磁流体力学程序

　电磁内爆靶物理主要研究等离子体内爆过程、靶结构参数与脉冲功率参量之间的匹配关系、R-T不稳定性等。理论研究主要采用零维模型，用于靶参数与脉冲功率源之间的匹配计算，优点是可以快速计算大量模型并得到优化模型；一维单温磁流体力学模型(简称MHD)，假定等离子体处于局部热平衡，电子和离子温度相等，并且假定辐射影响不考虑。这种模型适用于固体衬套内爆过程，温度不太高，辐射影响不大。在作为软X射线源的Z-PINCH实验中，等离子体的温度高达百万度以上。由于X射线辐射影响，一般采用辐射磁流体力学模型(简称RMHD)，就是在磁流体力学方程组外还应加进辐射输运方程。如果体系处于非局部热平衡，电子、离子以及光子的温度脱离，则采用三温方程。三温辐射磁流体力学方程的求解是非常耗机时的。本文采用一种简化的办法，即把磁流体力学模型推广，使之适用于高温等离子体的内爆过程，推广主要有两点:(1)高温辐射流不能忽略，能流项中包括物质热流和辐射流两部分，即(clR/3)�0�5aT4是辐射流项,a=cs/4，s为斯忒藩-玻耳兹曼常数，lR为罗斯兰德平均自由程，aT4是单位体积辐射能。(2)-k�0�5T是物质热传导项，热传导系数k分为低温和高温等离子体两种情况，两部分联结点取在高温等离子体热传导公式适用范围的下限，一般约在万度。文中低温热传导取三个点的线性插值，k1为熔点的热传导系数，k2为汽化点的热传导系数，k3为高温等离子体适用下限的热传导系数。高温等离子体热传导系数取自Branskii所给公式，物质热传导k=ki+ke。实现了低温热传导系数与高温等离子体热传导系数的连接，放弃原来热传导系数为常数的近似，电阻率的公式是比较复杂的，Spizer电阻率公式比实际情况偏低，库中电子平均自由程当温度小于100eV时不正确，所以计算中用拟合公式h=10-8(25+210exp(-2(log(T/00116)-13)2W×m。经过这样改进以后，计算适合高温等离子体。

物体的吸热、放热是相对的，凡是有温度差存在的时候，就必然出现热从高温处向低温处传递的现象。从热传递的三种方式：辐射、对流、传导，其中热传导最快。热管就是利用蒸发制冷，使得热管两端温度差很大，使热量快速传导。一般热管由管壳、吸液芯和端盖组成。热管内部是被抽成负压状态，充入适当的液体，这种液体沸点低，容易挥发。管壁有吸液芯，其由毛细多孔材料构成。热管一段为蒸发端，另外一段为冷凝端，当热管一段受热时，毛细管中的液体迅速蒸发，蒸气在微小的压力差下流向另外一端，并且释放出热量，重新凝结成液体，液体再沿多孔材料靠毛细力的作用流回蒸发段，如此循环不止，热量由热管一端传至另外一端。这种循环是快速进行的，热量可以被源源不断地传导开来。

热管的基本工作

典型的热管由管壳、吸液芯和端盖组成，将管内抽成1．3×(10负1－－－10负4)Pa的负压后充以适量的工作液体，使紧贴管内壁的吸液芯毛细多孔材料中充满液体后加以密封。管的一端为蒸发段(加热段)，另一端为冷凝段(冷却段)，根据应用需要在两段中间可布置绝热段。当热管的一端受热时毛纫芯中的液体蒸发汽化，蒸汽在微小的压差下流向另一端放出热量凝结成液体，液体再沿多孔材料靠毛细力的作用流回蒸发段。如此循环不己，热量由热管的一端传至另—端。热管在实现这一热量转移的过程中，包含了以下六个相互关联的主要过程：

(1)热量从热源通过热管管壁和充满工作液体的吸液芯传递到（液－－－汽）分界面；

(2)液体在蒸发段内的（液－－汽）分界面上蒸发；

(3)蒸汽腔内的蒸汽从蒸发段流到冷凝段；

(4)蒸汽在冷凝段内的汽．液分界面上凝结：

(5)热量从（汽－－液）分界面通过吸液芯、液体和管壁传给冷源：

(6)在吸液芯内由于毛细作用使冷凝后的工作液体回流到蒸发段。

热管的基本特性

热管是依靠自身内部工作液体相变来实现传热的传热元件，具有以下基本特性。

(3)很高的导热性 热管内部主要靠工作液体的汽、液相变传热，热阻很小，因此具有很高的导热能力。与银、铜、铝等金属相比，单位重量的热管可多传递几个数量级的热量。当然，高导热性也是相对而言的，温差总是存在的，可能违反热力学第二定律，并且热管的传热能力受到各种因素的限制，存在着一些传热极限；热管的轴向导热性很强，径向并无太大的改善(径向热管除外)。

(2)优良的等温性 热管内腔的蒸汽是处于饱和状态，饱和蒸汽的压力决定于饱和温度，饱和蒸汽从蒸发段流向冷凝段所产生的压降很小，根据热力学中的方程式可知，温降亦很小，因而热管具有优良的等温性。

(3)热流密度可变性 热管可以独立改变蒸发段或冷却段的加热面积，即以较小的加热面积输入热量，而以较大的冷却面积输出热量，或者热管可以较大的传热面积输入热量，而以较小的冷却面积输出热量，这样即可以改变热流密度，解决一些其他方法难以解决的传热难题。

(4)热流方向酌可逆性 一根水平放置的有芯热管，由于其内部循环动力是毛细力，因此任意一端受热就可作为蒸发段，而另一端向外散热就成为冷凝段。此特点可用于宇宙飞船和人造卫星在空间的温度展平，也可用于先放热后吸热的化学反应器及其他装置。

(5)热二极管与热开关性能 热管可做成热二极管或热开关，所谓热二极管就是只允许热流向一个方向流动，而不允许向相反的方向流动；热开关则是当热源温度高于某一温度时，热管开始工作，当热源温度低于这一温度时，热管就不传热。

(6)恒温特性(可控热管) 普通热管的各部分热阻基本上不随加热量的变化而变，因此当加热量变化时，热管备部分的温度亦随之变化。但人们发展了另一种热管——可变导热管，使得冷凝段的热阻随加热量的增加而降低、随加热量的减少而增加，这样可使热管在加热量大幅度变化的情况下，蒸汽温度变化极小，实现温度的控制，这就是热管的恒温特性。

(7)环境的适应性 热管的形状可随热源和冷源的条件而变化，热管可做成电机的转轴、燃气轮机的叶片、钻头、手术刀等等，热管也可做成分离式的，以适应长距离或冲热流体不能混合的情况下的换热；热管既可以用于地面(重力场)，也可用于空间(无重力场)。上图表示了热管管内汽-液交界面形状,蒸气质量流量,压力以及管壁温度 T w 和管内蒸气温度 T v 沿管长的变化趋势沿整个热管长度,汽-液交界处的汽相与液相之间的静压差都与该处的局部毛细压差相平衡。△ Pc(毛细压头—是热管内部工作液体循环的推动力,用来克服蒸汽从蒸发段流向冷凝段的压力降△ Pv,冷凝液体从冷凝段流回蒸发段的压力降△Pl和重力场对液体流动的压力降(△Pg可以是正值,是负值或为零,视热管在重力场中的位置而定)。因此，△ Pc ≥ △Pl +△ P v +△ Pg是热管正常工作的必要备件。由于热管的用途、种类和型式较多，再加上热管在结构、材质和工作液体等方面各有不同之处，故而对热管的分类也很多，常用的分类方法有以下几种。

(1)按照热管管内工作温度区分 热管可分为低温热管(—273－－－0℃)、常温热管(0—250℃)、中温热管[250－－－450℃)、高温热管(450一1000℃)等。

[2)按照工作液体回流动力区分 热管可分为有芯热管、两相闭式热虹吸管(又称重力热管)、重力辅助热管、旋转热管、电流体动力热管、磁流体动力热管、渗透热管等等。

(3)按管壳与工作液体的组合方式划分(这是一种习惯的划分方法)可分为铜—水热管、碳钢。水热管、铜钢复合—水热管、铝—丙酮热管、碳钢·荣热管、不锈钢．钠热管等等。

(4)按结构形式区分 可分为普通热管、分离式热管、毛纫泵回路热管、微型热管、平板热管、径向热管等。

(5)按热管的功用划分 可分为传输热量的热管、热二极管、热开关、热控制用热管、仿真热管、制冷热管等等。

热管的相容性及寿命

热管的相容性是指热管在预期的设计寿命内，管内工作液体同壳体不发生显著的化学反应或物理变化，或有变化但不足以影响热管的工作性能。相容性在热管的应用中具有重要的意义。只有长期相容性良好的热管，才能保证稳定的传热性能，长期的工作寿命及工业应用的可能性。碳钢－水热管正是通过化学处理的方法，有效地解决了碳钢与水的化学反应问题，才使得碳钢—水热管这种高性能、长寿命、低成本的热管得以在工业中大规模推广使用。

影响热管寿命的因素很多，归结起来，造成效管不相容的主要形式有以下三方面，即：产生不凝性气体：工作液体热物性恶化：管壳材料的腐蚀、溶解。

(1)产生不凝性气体 由于工作液体与管完材料发生化学反应或电化学反应，产生不凝性气体，在热管工作时，该气体被蒸汽流吹扫到冲凝段聚集起来形成气塞，从而使有效冷凝面积减小，热阻增大，传热性能恶化，传热能力降低甚至失效。

(2)工作液体物性恶化 有机工作介质在一定温度下，会逐渐发生分解，这主要是由于有机工作液体的性质不稳定，或与壳体材料发生化学反应，使工作介质改变其物理性能，如甲苯、烷、烃类等有机工作液体易发生该类不相容现象。

(3)管壳材料的腐蚀、溶解、工作液体在管壳内连续流动，同时存在着温差、杂质等因素，使管壳材料发生溶解和腐蚀，流动阻力增大，使热管传热性能降低。当管壳被腐蚀后，引起强度下降，甚至引起管壳的腐蚀穿孔，使热管完全失效。这类现象常发生在碱金属高温热管中。

热管制造

1 热管零部件及其加工

热管的主要零部件为管壳、端盖(封头)、吸液芯、腰板(连接密封件)四部分。不同类型的热管对这些零部件有不同的要求。

2 管壳

热管的管壳大多为金属无缝钢管，根据不同需要可以采用不同材料，如铜、铝、碳钢、不锈钢、合金钢等。管子可以是标准圆形，也可以是异型的，如椭圆形、正方形、矩形、扁平形、波纹管等。管径可以从2mm到200mm，甚至更大。长度可以从几毫米到l00米以上。低温热管换热器的管材在国外大多采用铜、铝作为原料。采用有色金属作管材主要是为了满足与工作液体相容性的要求。

3 端盖

热管的端盖具有多种结构形式，它与热管舶连接方式也因结构形式而异。端盖外圆尺寸可稍小于管壳。配合后，管壳的突出部分可作为氩弧焊的熔焊部分，不必再填焊条，焊口光滑乎整质量容易保证。

旋压封头是国内外常采用的一种形式，旋压封头是在旋压机上直接旋压而成，这种端盖形式外型美观，强度好、省材省工，是一种良好的端盖形式。

4 吸液芯结构

吸液芯是热管的一个重要组成部分。吸液芯的结构形式将直接影响到热管和热管换热器的性能。近年来随着热管技术的发展，各国研究者在吸液芯结构和理论研究方面做了大量工作，下面对一些典型的结构作出简赂的介绍。

1．管芯型式

一个性能优良的管芯应具有：

(1)足够大的毛细抽吸压力，或较小的管芯有效孔径

(2)较小的液体流动阻力，即有较高的渗透率

(3)良好的传热特性，即有小的径向热阻．

(4)良好的工艺重复性及可靠性，制造简单，价格便宜。

管芯的构造型式大致可分为以下几类：

(1)紧贴管壁的单层及多层网芯此类管芯

多层网的网层之间应尽量紧贴，网与管壁之间亦应贴合良好，网层数有l至4层或更多，各层网的目数可相同或不同．若网层多，则液体流通截面大，阻力小，但径向热阻大；用细网时毛细抽吸力大但流动阻力亦增加．如在近壁因数层用粗孔网，表面一层用细孔网，这样可由表面细孔网提供较大的毛细抽吸压力，通道内的粗孔网使流动阻力较小，但并不能改善径向热胆大的缺点．网芯式结构的管芯可得到较高的毛细力和较告的毛细提升高度，但因渗透率较低，液体回流阻力较大，热管的轴向传热能力受到限制．此外其径向热阻较大，工艺重复性差又不能适应管道弯曲的情况，故在细长热管中逐渐由其它管芯取代。

(2)烧结粉末管芯 由一定目数的金属粉末烧结在管内壁面而形成与管壁一体的烧结粉末管芯，也有用金属丝网烧结在管内壁面上的管芯．此种管芯有较高的毛细抽吸力，并较大地改善了径向热阻，克服了网芯工艺重复性差的缺点，但因其渗透率较差，故轴向传热能力仍较轴向槽道管芯及干道式管芯的小．

(3)轴向槽道式管芯 在管壳内壁开轴向细槽以提供毛细压头及液体国流通道，槽的截面形状可为矩形，梯形，圆形及变截面槽道，槽道式管芯虽然毛细压头较小，但液体流动阻力甚小，因此可达到较高的轴向传热能力，径向热阻较小，工艺重复性良好，可获得精确幼儿何参数，因而可较正确地计算毛细限，此种管子弯曲后性能基本不变，但由于其抗重力工作能力极差，不适于倾斜(热端在上)工作对于空间的零重力条件则是非常适用的，因此广泛用于空间飞行器。

(4)组合管芯 一般管芯往往不能同时兼顾毛细抽吸力及渗透率．为了有高的毛细抽吸力，就要选用更细的网成金属粉末，但它仍的渗透率较差，组合多层网虽然在这方面有所提高，可是其径向热阴大．组合管芯跃能兼顾毛细力和渗透率，从而能获得高的轴向传热能力，而且大多数管芯的径向热阻甚小．它基本上把管芯分成两部分．一部分起毛细抽吸作用，另一部分起液体回流通道作用。

制造工艺

如前所述，构成热管的三个主要组成部分是管壳、管芯和工质。在设计过程中，对答壳和管芯的材料进行合理的选择后就可以开始制作。通常热管的制造过程包括下面的工艺 *** 作，并按一定的程序进行。

1、机械加工－－－2、清洗－－－3、管芯制作－－－4、清洗－－－5、焊接－－－6、检漏－－－－7、除气－－－8、检漏－－－9、充装－－－10、封接－－－11、烘烤－－－12、检验

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21世纪航天工业铝合金焊接工艺技术展望

摘要：简要回顾了航天工业铝合金焊接技术的发展，并对国内外铝合金在航天器上的应用情况进行了综述和分析。介绍了铝合金焊接技术的最新发展和应用前景，其中包括变极性等离子焊、局部真空电子束焊、气脉冲焊接技术、搅拌摩擦焊、焊接修复技术以及焊接工艺裕度和焊接结构安全评定技术。

关键词：铝合金；焊接；航天

1 前 言

铝合金不但具有高的比强度、比模量、断裂韧度、疲劳强度和耐腐蚀稳定性，同时还具有良好的成形工艺性和良好的焊接性，因此成为在航天工业中应用最广泛的一类有色金属结构材料。

例如，铝合金是运载火箭及各种航天器的主要结构材料。美国的阿波罗飞船的指挥舱、登月舱，航天飞机氢氧推进剂贮箱、乘务员舱等也都采用了铝合金作为结构材料。我国研制的各种大型运载火箭亦广泛选用了铝合金作为主要结构材料。

航天工业铝合金焊接技术的发展和应用与材料的发展有着密切的联系，本文将简要回顾航天工业铝合金焊接技术的发展并介绍几种极有应用前景的铝合金焊接工艺技术。

2 铝合金焊接技术的发展

21 LD10CS铝合金焊接回顾

早期的一些导d和远程运载火箭的推进剂贮箱结构材料主要采用Al�Mg系列合金，特别是退火和半冷作硬化状态的LF3、LF6防锈铝的应用最为普遍。这两种铝合金都具有优良的焊接性能〔1〕。�

随着航天技术的发展，运载火箭的推进剂贮箱结构材料，从使用非热处理强化的防锈铝，转变到使用可热处理强化的高强度铝合金。LD10CS合金已在多种大型运载火箭和固体导d上获得成功的应用。由于它的超低温性能较好，因此在三子级的液氢、液氧推进剂贮箱上也获得了应用。

需要指出的是LD10合金的焊接性能较差，焊接时形成热裂纹的倾向较大，对焊接过程中的各种因素也比较敏感，焊接接头的断裂韧度较低，特别是当焊缝部位存在焊接缺陷时，液压强度试验时试验件经常发生低压爆破。

20世纪70年代，在研制LD10合金火箭推进剂贮箱初期，在焊接工艺方面曾遇到了极大的困难。在“三结合”攻关中发明的“两面三层焊”工艺（正面打底、盖面，背面清根封焊）使焊接接头性能达到了设计要求。在LD10焊接生产实践中总结得出：如果焊接接头区的延伸率不小于3%，则焊接接头的塑性可以满足使用要求。在此后的许多年中，一直以“延伸率不小于3%”作为一个重要的验收指标。�

几十年来，焊接工艺主要是氩弧焊（TIG），包括手工氩弧焊和自动氩弧焊。从焊接工艺方面看，为了减少焊接结构的焊接残余应力和变形，通常在焊接工艺选择上都尽量减少焊接热输入量。特别是对于热处理强化铝合金，由于焊接热过程的作用，在焊接热影响区存在软化区，塑性较好，强度较低。焊接接头强度系数为05～07。�

为什么LD10CS贮箱采用两面三层焊工艺？理论分析和实践结果表明，若不采用此焊接方法，就会造成LD10CS铝合金焊接接头塑性较差，且焊缝背面焊趾处易出现裂纹。两面三层焊时，清根和封底焊可消除此种裂纹。同时由于热输入量较大，热影响区发生不同程度的退火或过时效，使硬度降低，塑性提高，焊接拉伸试样断裂的位置是焊接软化区。这样在结构中，焊接接头在复杂的应力状态下以软化区的塑性和变形补偿了熔合区塑性的不足。但贮箱焊缝补焊后，有时仍发生低压爆破。

由于两面焊的特殊要求，限制了自动焊及焊接新技术（如真空电子束焊、变极性等离子焊等）的应用。这是因为，氩弧焊焊接热输入量比高能束的真空电子束焊要大，同时考虑到焊接接头的结构承载适应能力，难以应用焊接热输入较为集中的焊接新技术，制约了焊接新技术的应用。�

在焊接生产中，铝合金焊缝内常见的缺陷为焊缝气孔。氢是铝及其合金熔焊时产生气孔的主要原因。基体金属中含氢量、焊丝及基体金属表面氧化膜吸附的水分以及弧柱气氛中的水分都是焊缝气孔中氢的重要来源。航天焊接工作者经过不懈的攻关和努力保证了航天焊接产品的交付和发射成功。但是，由于诸多因素和条件的限制，在生产中个别贮箱仍存在气孔超差。�

在焊接材料方面，国外使用的是焊接专用板材，基体金属的氢含量小于2×10-7�。而国内铝合金板材制造技术条件中尚无对氢含量的要求。

22 铝合金2219和铝锂合金焊接概述

2219高强铝合金的突出特点是焊接性能好，从-253℃到+200℃均具有良好的力学性能、抗应力腐蚀性能，对焊接热裂纹的敏感性较低，焊接接头塑性及低温韧性较好。在美国已作为推进剂贮箱的主要结构材料，美国土星Ⅴ号Ⅰ级贮箱等均采用了2219铝合金。前苏联在能源号和暴风雪号航天飞机均大量采用了1201（相当于2219）铝合金。�

国内研制的S147铝合金与2219铝合金相类似，生成焊接裂纹的倾向性较低，但生成气孔的敏感性较强，尤其是熔合区、密集的微气孔是影响焊接接头性能的主要缺陷。

随着航天技术的发展，对铝合金的强度和减重提出了更高的要求，铝锂合金在近几十年得到了迅猛的发展。因为每加入1%Li，可使铝合金质量减轻3%，d性模量提高6%，比d性模量增加9%，这种合金与在飞机产品上普遍使用的2024和7075合金相比，密度下降7%～11%，d性模量提高12%～18%。前苏联的1420合金与广泛使用的杜拉铝(硬铝)Д16(2024)合金相比，密度下降12%，d性模量提高6%～8%，抗腐蚀性好，疲劳裂纹扩展速率低，强度、屈服强度和延伸率相近、焊接性较好〔2〕。

前苏联航空材料研究所(ВИАМ)ИНФридляндер等人于20世纪60年代在发明了Al�Mg�Li系的1420合金不久，就对该合金的焊接开展了研究。70年代对该合金的焊接研究已经取得了成果，他们认为这种合金氩弧焊时，可采用AM�г6、AM�г6T和1557焊丝，焊接接头的强度系数达到07以上。焊前、焊后热处理对焊接接头强度有很大的影响，淬火状态下焊接的接头强度比淬火及人工时效状态焊接的强度低785 MPa，焊后淬火及人工时效又可以使焊接接头的强度系数达到09～10。1980年1420合金被用于制造米格-29超音速战斗机的焊接机身、油箱、座舱，这使飞机的重量明显降低了24%。至今，1420合金已成功使用了30多年，广泛用于军用、民用飞机和火箭上〔3〕。

20世纪80年代俄罗斯研制了高强度、高模量的1460（Al�Cu�Li）合金，这种合金由于加入了Sc元素强化，使晶粒和亚晶结构变化，拉伸强度提高30～50 MPa，焊接性能明显改善。1460合金焊接工艺与1420合金基本相同，可采用1201（Al�Cu�Mn）合金焊丝焊接，也可在焊丝中添加钪（Sc）元素。在对多种成分比较试验后，推荐应用CB-1207或CB-1217焊丝，这种焊丝的成分是在AL�Cu基础上添加Cu、Sc、Zr、Ti等，具体成分有待于进一步了解。应用此种焊丝可以显著地降低焊缝热裂纹敏感性，氩弧焊焊接接头强度大于250 MPa，焊接接头强度系数大于05，焊后热处理焊接接头的强度、硬度增加。〔4～8〕�这种焊丝可以保证无裂纹和细晶粒结构的接头，合理的选择焊接工艺和焊前准备可得到无气孔的焊接接头。

美国发现者号航天飞机的外贮箱采用了2195（Al�Cu�Li�Mg）高强铝锂合金，取代原来使用了25～40年的2219合金。新设计的贮箱SLWT(Super Light Weight Tank超轻重量贮箱)，比原来的贮箱减重5%，即3 405 kg，其中LH2箱减重1 907 kg、LO2箱减重736 kg，箱间段减重341 kg，其他减重422 kg。每减轻1 kg质量可以增加1 kg有效载荷，这样就增加3 405 kg的有效载荷。美国总共生产120台SLWT，完成全部航天飞行计划〔9～10〕。

2195-T8合金的贮箱采用4043焊丝，变极性等离子弧焊 (VPPA)焊接。VPPA具有高的电弧温度、高的电弧电压和更集中的热量。VPPA焊接2195-T8铝锂合金的关键是焊缝背面保护，铝锂合金含有活泼的Li元素，如焊接时背面保护不好，极易氧化。马歇尔飞行中心研制出长229 mm、宽254 mm、高152 mm的不锈钢“保护盒”，“保护盒”在焊接时随焊q行走，使焊缝区域氧气少于05%。另外，研制了直径51 mm、长229 mm的不锈钢管装在工件背面，焊接时随焊q移动，也可有效保护背面焊缝。如果这两种保护装置同时使用，效果更好。

3 极具前途的几种工艺技术

31 变极性等离子弧焊接技术（VPPA）

1978年，美国NASA宇航局马歇尔宇航中心决定变极性等离子弧焊技术部分取代钨极氩弧焊工艺焊接航天飞机外贮箱。航天飞机外贮箱材料为2219铝合金，共焊接了6400 m焊缝，经100% X射线检测，未发现任何内部缺陷，焊缝质量比TIG多层焊明显提高。�

变极性等离子焊接技术用于铝合金焊接，单道焊接铝合金厚度可达254 mm。其工艺特点是在焊接过程中，在焊接熔池中心存在一穿透的小孔，而且在实际生产中通常采用立向上焊工艺，既有利于焊缝的正面成形，又有利于熔池中氢的逸出，减少气孔缺陷。因此被称为“零缺陷焊接”。�

“八五”期间，在引进国外某公司的变极性等离子焊接系统的基础上，进行了LF6、LD10铝合金平板（厚3 mm、6 mm、10 mm）焊接工艺试验〔11〕。�

“九五”期间，与哈尔滨工业大学联合开展了变极性等离子焊接技术研究，研制了变极性等离子焊接设备样机，并进行了LF6和LD10铝合金板材（厚3 mm、5 mm、12 mm）焊接工艺试验，完成了带有纵缝和环缝的贮箱模拟件焊接，解决了环缝焊接时起弧打孔和收弧填孔及焊缝首尾相接的难题，焊接模拟件通过了液压试验，将变极性等离子焊接技术的工程应用向前推进了一大步。

随着2219铝合金和2195铝锂合金的应用，在未来中厚度的大型贮箱焊接生产中，变极性等离子焊接技术有着广阔的应用前景。

32 局部真空电子束焊接技术

由于真空电子束焊接工艺是将被焊工件置于真空环境中进行焊接，因此可以得到优质的焊缝。同时，电子束高的能量密度使焊缝较窄，深宽比大，焊接应力和变形较小，在工业各领域尤其是国防工业中得到了广泛的应用。

但对于一些大型构件如运载火箭贮箱壳体等，如果采用真空电子束焊接工艺，则需要较大的真空室，其容积可达数百立方米，这种电子束焊接设备造价很高。为了解决这一问题，国外开始设计和应用局部真空电子束焊接设备，不是将被焊工件整体放入真空室，而是在焊缝局部建立真空环境，从而完成焊接。

前苏联将局部真空电子束焊接技术应用于不同类型和尺寸火箭燃料贮箱壳体的焊接，在壳体的纵缝、对接环缝及法兰环缝焊接中，有7种类型焊缝（纵缝、对接环缝、法兰环缝）应用局部真空电子束焊接工艺。20世纪90年代初已用于Φ25 m直径壳体环缝焊接，能源号火箭贮箱纵缝采用局部真空电子束焊接工艺，壁厚为42 mm，局部密封采用磁流体密封、橡胶圈密封等技术。�

国内在“九五”期间，与中科院电工所合作研制了国内第1台法兰环缝局部真空电子束焊机(专利号：ZL0026317766)〔12〕。电子q与上真空室采用动密封结构，工件与上、下真空室间为静密封结构。焊接时电子q可以实现极坐标运动。电子q径向移动采用步进电机驱动，光栅尺检测位移；圆周方向转动通过交流伺服电机驱动，光码盘检测器角位移。二次电子焊缝对中系统用于实现焊缝轨迹示教。采用两级微机控制，可编程序控制器（PLC）控制焊接参数可实现柔性焊接，即可焊接100～300 mm直径的法兰环缝。局部真空室的真空度达到5×10-3Pa,高于国外同类产品水平。�

在未来的2219铝合金和2195铝锂合金航天器厚壁结构中，特别对于焊接残余应力和变形要求较高的法兰环缝焊接生产中，局部真空电子束焊接技术应用对焊接质量的提高有着极为重要的意义。

33 气脉冲TIG和MIG焊接技术

在航天工业中，铝合金焊接中应用较广的TIG和MIG工艺，保护气体采用氩气和氦气，其中以氩气应用较多。

就TIG焊而言，有交流氩弧焊和直流正接氦弧焊两种工艺。氦（He）和氩（Ar）相比，其最小电离能高，在其它条件和参数相同时，电弧电压较高。因此，氦弧焊电弧温度高，焊接热输入量大，也具有更高的能量密度，与氩弧焊相比熔深较大，焊接缺陷特别是焊接气孔较少。

据资料介绍，由于直流正接氦弧焊没有交流氩弧焊阴极雾化去除氧化膜的作用，氧化膜的破坏程度取决于电弧长度的大小，故直流正接氦弧焊采用短弧焊去除氧化膜。这样使得焊接时填丝变得较为困难，加上设备等因素的制约，直流正接氦弧焊一直未大面积推广应用。

为了利用氦气电弧热高的优点并避免纯氦带来的缺点，国外采用气脉冲Ar+He TIG和MIG焊接技术焊接铝合金，可大大减少焊接气孔。�

借鉴国外的经验，近几年开始进行气脉冲TIG焊接技术研究，初步试验表明，采用气脉冲（Ar+He）TIG焊接工艺焊接S147铝合金抑制焊接气孔方面有明显的效果。不开坡口可一次焊透7 mm平板，且表面光泽与氩弧焊相同，避免直流正接氦弧焊焊缝表面发暗。焊接工艺性、可 *** 作性也与氩弧焊无异，弧长也无特别限制。这对于未来型号将应用对气孔较敏感的S147铝合金和2195铝锂合金有极大的应用价值。�

34 搅拌摩擦焊技术

宇航工业飞行器结构大量使用铝合金，由于某些材料熔焊焊接性不良不得不采用铆接结构。英国焊接研究所（TWI）1991年发明的搅拌摩擦焊为此类材料连接提供了一个新思路〔13〕。由于此方法属于固相焊，特别适合应用于熔化焊接性差的有色金属。相对于熔化焊接方法，不会产生与熔化有关的焊接缺陷，如热裂纹和气孔。但由于方法的限制，其应用仅限于简单结构的工件。

搅拌摩擦焊的原理是，利用摩擦发生的热，在高速旋转的搅拌头特形指棒周围的金属迅速被加热，并形成了很薄的热塑性金属层。随着搅拌头的移动形成了搅拌摩擦焊的焊缝。目前，已成功地进行了搅拌摩擦焊研究的铝合金包括：2000系列（Al�Cu）、5000系列（Al�Mg）、6000系列（Al�Mg�Si）、7000系列（Al�Zn）、8000系列（Al�Li）。美国波普公司的空间防御实验室在1998年将此技术用于火箭某些部件焊接。目前，ESAB公司正在制造可供商业应用的搅拌摩擦焊机，计划于2002年安装在TWI，用来焊接尺寸为8 m×5 m的工件，预计可焊接的工件厚度为15～18 mm。国内某些院校和研究所也开始了这方面的研究工作，有理由相信，国内最具备搅拌摩擦焊技术应用前景的将是航天工业。

35 焊接修补技术

铝合金结构件的焊接修补是航天器在生产和使用中不可避免地会遇到的问题。在焊接生产中，由于材料、结构、设备、工艺及环境条件等方面的偶然因素，在焊后会发现焊缝中存在超出标准的焊接缺陷，这就需要补焊。传统的手工TIG焊方法虽然 *** 作简便、易行，但由于局部焊接热输入量较大，可能产生晶粒长大，局部韧性降低，同时在补焊部位引起较大的残余应力，往往成为“低压爆破”的裂源。另一方面，未来可重复使用运载器，在重复使用后，可能在某些构件局部出现裂纹等缺陷，需要进行焊接修补，此时在运载器外部覆有绝热材料，对温升有极严格的要求，必须采取热输量集中而且较小的焊接工艺。

1995年英国剑桥焊接研究所发明摩擦塞焊技术〔14〕，洛马公司和国家宇航局马歇尔飞行中心进行了补焊工艺研究，2000年已用于外贮箱焊接修补。这是一种新的焊接修补技术，在焊缝缺陷位置，钻一楔形孔，将一个与孔的形状相类似的楔形旋转塞插入孔内，高速旋转时完整的楔形塞与孔表面摩擦生热而实现焊接。焊接参数包括塞的直径、旋转速度、施加的压力和塞的位移。它不同于熔焊修补，在缺陷去掉之前，要反复打磨和填充，焊接修补比通常的TIG熔焊修补强度高20%，改善了补焊部位的力学性能，而且不易产生焊接缺陷。采用这种修补工艺还可大大减少修补时间，降低成本。

此外，也有人提出激光补焊的设想。铝合金激光焊的难点在于铝合金对CO2激光束（波长为106�μm）极高的表面初始反射率（超过90%以上），对YAG激光束（波长为106μm）反射率接近80%。而且，铝合金激光束还易产生气孔。这些问题都有待于进行深入的研究工作。

36 焊接工艺和焊接结构安全评定技术

由于航天产品的特殊性，对产品质量和可靠性极为重视。随着焊接技术的发展，对航天产品焊接质量和可靠性不断提出新的要求。在实际生产中，焊接工艺的优劣不仅要看其是否能够完成所针对结构的焊接，而且要看其是否具有相对稳定的使焊接质量达到产品验收标准的能力。“焊接性”概念回答了是否能实现焊接的问题；90年代，航天焊接工作者提出的“焊接工艺裕度”概念回答了一种焊接工艺是否能达到焊接质量标准的问题〔15〕。换言之，“焊接工艺裕度”概念是焊接工艺评定的基础。例如：可根据焊接工艺裕度的评价方法对其保证焊接质量的能力进行评定，分为“合格工艺”、“限用工艺”以及“禁用工艺”等。当然，对某一特定工艺进行评定，仍需进行必要的实验工作，首先要找准影响焊接质量的关键因素，而后方可对这些因素进行综合评定。

由于目前技术水平和生产条件的限制，仅依靠焊后对焊缝的无损检测尚不能完全评定焊接接头的全部性能。在实际生产中，目前对铝合金焊缝也只检测气孔、夹杂、裂纹、未焊透等几类缺陷，而且难以做到100%检测，尤其对于角焊缝，尚难进行有效的检测。即使对于铝合金焊接时常见的气孔缺陷，X射线的分辨率目前也只能检测到02 mm以上气孔，而对于对接头塑性影响较大的微气孔尚不能做到充分判定。总之，焊接工艺仍是决定焊接质量的直接因素，对焊接工艺在生产中保证质量能力进行科学的评定是非常必要的。

针对焊接结构的可靠性评定，是近20年焊接结构安全评定技术不断发展。这里仅介绍“合于使用”原则的概念〔16〕。“合于使用”原则是针对“完美无缺”原则而言的。在焊接结构发展初期，要求结构在制造和使用过程中均不能有任何缺陷存在，即结构应完美无缺，否则就要返修或报废；后来曾任英国焊接研究所所长的Edgar Fuchs通过大量实验证明：在铝合金焊接接头中，即使存在某种程度的气孔，对接头强度的影响可能微乎其微，而并非必要的返修补焊却会造成局部残余应力的增大和微观组织结构的不利变化，导致使用性能的降低。基于这一研究，英国焊接研究所首先提出了“合于使用”的概念。在断裂力学出现和广泛应用后，这一概念成为焊接结构长期研究的中心课题之一，现已逐渐发展成为原则，并且有了明确的定义。在一些国家已建立了应用于焊接结构设计、制造和验收的“合于使用”原则的标准。

在“合于使用”评定标准中，均需输入载荷、类裂纹缺陷和断裂韧度3个参量，并可粗略地将安全评定方法分为断裂力学方法和结构试验方法。

4 结束语

铝合金是航天产品的主要结构材料之一。随着材料技术的发展，铝合金家族不断壮大。在美国和俄罗斯，2219，1201，1420铝合金都已获得了广泛的应用，2195铝合金也已开始应用。在国内，S147和2195等在未来航天型号中的应用前景不容忽视。载人航天和可重复使用航天器对焊接结构的可靠性提出了更高的要求。随着这一进程的出现，新焊接技术在航天工艺焊接生产中的应用必将获得突飞猛进的发展，焊接自动化和高的质量及可靠性保证能力将是21世纪对焊接技术的基本要求。尤其是铝合金中厚板和厚板焊接技术在近几年将成为航天焊接工作者研究和推广的热点之一。

参 考 文 献

1 材料工艺 北京：宇航出版社，1989�

2 The first space shuttle super lightweight tank presented to NASA 1998�01�16 Email-98-7-14．�

3 DC-X demonstrates key maneuver Aviation Week & Space Technology, 1995�0717

4 Fridlyander I N et al High�strength weldable 1460 alloy for cryogenic application Al�Li Conf，6：1245～1250�

5 Ш алин Р Е, Е фремов и др И С Опыт проектирования иизговления крупногабариттных конструций из алюминиево-литиевых сплавов изделий ракетно-космической техники Сварочное Производство, 1996(11)：14～18�

6 Дриц А М, Т В Крымова Российский Высокопрочный Свариваемый Алюминиево-Литиевый Сплав Марки 1460 Цветный металлы, 1996(3)：68～73�

7 Рязанев В И, Федосеев В А Технология дуговой сварки алюминиевых сплавов с литием Сварочное Производство, 1996(6)：4～9 �

8 Фридлядер И Н, Дриц А М, Крымова Т В Возможностьсоздания свариваемых сплавов на основе системы Al�Cu�Li МиТОМ， 1991(9)：30～32�

9 Stanley W K Lightweight aluminum�based materials challenge nonmetallics in aerospace uses Aviation Week & Space Technology, 1991�04�15： 57～60

10 Aerospace technology: to the 21st century Aerospace Engineering, 199101．

11 沈江红 等铝合金中厚板变极性等离子电弧焊焊接工艺的研究宇航材料工艺,1997(3)．�

12 刘志华 等法兰环缝局部真空电子束焊机的研制宇航材料工艺，2001(3)：52～56�

13 唐 伟 等搅拌摩擦焊及其在铝合金连接中的应用第九次全国焊接会议论文集,1999：529～532�

14 Friction plug weld repair of space shuttle external tank Welding & Metal Fabrication, 2000�09：6～8�

15 Liu Zhihua et al Welding technology margin and its application in welding quality assurance Proceedings of 47th International Welding Annual Conference, Beijing, China, 1994�

16 霍立兴焊接结构安全评定技术的现状及进展 第九次全国焊接会议论文集,1999：82～95

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Ø 出版社：SPIE(The International Society for Optics and Photonics)光学学会

Ø 检索核心：EI SCI

Ø 发表方法：在线投稿或EASYCHAIR

Ø 缩写：ICEIE2017

Ø 周期：投稿后在2-3周内会有审稿结果，在会议结束后3-6个月完成论文的出版和检索

Ø 合作单位：山东大学(威海)

Ø 时间：2017年09月16-17日

Ø 发表流程

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参考内容来源：《ICEIE2017电子与信息工程》

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