先进焊接技术在航空航天领域中的应用

Welding Technology for Aviation and Aerospace Industry

航空航天焊接技术

先进焊接技术在航空航天

领域中的应用

Application of Advanced Welding Technology in Aviation

and Aerospace Industry

山东大学材料液固结构演变与加工教育部重点实验室　　李亚江　吴 娜　　　　　　 莫斯科国立鲍曼技术大学材料科学系　　P. U. Puchkov

先进飞机的研制与生产对焊接技术的发展具有强大的推动作用，在解决航空制造技术关键问题时，焊接的优势越来越明显，如减轻结构重量、提高结构性能等，焊接技术已由原来的辅助制造工艺演变成为飞机制造中的关键技术；另一方面，焊接技术自身的发展和完善，也为新型先进飞机的结构设计和制造提供了技术保证。

李亚江

教授，博士生导师，从事先进材料与特种焊接技术研究。主持完成国家自然科学基金和省（部）级科研项目10多项，获教育部自然科学一等奖1项、省科学技术奖4项，获国家发明专利8项，发表论文180多篇。由国家留学基金委公派在莫斯科鲍曼技术大学（BMSTU）从事航空新材料焊接的合作研究。

先进飞机的研制与生产对焊接技术的发展具有强大的推动作用，在解决航空制造技术关键问题时，焊接

的优势越来越明显，如减轻结构重

量、提高结构性能等，焊接技术已由原来的辅助制造工艺演变成为飞机制造中的关键技术；另一方面，焊接技术自身的发展和完善，也为新型先进飞机的结构设计和制造提供了技术保证。

在飞机、发动机的研制和生产中，焊接技术已经成为主导工艺方法之一。它的进步与发展不仅能减轻飞机、发动机的重量，而且还为飞机、发动机结构设计新构思提供技术支持，促进发动机性能的提高和航空航

天业的发展。

航空航天材料的发展

航空航天材料是指用于制造航空航天飞行器的材料，包括机体材料和发动机材料。高性能、多功能、复合化和高环境相容性是未来航空材料的发展趋势。随着科技的发展和对飞机、太空船等使用要求的提高，飞机机体和发动机材料结构经历了4个阶段的发展，正在跨入第五阶段[1]（见表1）。

先进材料在航空航天中的应用带来了加工制造的难题。例如，发动机材料必须满足高强度、无缺陷、耐

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金是该贮箱的首选材料[5]。由于铝锂合金的线膨胀系数约为钢的2倍，凝固时体积收缩率达65%而产生较大应力，在脆性温度区产生裂纹。北京工业大学白韶军、北京航空制造工程研究所王亚军等对电子束焊得到的1420铝锂合金接头显微组织进行了分析[6]。焊接前后采用4种热处理制度：焊前热处理、焊后热处理、焊接前后均未热处理、焊接前后均热处理，接头中存在β相（Mg2Al3）大颗粒和LiMgAl2、ZrAl小颗粒相，热影响区为稳定等轴细晶组织；接头的断口形貌为混合型，即使焊后热处理效果也不明显。

钛合金具有优异的综合性能，如密度小（4.5g/cm3）、比强度和抗裂纹扩展能力好、低温韧性好、抗蚀性能优异等。据统计，钛产量中约80%用于航空和宇航工业，例如美国B-1轰炸机的机体结构材料中，钛合金约占21%，主要用于制造机身、机翼、蒙皮和承力构件。TA15钛合金可用来制造飞机隔框、带筋壁板等受力复杂的重要结构[7]。北京航空材料研究院王利发等[8]采用电子束焊得到TA15对接接头，并对接头进行显微组织、疲劳性和扫描电镜（SEM）分析。TA15电子束焊的焊缝、热影响区显微组织与母材差别明显，但显微硬度差别不大，如图1所示。焊缝为均匀的等轴晶，晶粒尺寸0.2~0.3mm；热影响区宽度约1~2mm，靠近母材区组织为粗大的等轴晶α+片状α混合组织，靠近焊缝区呈现过渡变化特征，出现针状α，为细针状α+粗大等轴α组织。焊缝的抗拉强度高于母材，韧性降低，疲劳性能优于母材和热影响区。

西方发达国家已将Ti17钛合金应用于航空发动机叶轮部件，提高了发动机的效率。试验表明：Ti17合金电子束焊接头的抗拉强度不低于母材，具有较高的冲击韧性，焊缝的缺口敏感系数小于1。焊缝组织与

高温等性能要求，航空发动机的主要材料由钢转变为钛合金、镍基高温合金、钛铝金属间化合物、复合材料等，从而对制造技术的要求就更高了。先进焊接技术除了应用在飞机大件的连接外，已经克服了焊接位置的严格限制，应用于机体、发动机的制造，使得飞机制造有了飞跃发展，显著提高了生产效率、减轻结构重量。

先进焊接技术的应用

飞机制造中采用了各种焊接技术。焊接结构件在喷气发动机零部件总数中所占比例已超过50%，焊接的工作量已占发动机制造总工时的10%左右。在飞机结构中，F-111的机翼支承梁（钢结构）和狂风、F-14的钛合金中央翼翼盒、机翼盒形梁及整体壁板结构等重要的结构上均采用了焊接技术。

电子束焊（EBW）、激光焊（LBW）、搅拌摩擦焊（FSW）是具有代表性的先进焊接技术。例如，F-22后机身前后梁采用了热等静压钛合金铸件的电子束焊接结构。欧洲空中客车A340飞机制造中，铝合金内隔板均采用激光焊接，简化了飞机机身的制造工艺。空客A340第14节机身的铆接和焊接结构对比，在相同刚度条件下，焊接结构使机身质量减轻约20%。1　电子束焊

电子束焊利用加速和聚焦的电子束轰击焊件所产生的热能进行焊

接，可以获得质量高、变形小、深宽比大的焊缝，在机体和航空发动机的制造中得到广泛应用。例如，美国F-22战斗机、欧洲2000型战斗机机体的部分承力结构、欧洲四国合作研制的EJ200发动机第三级风扇钛合金整体叶盘等均采用了电子束焊[2]。

航天材料及工艺研究所刘志华等试验研究了厚度5mm的5A06铝合金局部真空电子束焊，模拟战略导弹燃料贮箱前、后底法兰环缝结构[3]。铝合金电子束焊对束流敏感，尤其对厚度大于3mm的铝合金结构，束流偏小不易焊透、偏大焊缝金属易下塌，试验中采用表面下聚焦，并在焊缝法兰一侧预留单边凸台作为填充金属，可实现良好的焊缝成形；焊接过程中采用较强的聚焦和较窄的焊缝，利于焊缝成形、抑制气孔产生。

航空发动机转子由2个变形铝合金半球组焊而成[4]，该部件对几何形状、表面粗糙度、强度等要求严格，用真空电子束焊可得到满足使用要求的接头。在6kW的真空电子束焊机上施焊，焊缝的熔宽比可达17∶1。

锂是自然界中最轻的金属元素，密度为0.53g/cm3，在铝合金中加入Li元素可在降低密度的同时大幅度提高合金的弹性模量。铝锂合金在美国F-15B、俄罗斯米格-29、苏-27、英国EAP等战机上已试用多年，效益显著。火箭推进剂（液氧-183℃、液氢-252℃）贮箱是一个承压焊接容器，由金属壳体焊接而成，铝锂合

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航空航天焊接技术

400

焊缝

显微硬度HV

350

热影响区

母材

由于设备功率限制，无法得到熔透焊缝，单面焊焊接质量不稳定，采用硬度和抗拉强度，但会使接头疲劳

寿命降低。焊接过程中离焦量对焊缝成形的影响呈抛物线趋势；在离焦量一定的情况下，激光功率和焊接速度存在一定的匹配关系，当离焦量为-4mm，激光功率和焊接速度的比值在38~66J/mm之间时，接头的质量良好。

北京工业大学史耀武等[16]采用激光焊得到1420铝锂合金薄板焊接接头，并对其撕裂韧性做了研究。结果表明：撕裂开始所需的能量高于扩展能量；母材断裂面表现出明显的层状结构，而接头沿晶粒或亚晶粒断裂，母材的撕裂韧性高于焊接接头，这是由于断裂模式由晶内断裂变为沿晶断裂。

美国F-22战机采用TC4钛合金制造飞机大型整体框梁类重要承力构件[17]。北京科技大学黄继华、

北京航空制造工程研究所郭和平等采用激光焊得到TC4钛合金薄板叠接接头。经显微组织和力学分析发现[18]，TC4钛合金组织为等轴的α+β相，β相分布在α晶粒边界，晶粒尺寸约5μm；而焊缝组织为粗大的原

并向焊缝中扩展，焊接应力峰值出现激光焊研究表明[14]，焊接过程中通始β柱状晶，晶粒尺寸0.3~0.8mm；在距离焊缝上表面约1.5mm处。入2路氩气保护熔池和焊缝高温区拉伸试样在热影响区发生破坏，单位

北京航空航天大学张彦华等对的正反面。填丝使接头的硬度略有长度焊缝的最大承载力为458N/mm，发动机涡轮盘材料GH4133A合金降低，但可提高材料对激光的吸收最大剪切强度为732MPa。北京工业进行电子束焊，分析了接头热影响区率，改善焊缝柱状晶生长所产生的界大学李晓延等对TC4钛合金薄板激

[11]

的微裂纹形成原因。结果表明，面形态，减少咬边、焊塌等缺陷。填光焊接头疲劳性能研究表明[19]，高GH4133A合金电子束焊接头存在的丝可提高激光焊接头的拉伸性能，接应力水平时，激光焊接头的疲劳寿命沿晶微裂纹是在焊接熔池形成之前头抗拉强度提高10%、伸长率提高低于母材；低应力水平时，接头的疲由于电子束流热冲击的热-力学效10%~30%，填丝激光焊接头拉伸断劳寿命高于母材；并且采用活性激应引起的，随后的焊接加热促进了微口呈韧性断裂。光焊技术可提高TC4钛合金接头的裂纹的形成，微裂纹导致电子束焊接1420铝锂合金是一种中强度可疲劳寿命。头整体性能下降。焊的铝锂合金，被应用于飞机和宇航BT20钛合金是多元近α钛合

印度卡利卡特理工学院飞行器中。大连交通大学罗宇、北京金，它含铝量高以及多元素化的特征

[12]

JoseMathewa等采用电子束焊研航空制造工程研究所王亚军等[15]针保证了其高强度和热强性能，用于制制壁厚17.5mm的钛合金贮罐，该贮对厚度2.5mm的1420铝锂合金板造飞机蒙皮在-70℃~450℃下持续罐用于人造卫星发射器贮存33MPa材进行了YAG激光焊。接头组织为工作6000h、500℃下持续工作3000h高压氦气。为了保证渗透层厚度，细小的等轴晶，以稳定的δ相为主，的零件及焊接件。北京航空制造工选用材料的厚度为21mm，电子束焊存在少量强化相δ′相，存在接头软程研究所巩水利等采用不填丝CO2后通过机械加工除去多余的3.5mm。化现象。热处理可提高接头的显微激光焊得到厚度2.5mm的BT20

钛

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双面焊可得到满足使用要求的焊接接头。经过检300

测可承受49.5MPa的高压，焊缝的显微硬度比母材高

250

35HV。焊缝抗拉-4-2024

强度、屈服强度、伸距离D/mm

长率分别是母材

图1　TA15电子束焊接头的显微硬度

的97.5%、95.3%、

母材组织基本相同，都是α相上分布79.8%。焊缝凹陷会产生应力集中，着沿晶界及晶内析出的细针状β相，这对承压贮罐的焊接质量不利，可通焊缝区的晶粒度大于母材。过调整工艺参数或盖面焊来改善。

高温合金在先进航空涡轮发动2　激光焊与激光熔覆机上的用量占50%以上，主要用于（1）激光焊。发动机热端部件。高温镍基合金在激光焊具有能量密度高、变形航空发动机的高温高应力部件应用小、焊缝深宽比大等优点，特别是激中占主导地位。意大利帕多瓦大学光焊无需真空室，工艺可达性好，结PaoloFerro等对Inconel706高温合金合机器人和激光视觉传感系统可实进行电子束焊，熔合区和热影响区现三维空间焊接及柔性焊接[2,13]。析出硬化使接头强度相对母材下降用直径1.2mm的ER5356焊丝对厚20%[9-10]。此外，还可能出现热裂纹度1.2mm的5A06铝合金进行填丝

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合金对接接头[20]，焊接过程中用氩气对焊接区及温度高于400℃的区域进行4路保护（轴向、环向、拖罩、背面），离焦量-1mm，焊接热输入应控制在90~120J/mm。

GH140合金在高温下具有高强度、抗氧化、耐燃气腐蚀等优点，用于制造航空航天燃气涡轮发动机、燃烧室等。华中科技大学熊建钢等对GH140高温合金进行CO2激光焊[21]，分析接头的显微组织和显微硬度，焊缝中心组织晶粒细小、均匀，但显微硬度较低且分布不均匀；母材中的链状碳化物长大，分布较密集。GH140高温合金CO2激光焊可获得熔宽比较大、组织细密、热影响区较窄的焊缝，整个接头中没有发现裂纹。

西北工业大学刘金合等对由Inconel625高温合金制作的航空燃气涡轮发动机前后冷气导管进行CO2激光焊[22]。Inconel625高温合

中，TiC颗粒部分溶解，熔覆层组织是在γ-Ni树枝晶和γ-Ni+M23（CB）6共晶的基体上分布着细小的TiC颗粒和TiC树枝晶。激光熔覆层显微机的主要受力零件，如大梁、隔框、蒙皮、翼肋、起落架等。兰州理工大学王希靖等对厚度为5mm的7075铝合金进行搅拌摩擦焊（FSW）试验[25]，接

硬度沿层深方向的分布如图2所示，头焊核区的显微组织为细小的等轴

TiC+Ti激光熔覆层的显微硬度为晶，接头抗拉强度381MPa，是7075500～700HV，质量磨损率约为TC4铝合金母材强度的84.6%；断口形貌合金的30%，TiC+NiCrBSi激光熔覆表现出具有强化相的韧窝特征，断裂层的显微硬度为900~l100HV，质量发生在前进侧的热-机械影响区，磨损率约为TC4合金的10%。该区域是7075铝合金搅拌摩擦焊接

华中科技大学激光技术国家重头的薄弱环节。北京航空制造工程点实验室曾晓雁等对航空发动机叶研究所张健等对7075铝合金搅拌摩片GH4133高温合金进行预置式激擦焊接头在酸性盐雾条件下的腐蚀光熔覆[24]，熔覆金属为StelliteX-40行为进行研究表明[26]：7075铝合金

钴基合金，时效处理（750℃×16h，空FSW接头的腐蚀以晶间腐蚀为主，冷）后热影响区粗

1200

晶区产生再热裂纹。熔覆层厚度

1000

和熔深随激光功

TiC+NiCrBSi

率的增加而增大。

800在时效强化过程

中，热影响区析出

强化晶金激光焊接头的焊缝外观平整、宽度沉淀相γ′600

热应力在粗晶均匀、变形极小，经荧光检查无裂纹；粒，

TiC+Ti

焊缝抗拉强度可达母材的95%以上。区产生应力集中400

引起塑性变形，进（2）激光熔覆。

激光熔覆可实现在材料上覆盖而产生再热裂纹；

200

00.20.40.60.81.01.2

1.41.6高性能覆层（耐磨、耐高温、耐腐蚀时效后强化相有

等）。在航空航天领域，激光熔覆利于提高热影响与表层距离/mm

（如可用于高温合金、钛合金、合金钢零区的显微硬度图2　激光熔覆层显微硬度沿层深方向分布。件的表面局部强化，修复零件磨损图3所示）

600

表面，消除零件铸造缺陷，愈合零件3　搅拌摩擦焊

搅拌摩擦服役产生的早期微裂纹。某飞机的

500

（FSW）是由BT20钛合金防冰壳体内壁与其配件焊

之间发生微振磨损，导致配合密封英国焊接研究所400面发生台阶式磨损沟槽而失效。采（TWI）发明的一时效处理后用钛合金激光熔覆工艺，可使壁厚种新型固相连接300仅2mm的壳体得到无变形修复，焊技术。与熔焊技

激光熔覆层

200搅拌摩擦补区组织均匀细密。天津工业大学术相比，（未时效处理）

孙荣禄等对TC4钛合金激光熔覆焊的焊前及焊后

100

焊接过TiC+Ti及TiC+NiCrBSi涂层组织和处理简单，

在TiC+Ti激光程中不需要焊条、耐磨性进行研究[23]，

熔覆层中，TiC颗粒全部溶解，熔覆焊料等。0.20.40.60.81.01.21.41.6

距熔覆层上表面距离/mm层组织在β-Ti基体上分布着TiC树7075超硬铝

枝晶；在TiC+NiCrBSi激光熔覆层合金用于制造飞图3　时效前后熔覆层及热影响区的显微硬度

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显微硬度HV0.2显微硬度HV

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最后发展为剥落腐蚀。

哈尔滨工业大学吴林、林三宝等采用搅拌摩擦焊对厚度8mm的2014铝合金进行焊接[27]。接头由4部分组成：焊合区和轴肩热影响区发生动态再结晶，形成细小的等轴晶组织；热-机械影响区在搅拌针机械挤压和热循环的双重作用下发生较大程度的变形，热影响区的组织有稍粗化现象。搅拌摩擦接头的力学性能与搅拌头行走速度的关系如图4所示，当搅拌头行走速度为100mm/min时，接头的抗拉强度、抗弯强度达到最大值361MPa、742.8MPa，分别相当于母材的78%和76%；接头的断裂形式为穿晶+沿晶混合型断裂。

哈尔滨工业大学冯吉才等[28-29]

时，抗拉强度达345MPa，接头的断裂形式为韧-脆混合断裂。采用锥形光头搅拌针的接头热影响区组织发生粗化，形成粗大的板条状组织；前与材料的超塑性、焊接参数有关，还

需要改进搅拌头，如表面镀膜等。在垫板靠近焊缝的位置开凹槽，正反面气体保护，可得到焊接质量良好的接头。接头形貌呈典型的碗状结构，沿焊缝中心对称，焊缝前进侧与后退侧的形貌差别很小，这与铝合金搅拌摩擦焊接头的非对称形貌不同。焊核区α相增多，有板状α相出现。TC4钛合金搅拌摩擦焊接头的强度为895MPa，达母材强度的90%以上，但接头伸长率较低。

日本大阪大学K.H.Song等对Inconel625耐热合金进行搅拌摩擦焊[32]，工艺参数为：转速200r/min、焊接速度100mm/min，在真空中进行焊后热处理（700℃×100h）。搅拌区的晶粒尺寸由母材的5~15μm细化到1~3μm，力学性能优于母材，显微硬度提高30%，抗拉强度提高20%。焊后热处理可改善耐热合金搅拌摩擦焊接头的力学性能，使显微硬度和抗拉强度分别提高50%和30%。这是由于热处理后母材晶界出现γ″和M23C6碳化物，搅拌区晶内也出现γ″和M6C，由于焊接过程中的搅拌作用使晶界存在较大的位错密度，晶界出现的碳化物比晶内多。

进侧热-机械影响区发生回复反应，后退侧热-机械影响区发生回复+再结晶；后退侧的软化区宽度及软化程度大于前进侧；接头的抗拉强度为248MPa，断裂模式为解理断裂。

中国科学院金属研究所郝传勇等对厚度2mm的1420铝锂合金进行不同试验参数的搅拌摩擦焊[30]，随着焊接速度的减小或搅拌头转速的增加，接头压力相应减小、热输入降低，才能得到无缺陷的接头。随着搅拌区热输入的增加，再结晶晶粒尺寸增大。搅拌区的硬度高于母材，并

分别采用锥形带螺纹搅拌针、锥形光随热输入的降低而增大。接头的横

可达头搅拌针对厚度5mm的2195铝锂向拉伸强度受热输入影响较小，

断裂发生在搅拌区与合金进行搅拌摩擦焊，对接头显微组母材的86%，

为韧性断裂。织、力学性能及断裂特性进行研究。热-机械影响区之间，

冷弯曲角度可超2种焊接接头焊合区组织发生动态热输入超过一定值，

再结晶形成细小的等轴晶，在晶界过180°。

钛合金是化学性质活泼的金属，处析出大量的偏析相。采用螺纹搅

氮、氢等气体具有极拌针的接头热影响区组织发生回复在高温下对氧、

焊接过称中这种亲和力和粗化，形成粗大的棒状回复晶粒。大的亲和力，

热-机械影响区组织发生弯曲变形随着温度的升高更为强烈。钛合金

裂纹、晶粒粗和恢复，前进侧变形大于后退侧，但焊接易产生接头脆化、

后退侧回复晶粒数量大于前进侧；大等缺陷。北京航空制造工程研究接头发生软化，前进侧的软化区宽度所栾国红等对钛合金搅拌摩擦焊进大于后退侧。焊接速度v=40mm/min行了试验研究[31]，材料为厚度2.5mm

的TC4钛合金板材。搅拌头750

为钨-铼合金，700

采用同心环状650抗弯强度

轴肩+三面锥600

550形搅拌针结构，500以减小塑性流450抗拉强度变在焊接过程400

中的过渡抗力。

350

焊接过程中搅

300

拌头被钛合金

250

材料粘着和填[**************]

充，焊缝中易出搅拌头行走速度/（mm·min-1）

现孔洞缺陷，这图4　接头力学性能与搅拌头行走速度的关系

结束语

随着飞机和航空发动机对减重、

提高性能的需要，先进焊接技术对促进航空航天制造技术的发展起着越来越重要的作用。我国先进焊接技术与西方发达国家相比仍有一定差距，有很多技术难题需要攻克。今后我国航空航天焊接应加速新材料先进焊接技术的应用研究。可以预见，我国航空航天焊接/连接技术在需求牵引和技术推动的相互作用下，一定会取得快速进步。

本文有参考文献32篇，因篇幅所限，未能一一列出，读者如有需要，请向本刊编辑部索取。（责编　小颖）

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抗弯和抗拉强度/MPa

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