《多层航空航天材料系统的激光打孔.pdf》由会员分享，可在线阅读，更多相关《多层航空航天材料系统的激光打孔.pdf（6页珍藏版）》请在taowenge.com淘文阁网|工程机械CAD图纸|机械工程制图|CAD装配图下载|SolidWorks_CaTia_CAD_UG_PROE_设计图分享下载上搜索。
1、工工艺艺与与材材料料图 1（a）撞击打孔工艺，（D）套孔工艺的示意图、多层航空航天材料系统的激光打孔 摘 要 由于喷气发动机效率不断提高，使喷气发动机零件暴露到燃烧和排气的高温环境中。空气等离子体喷射绝热涂层（TBCS）使喷气发动机零件不直接暴露到侵蚀性温度中。TBC 由中间粘接层被固定到超耐热合金基材上，从而形成多层材料系统。研究一种适用于航空航天工业的激光打孔技术，可在多层材料系统中打出冷却孔。这些冷却孔要求符合原发动机制造厂（OEM）规定的标准，用 Nd：YAG 激光器来研究在超耐热合金材料上影响打孔的加工参数。本文报道了就有关激光撞击打孔对材料界面、连接强度和单一显微组织如再熔化层和显
2、微裂纹的负影响的研究。主题词 激光器 撞击打击孔 脉冲能量 脉冲波形 显微裂纹 再熔化层 分层前 言激光打孔，在飞机机翼和飞机发动机零件的结构上打出数千个具有小间距的孔，在经济上已成为可接收的工艺。现代激光打孔技术的特殊应用是在飞机发动机热端零件，如燃烧室、喷管导向叶片和涡轮叶片上打冷却孔。激光打孔是非接触式的光学加工工艺。Yeo 认为激光打孔是一种热加工工艺，在此，高强度激光束集中成足够高的能量点，为的是在其路径上蒸发几乎任何物质。目前有两种打孔方式，激光套孔和激光撞击打孔。套孔包括沿着形成孔的周线切削，而激光撞击打孔直接通过工件材料撞击，与激光和工件运动无关，如图 1 所示。激光撞击打孔工
3、艺固有的优点是加工时间从套孔的 4S 10S 减少到1S。考虑到现代航空发动机有100 000个冷却孔，对制造厂来说，激光撞击打孔减少了加工时间并提高了经济效益。撞击打孔和套孔技术如图1 所示。在航空发动机零件上激光打孔必须遵守确定它们适合于实际使用中的严格的质量标准。对航空航天零件上撞击打孔进行了许多可行性研究。对撞击打孔工艺的研究主要与孔的几何形状和冶金质量有关。激光打孔工艺的一些负影响包括显微裂纹、剩余的再熔化材料和打孔的斜度。对航空航天和其它材料进行许多参数研究，以评价各种激光参数和孔质量特征之间的关系。French 等人已使用高速镀膜和析因实验设计，来研究未涂覆的航天合金的撞击打孔。
4、Kamuiu 和 Bgroi 也使用统计设计65飞航导弹 2004 年第 3 期图 2 被研究的激光打孔工艺参数表 1 JK704 激光器系统技术条件激光器技术条件JK704模式最大功率/kW平均功率/W脉冲持续时间/ms重复率/Hz脉冲能量/J使用的焦距/mmLD2（打孔）202300.3 55 1500.3 50120和分析方法，来研究主要参数对 3mm 厚的镍基超耐热合金材料撞击打孔的影响。在 Yilbos 和 Tam等人的文章中详述了类似的研究。Corocoran 等人使用 Nd：YAG JK704 和 Nd：YAGSD/C150 激光器对涂覆的航空航天材料的激光撞击打孔进行了研究，使
5、用热涂覆的耐高温腐蚀的镍基合金 X 和钴铬钨合金 188 试样（2mm 厚）进行了研究，使用试验统计设计，就激光参数对撞击打孔的冶金质量的影响进行了研究，研究结果表明，高能量脉冲使再熔化层和整块基底中的显微裂纹最少。发现低能脉冲使用固有的再熔化的物质减至最少，还认为，氧气与氩气和压缩空气比较时也是最适合的辅助气体。对使用绝热涂层的 ROnO80 基底进行了进一步的研究。绝热涂层用氧化钇稳定氧化锆涂层，并用等离子体喷射 MCrA1Y 粘结涂层与基底材料粘接。试样的总厚度约为 36mm。由于工艺变化，涂层厚度可能产生偏差。集中分析三个方面的冶金输出响应 再熔化层厚度、显微裂纹和绝热层分层。2 试验
6、2.1 试验目的试验目的旨在鉴定对激光打孔的冶金质量有最大影响的参数，及优化工艺过程。用许多工艺参数进行激光打孔。图 2 示出了至今研究的参数。许多研究都集中在改变激光打孔工艺参数的影响，也应注意引起材料性能变化的影响。在此试验中，改变 ROnO80 试样上的 TBC 涂覆密度及其对TBC 分层的影响。2.2 试验方法2.2.1 激光器系统对装有 120mm 焦距透镜头（如表 1 所示）的JK704 Nd：YAG 激光器系统进行了试验。使用氧气辅助，以前认为它最适合于这项工艺。2.2.2 试验设计图 2 概括了试验中研究的参数，通常使用一次打孔方法进行打孔试验；因此，除改变一个参数以外，这种方
7、法保证所有其它参数仍然保持不变。因为未考虑相互作用，所以这种方法能够产生使人误解的结果。因此，决定使用 Taguchi 法，这种方法在许多指标中考虑了许多参数。如果考虑了所有的参数结合，设计正交阵列要求的试验次数从 108 次减少到8 次。试验是以 18 行正交阵列为基础，以研究各个参数的影响并在表 2 中示出有关指标。阵列的正交性意味着可以估计各因素的均衡影响，而不必担忧其它因素的影响可能干扰。在表 2 中第 2 行所示脉冲波形的特征，如图 3 所示。2.2.3 方法试验阵列中的每一次试验，进行重复两次试验，为的是使试验误差最小。使用轮廓曲线仪记录激光打孔的平均直径。距孔圆周约有 1mm 切
8、开试样，使用足够的冷却润滑剂，以使切口界面的负热影响最小。采用冷装配技术，以消除由热装配导致的应力和温度而且引起的误差。使用较粗砂纸打磨试样，直到达到孔的合适的横截面为止。逐步细磨，抛光和侵蚀完成试样制备。3 结果3.1 ROnO80 试验记录的输出响应是：平均直径；再熔化层厚度；显微裂纹深度；TBC（裂开）的分层。图4示出Taguchi法分析对输出响应的再熔化75飞航导弹 2004 年第 3 期图 3 所研究的脉冲波形（高度%是一个 JK704 的可调节函数，可调节用于激发灯泡的电流%，高度%与脉冲持续时间配合确定激光脉冲能量）层厚度和显微裂纹进行 1 18 次试验的直接结果，可与表 3 孔
9、标准比较，该表详述了原发动机制造厂（OEM）的导向器叶片翼形孔的标准。表 2 使用 SD/Cl50 研究的参数及有关的指标激光参数指标 1指标 2指标 3脉冲能量/J脉冲波形脉冲持续时间/ms辅助气体压力/MpaTBC 密度9斜波1.22.4低15高频率.84.8中等斜波2.4高 脉冲波形如图 3 所示表 3 OEM 导向器叶片孔标准OEM 导向器叶片孔的质量要求再熔化层厚度基底材料和再熔化层中的显微裂纹0.279mm0.203mm3.2 S/N（信号/噪声）比使用图 4 中获得的结果，对每个参数量级，使用方程式（1）计算较低的是较好的 S/N 比。这些结果转变成 S/N（信号/噪声）比有助于
10、确定最优运行条件，也会导致由可控和不可控因素产生的最小改变。S()N B=-1010g1n!n y2()i（1）当优化试图使输出响应最小时，使用方程式（1）。3.3 参数影响图表平均所得参数量级中的每一个 S/N 比，特殊参数影响图，如图 5 所示。参数影响图使我们直观评价给定的参数从一个量级改变成另一个量级的输出响应。在给定量级下，特殊参数的直方图（例如，较大的 S/N 比）越高，在这个量级下参数的输出响应越低。在 S/N 分析时，最好是用影响 S/N 最高值的因素量级。因此，使用图 5 的结果，可以选择最优化参数，以使 TBC 分层、再熔化层厚度和再熔化层的和整块基底的显微裂纹最小。表 4
11、 示出了导出的最佳参数。3.4 相互影响当一个因素的量级影响另一个因素的效力时，就说这两个因素是相互影响的。Tam 等人确定在未涂覆 IIO0IG1 718 合金上激光打孔时脉冲能量与脉冲持续时间之间的相互影响显著。在这次试验中，在研究的参数之间进行相同的互相影响分析。图 7表明在显微裂纹输出脉冲能量和脉冲持续时间之间发生的相互影响程度。如果图 6 中参数之间没有相互影响，那么上面的线将是平行的。在这种情况下，可以看到，脉冲能量和脉冲持续时间之间发生一些相互影响。那么调整一个参数的量级将影响另一个参数，因此，S/N 比仍然由高能量短脉冲持续时间相互结合提供。3.5 显微图图 5 允许确定对给定
12、输出响应中的每次响应有最重要影响的参数，并导出最佳条件，如表4 所示。为确定试验的有效性，把推导的一些最佳参数用于显微裂纹，进行验证试验。在这些参数下打孔的试样具有很小的显微裂纹。图 7 中的显微照片说明了所得到的最佳结果的例子。图 7 中示出孔的表面幅度和再熔化层厚度遵守喷气发动机中打许多冷却孔的 OEM 标准，如表 5所示。85飞航导弹 2004 年第 3 期表 4 对 Rene80 激光打孔获得的最佳参数最佳工艺参数最佳输出响应分层再熔化层厚度显微裂纹能量/J气体压力/Mpa脉冲波形TBC 密度脉冲持续时间/ms94.8斜波高l.294.8高频l.2l54.8高频l.2 改变 TBC 密
13、度似乎是对显微裂纹或是再熔化的量级有很小的影响，因此似乎影响分层的程度图 4 l l8 次（RGnG80）试验获得的结果直接比较图 5 RGnG80 试验-参数影响图表4 结论由试验获得的结果，得出以下结论。l）脉冲能量 高的脉冲能量在激光撞击打孔中减少显微裂纹量。低的脉冲能量减少残留在激光打孔侧面上粘结的再熔化材料量，它会使这些输出响应最少的地方出现差别。已发现相互影响发生在脉冲能量和脉冲持续时间之间。2）脉冲持续时间改 变TBC密度对显微裂纹或再熔化层程度似95飞航导弹 2004 年第 3 期图 6 脉冲能量/脉冲持续时间相互影响图 显微裂纹图7 在最佳显微裂纹参数下打孔后获得的横截面的显
14、微图表 5 有关图 7（a）（c）的参数图 7（a）图 7（b）图 7（c）TBC 密度能量/J气体压力/MPa脉冲波形脉冲持续时间/ms试样厚度/mm高154.8高频1.23.6中154.8高频1.23.6低154.8高频1.23.6乎有很好小的影响，它似乎影响分层程度。已证明较短的脉冲持续时间明显减少显微裂纹和分层的严重性。3）脉冲波形与分层和显微裂纹比较，再熔化层厚度一般不受脉冲波形变化的影响。为了使分层最少，以斜波脉冲波形为佳，而且为了使裂纹最少，高频脉冲波形证明是优异的。4）TBC 密度TBC 密度对 Rene80 基底中发现的显微裂纹程度和粘结材料有很小的影响。高密度 TBC 在
15、TBC和 MCFALY 粘结层之间产生最少的分层。曹曹运运红红!龙龙玉玉eeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeeee珍珍鹰狮战斗机携带金牛座导弹进行试验 瑞典防御物资局在鹰狮多用途战斗机上完成了金牛座 KEPD（动能贯穿破坏者）350 导弹的飞行试验。它证实了该飞机在翼下携带一对质量为 1 400kg 的导弹不会损失其飞行性能。KEPD 导弹是由萨博博福斯公司和 EADS 公司联合研制的。
16、到目前为止，该导弹只售给德国 600 枚，总价值为 6.9 亿美元，合同是在2002 年 7 月签订的。萨博公司称，瑞典仍是一个潜在的用户，并且也正在瞄准销售给鹰狮战斗机的国际用户。金牛座导弹的防区外射程超过 350km。周 军06飞航导弹 2004 年第 3 期多层航空航天材料系统的激光打孔多层航空航天材料系统的激光打孔作者：曹运红，龙玉珍作者单位：刊名：飞航导弹英文刊名：WINGED MISSILES JOURNAL年，卷(期)：2004(3)本文读者也读过(10条)本文读者也读过(10条)1.梁建.苏健凌 烟支在线激光打孔技术降焦分析期刊论文-广西轻工业2008,24(8)2.刘良科 激
17、光加工模式变换及其在硬质合金打孔中的应用期刊论文-硬质合金2001,18(2)3.汪刚.杨洗陈.WANG Gang.YANG Xichen 利用超短脉冲激光打孔技术制备金属膜的探索期刊论文-激光与光电子学进展2006,43(1)4.尚庆福.SHANG Qing-Fu 航天器用热控薄膜材料激光打孔机的设计期刊论文-航天器环境工程2003,20(1)5.邝贤锋.KUANG Xian-feng 激光技术在塑料薄膜加工中的应用期刊论文-包装工程2006,27(2)6.郭文渊.王茂才.张晓兵 镍基超合金激光打孔再铸层及其控制研究进展期刊论文-激光杂志2003,24(4)7.张礼兵.吴婷.袁根福.闫兴书.
18、ZHANG Li-bing.WU Ting.YUAN Gen-fu.YAN Xing-shu 基于遗传算法的激光打孔路径优化期刊论文-机电工程2007,24(6)8.吴勇.Wu Yong 塑料加工最新技术激光加工期刊论文-橡塑技术与装备2007(5)9.王萌.Liu Tiegen.许宝忠.Zhang Guoshun.禹东赫.Wang Meng.Liu Tiegen.Xu Baozhong.Zhang Guoshun.YuDonghe 基于声波控制激光焦点的打孔系统期刊论文-中国激光2008,35(8)10.澳大利亚试验超音速燃烧冲压喷气发动机期刊论文-导弹与航天运载技术2001(6)本文链接：http:/