ZM6鑄造鎂合金在空間飛行器主承力結構中的應用研究

李成祥，李海巖，張耀磊，王 彬，郭 劍

(中國運載火箭技術研究院研究發展中心， 北京 100076)

輕質化設計作為國內外航天領域重點發展的技術方向之一，是提高導彈武器和空間飛行器機動能力、飛行速度、射程及有效載荷的重要途徑。鎂合金是目前可工程化應用密度最小的金屬結構材料，具有比重輕、比強度及比剛度高、阻尼性及切削加工性好、導熱性好、電磁屏蔽能力強和易于回收等性能優勢[1]。因此將鎂合金材料應用于空間飛行器結構，實現輕質化設計，無疑會顯著提高飛行器的機動能力。然而，鎂合金化學性能極其活潑，存在耐蝕性差、燃點低、易氧化等缺點，鑄件容易形成縮松和熱裂紋，成品率低。這些缺點限制了其在航天領域的應用。

1 某空間飛行器主承力結構

某空間飛行器采用整體式主艙段作為主承力結構，上/下安裝板為輔助承力結構，承受地面運輸、吊裝、火箭運載段和空間飛行段等環節產生的各種靜、動載荷，保證結構的完整性；為各系統和單機提供完整的安裝空間和良好的安裝精度，同時保證可靠的連接強度與剛度，給各電子產品提供良好的工作環境。

主艙段為柱形承力殼式結構，既是主承力結構，又是外形結構，由艙壁、上/下法蘭端框、中間安裝板及基準盒組成，艙段總高588 mm，外包絡直徑630 mm。艙壁為16面棱柱結構，壁板厚3 mm，中間安裝板厚10 mm。上法蘭為外翻邊結構，與上安裝板相連接。下法蘭端框為內外法蘭結構，內法蘭與下安裝板相連接，外法蘭與轉接框相連接。為了滿足產品吊裝、測量及停放運輸要求，主艙段上法蘭設計了4個基準盒，作為產品加工、檢驗、裝配、測量的基準，見圖1。

主艙段是典型的薄壁結構件，為了滿足整體結構輕質化、小型化的要求，提高產品的機動性，摒棄傳統采用鑄造鋁合金作為主承力結構材料，采用ZM6鎂合金整體鑄造后再精密機械加工的成型方案。鎂合金在主艙段中的應用，優點有：

1) 鎂合金密度較低，與鋁合金相比，鎂合金材料的應用可使主艙段減輕5kg左右；

2) 主艙段內部裝有精密的電子產品，鎂合金材料具有較高的振動阻尼容量，有極好的吸收能量的能力,可吸收振動和噪音,保證設備正常工作；

3) 鎂合金切削阻力小，可采用較大的切削速度加工，有較高的穩定性，鑄件有較高的加工精度，有利于滿足動力系統的安裝精度[2]；

4) 在100 ℃以下，鎂合金可以長時間保持尺寸的穩定；體積收縮僅為6%，冷卻至室溫的線收縮率為2%左右；在負載情況下具有良好的蠕變強度,這一特性能保證艙體結構工作穩定；

5) 鎂合金具有優于鋁合金的磁屏蔽性能、更良好的阻隔電磁波功能,能提高飛行器的抗干擾能力，增強對抗能力。

2 鑄造鎂合金艙體制造

2.1 鑄造工藝

整體艙段采用ZM6鎂合金，為II類鑄件，100%探傷，100%熒光檢驗。相對鋁合金材料，ZM6鎂合金密度小，液態金屬的熱焓量低，結晶溫度范圍達到120 ℃，合金凝固以粗大樹枝晶為主。另外，產品高度和直徑尺寸相近，側壁薄，中間板厚，采用常規低壓鑄造法，從一個方向(自下而上)充型補縮，鑄件無法得到有效補縮，易于出現縮松、裂紋缺陷。鎂合金結晶溫度范圍寬，縮松傾向嚴重，鑄造時熱裂傾向比鋁合金大，在熔化、澆注及溫度控制等方面都比鋁合金要求嚴格，不能完全依靠壓力補縮。鎂合金液易氧化燃燒，澆注過程必須在保護狀態下進行。澆注系統的截面積不宜太大，結晶保壓時間不能太長，否則容易引起燃燒[3]。由于鎂合金材料屬于輕金屬材料，化學性能極其活潑，鎂合金鑄造成形技術存在一定技術難度，其工藝流程如圖2所示。

根據鑄件結構特點和鎂合金結晶溫度范圍相對較寬的特性，設計了低壓鑄造工藝。綜合低壓鑄造和縫隙式澆注的優點，縫隙澆道分布在鑄件外壁上，鑄件上部增設冒口，關鍵部位加入冷鐵加速凝固細化晶粒，使鑄件整體趨于同時凝固[4]。金屬液在壓力作用下以底澆的方式注入型腔，鑄件邊凝固邊補縮，鑄件組織更致密，充型平穩，充型速度可控。澆注后，整個鑄件在高度上的溫度分布是上高下低，有利于自下而上順序凝固。特別是在薄壁部位，采用快速澆注、高澆注溫度和鑄件周圍密集分布澆口避免滯流，保證熔體平穩流動，保證分散充型。在澆道口附近局部趨于順序凝固，以便通過縫隙澆道補縮，獲得內部組織合格的鑄件[5]。采用退讓性好的樹脂砂，在砂芯中部添加填料，保證型芯的退讓性，可有效克服鑄件的熱裂和偏析缺陷。

鎂合金熔體性質非常活潑，容易和周圍介質中的氧氣、氮氣和水發生反應，熔煉溫度一般為650～750 ℃，在高于850 ℃時熔體表面會自燃。在鎂合金熔煉過程中，通過采用熔劑保護、氣體保護或兩者結合的保護技術，阻止鎂與氧發生反應，產生燃燒、爆炸現象；同樣，鎂合金澆注、冷卻過程需在氣體保護狀態下進行[6]。

由于金屬液補縮不足，鎂合金鑄件在晶界及枝晶網絡間等地方容易產生尺寸細小且分散的疏松，對力學性能會造成不良影響。按照QJ168—85標準要求，II類鑄件疏松級別應不大于3級。為掌握不同疏松級別缺陷對力學性能影響，從鎂合金鑄件缺陷部位取下材料，加工成試棒進行拉伸試驗，測量數據見表1。從表1數據可以看出，相近疏松缺陷材料的力學性能差別不明顯，隨著疏松級別加大材料力學性能呈變差趨勢，高溫條件下的力學性能比室溫條件下差，隨著處在高溫環境下的時間加長，力學性能變差[7]。

表1 鎂合金鑄件試棒拉伸試驗力學性能檢測結果

2.2 機械加工

主艙段屬薄壁型復雜結構，加工時易發生變形，而且尺寸精度要求高。鎂合金具有良好的切削加工性能和散熱性能，其切削阻力遠小于其他金屬，產生的熱量能迅速擴散到零件的各個部位從而散發，可實現加工過程中零件的變形量小[8]。為保證產品加工精度，選用先進的數控銑加工中心進行加工，并制定了專用的定位工裝，保證產品加工過程中不發生顫動和大變形。通過研制攻關，掌握了鎂合金材料的加工特性，確定了主艙段復雜結構的加工工藝，生產出合格的整體式鎂合金結構件，見圖3。在加工過程中，還有以下5項注意事項[9]。

1) 為了提高鎂合金零件的力學性能和消除零件加工后的殘余應力，需對零件進行熱處理；

2) 高速切削時往往會使金屬切屑的溫度高達700～1 000 ℃，此溫度足以引燃鎂屑，因此，鎂合金艙體加工過程中，要控制好切削速度；

3) 鎂合金材料在切削加工過程中一般不需要切削液，只有在鉆、鏜深孔等排屑不好的情況才需要切削液。切削液使用黏度較低的礦物油。禁止使用普通的冷卻液，以免冷卻液中的水與鎂合金發生化學反應，引起火災和爆炸事故；

4) 暴露于空氣中的鎂合金產品表面極易發生氧化，當工件處于工序間等待超過兩周時，須進行表面處理，防止工件被腐蝕；

5) 要及時清理機床內及其周圍的切屑，避免鎂合金在加工過程中起火，引起安全事故。

2.3 表面處理技術

鎂是負電性較高的金屬之一，耐蝕性較差，鎂合金的氧化膜不致密，不能對內部起保護作用，在干燥的空氣中具有耐腐蝕性，需要在鑄造、加工工序間保持工件干燥，加工超過兩周應進行工序間表面保護，加工完成后進行最終防護處理[10-11]。

鎂合金防護工藝方法主要有化學氧化、陽極氧化、有機涂層和金屬涂層等。化學氧化處理是目前鎂合金最常用的表面處理方法。由于化學氧化處理生成的氧化膜層是表面微孔結構，厚度約3 μm，膜層硬度較低，顏色為深褐色，膜層的形貌如圖4(a)所示，用光學顯微鏡觀察存在龜裂現象，易劃傷脫落，不能作為產品的最終防護措施，可用于鎂合金加工過程中或短時間存放時的臨時表面防護處理，生成化學氧化膜層的主艙段產品見圖5(a)。鎂合金陽極氧化處理生成的氧化膜層與化學氧化處理的膜層類似，其致密性差，也不能作為產品的最終防護措施[12]。

主艙段最終防護采用等離子體微弧陽極氧化技術，使用雙向脈沖微弧氧化電源提供能源，電解液成分為硅酸鈉、氫氧化鈉和丙三醇，通過控制工藝參數有效降低起弧電壓和氧化電流，實現工程應用。鎂合金微弧氧化膜層大致由疏松層、致密層以及過渡層構成，疏松層陶瓷膜組織較為疏松，厚度較大，存在一些孔洞；致密層陶瓷膜組織致密；過渡層與基體金屬緊密結合[13]。與普通的化學氧化及陽極氧化膜相比，微弧氧化膜的空隙小，空隙率低，生成的膜與基體結合緊密、質地堅硬、分布均勻。膜層形貌如圖4(b)所示，其孔洞絕大部分為非穿透性，厚度達到10 μm左右，具有更高的耐蝕耐磨性能[14]。

主艙段通過等離子體微弧陽極氧化處理，表面形成灰白色陶瓷層，表面硬度大于HV750，形成的防護膜層表面光滑、致密，厚度均勻，結合力強，生成微弧氧化膜層的主艙段產品見圖5(b)。試樣按GJB 150.11A—2009標準進行鹽霧腐蝕性能評價，在NaCl濃度為5%、pH值為6.5～7.2、溫度為(35±2)℃條件下，鹽霧壽命大于1 000 h。

3 結構靜強度與靜剛度分析

在Pro/E軟件中建立飛行器結構三維模型，然后導入FEA軟件MSC.Patran中，整個結構全部采用殼單元進行劃分網格，主艙段與上/下安裝板之間通過單元共節點連接，轉接框與主艙段之間通過beam單元建立連接。單元總數約6.5萬，節點總數7萬。添加產品材料屬性見表2。

表2 材料屬性

通過參考點模擬三個爆炸螺栓加載點。參考點與轉接框結構之間通過與螺孔邊緣耦合連接，各單機質量與結構之間采用MPC剛性連接[15]。綜合分析飛行器在各工況下的受力情況，軸向最大過載7.2 g和橫向最大過載2 g共同作用下為極限工況，按照安全系數為1.25進行加載分析，圖6所示為極限工況下的應力云圖和位移云圖。主艙段上最大應力約為26.7 MPa，最大應變為1.64 mm，位于中安裝板上兩個貯箱之間，小于材料的屈服強度σ0.2=135 MPa，剩余強度系數為4，結構靜剛度和靜強度性能較好，能夠滿足設計要求。

采用同樣的有限元方法，分析了相同結構尺寸鋁合金結構的力學性能，應力云圖和位移云圖如圖7所示。兩結構產品的力學性能參數值見表3。其中，鎂合金結構比鋁合金結構的強度質量比提高了10.2%，剛度質量比提高了28.9%。

性能參數ZM6鎂合金結構ZL114A鋁合金結構密度ρ/(g·cm-3)1.82.7極限應力σb/MPa235320最大應力σm/MPa26.726.1最大變形量δ/cm0.1640.141強度質量比σb/ρ130.6118.5剛度質量比1/(δ·ρ)3.3872.627

4 結論

1) 實現了ZM6鎂合金鑄件在大尺寸承力結構中的工程化應用。仿真分析結果表明，產品結構靜強度和靜剛度均滿足設計要求，與鋁合金產品相比，強度質量比提高10.2%，剛度質量比提高28.9%。

2) ZM6鎂合金產品的功能和性能已通過地面靜力試驗、振動試驗及飛行試驗考核，制造工藝基本成熟。

3) 鎂合金材料在航天領域的推廣應用需要高校、研究所和航天企業相互合作，在技術上不斷創新，實現產品的標準化，擴大鎂合金在航空航天領域的應用范圍。

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