 单位全名 部门（系）全名，省 市（或直辖市，省会城市省略所在省） 邮政编码； 2 单位全名 部门（系）全名，省 市（或直辖市，省会城市省略所在省） 邮政编码； 3 单位全名 部门（系）全名，省 市（或直辖市，省会城市省略所在省） 邮政编码）

摘要：中文摘要，内容约250字，包括研究目的、方法及研究结果，不应包括研究背景信息或评论性文字。 关键词：中文关键词；分号间隔；选取4~6个；中英文对应 DOI：10.11868/j.issn.1005-5053.2014.3.002

中图分类号：Times new roman文献标识码：A文章编号：1001-4381（20××）××-××××-××

引言，不编排节号，主要包括研究背景、目的，研究进展和本工作研究内容。注意所引用文献的时效性，不应包含本文结果和结论中的内容，最好不要插图和列表，应对本研究领域的最新研究成果进行引用描述，说明本文研究的必要性。综述性论文应明确文章总体布局思路。

1 实验材料及方法

实验材料要给出牌号、化学成分，溶液要给出浓度，测试和表征设备给出型号即可。

2 结果与分析

2.1 2级标题

点击输入内容。图表须具有自明性，且图题、表头须中英文对照，图表中内容使用英文表达。

文中插入JPG格式图片文件，图片尺寸（高?宽）在45mm?70mm为宜，原始照片必须清晰，分辨率至少为600dpi，层次分明。

图1为最终效果，如不能达到相应效果（外发光），建议尽量采用图2形式，即：照片中的文字说明、分图号及标尺用word中文本框添加，不可使用Photoshop合并图层！

图1 K4648合金固溶热处理后组织 （a）板条状M6C相；（b）M23C6相

Fig.1 Microstructures of K4648 alloy after solid solution treatment

（a）the dissolution of plate-like M6C phase;（b）the precipitated phase of M23C6

2 航 空 材 料 学 报 第XX卷

(a)

(b)

图2 K4648合金固溶热处理后组织 （a）板条状M6C相；（b）M23C6相

Fig.1 Microstructures of K4648 alloy after solid solution treatment

（a）the dissolution of plate-like M6C phase;（b）the precipitated phase of M23C6

2.1.1 3级标题内容（全文统一到3级标题）

内容文字，表格使用三线表，如需要，可加横辅线，以英文表述。

表1 试样在2.5%HCl水溶液中的腐蚀电流密度和自腐蚀电位

Table 1 The corrosion current density and corrosion potential of the sample in 2.5% HCl aqueous solution

Sample B C

Icorr /（A·cm-2） 4.527×10-5 1.175×10-3

Ecorr/V ―0.780

―0.788

插图应提供矢量图，四边封闭，刻度线朝内；有分图时，分图题也须中英文对照。

正文流程图用visio，曲线图用Origin绘图，保证文中插入的图可双击打开并编辑，图中标注均采用英文标注，Arial字体，坐标轴的长×宽=5cm×3.8cm，如图3所示。

Thickness of TGO/?m

Time / h

图3 涂层TGO厚度随氧化时间变化曲线

Fig.3 TGO thickness of coatings as a function of oxidation time

3 结论（综述性文章建议为“结束语”）

（1）结论依次列出。

（2）包括重要结果具体数据。 （3）文字简练，明确。

第xx期 文章题目 参考文献

3

[1] KATSICHA C, BADISCHA E, MANISH R, et al. Erosive wear of hardfaced Fe-Cr-C alloys at elevated temperature[J]. Wear, 2009,

267(6):1856-1864.

[2] 建议参考文献数量不少于15个，综述类文章不少于50个，中文期刊参考文献须中英文对照. [3] 具体参考文献格式要求见《参考文献著录要求》.

Your Paper’s Title（英文标题，实词首字母大写，Times New Roman，四号）

ZUO Zhe-ming1，ZUO Zhe2，ZUO Zhe-ming3

（1 Full Address of First Author Corresponding to the Above Address；2 Full Address of Second Author

Corresponding to the Above Address；3 List All Distinct Address in the Same Way）

Abstract：英文摘要，150-200 words，Times new roman字体，按照研究目的-方法（过去时态）-结果（现在时态）顺序，英文摘要与中文摘要的内容与顺序应基本一致）

Key words：list the keywords；covered in your paper；与中文关键词一一对应

收稿日期：20XX-XX-XX；修订日期：20XX-XX-XX 基金项目：××××基金项目（编号）

通讯作者：姓名（出生年—），性别，职称，学历，主要从事的研究方向，联系地址：××××（邮编），E-mail: ××××

《航空材料论文》出自：百味书屋
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