先進戰斗機結構制造用金屬材料主要包括鋁合金、鋼鐵材料以及鈦合金，而鈦合金由于兼顧了鋼的高強度與鋁的低密度以及具有耐腐蝕等優點，在世界各國的新一代武器裝備結構選材中越來越受到重視和廣泛應用，特別是在先進戰斗機的結構制造中尤為如此。

      F-15戰斗機結構用鈦材

    F-15戰斗機是美國麥克唐納· 道格拉斯公司為美國空軍研制生產的雙引擎、全天候、高機動性空中優勢重型戰斗機，該飛機于1972年7月首次試飛，1974年開始量產并交付美國空軍使用，后期進行了多型改進設計，其中最為著名的就是F-15E。該機長19.43m、機高5.68m、翼展13.03m、空重12700kg，最大起飛重量30845kg。麥克唐納飛機公司在最初設計時認為，為了使設計達到爬升速度快、加速時間短、起降距離短、著陸地速度緩、耐熱環境及耐腐蝕等指標要求，必須在結構選材上進行大膽創新，即大量選用輕質高強耐腐蝕的鈦合金材料替代F-4 飛機大量使用的結構鋼，F-15戰斗機中鈦合金材料占整個結構重量的26.1%。

    F-15 戰斗機機身為全金屬半硬殼式結構，分為3段：前段包括雷達罩、座艙、電子設備艙等，主要結構材料為鋁合金；中段與機翼相連，前3 個框為鋁合金結構、后3 個框為鈦合金結構，材料為Ti-6Al-4V 鈦合金，占中機身結構重量的20.4% ；后段主要是發動機艙和連接垂直安定面、水平尾翼的承載尾梁，采用全鈦合金結構設計，包括隔框、珩條、減速板以及蒙皮等。F-15 戰斗機機翼結構為多梁抗扭盒型破損安全結構，機翼前梁為鋁合金材料制造，其后的3 個翼梁采用鈦合金材料制造，機翼內側整體油箱的下蒙皮為鈦合金材料，其余為鋁合金中厚板整體加工而成的蒙皮壁板。F-15 戰斗機垂直安定面和水平尾翼的抗扭盒均采用鈦合金材料制造。霍尼韋爾公司為其配套的剎車系統同樣為了減重使用鈦合金材料制造的扭力筒及碳剎車盤，扭力筒早期使用Ti-6Al-4V 鈦合金鑄件，后期改為Ti-15-3 鈦合金鑄件。

    F-15 戰斗機上鈦合金結構件毛坯的供應形式主要以鍛件為主。據統計，該機使用鍛件共計500 多項，其中鈦合金為108 項，包括機翼內側的3 個翼梁、尾翼大梁以及主要的承力框都是采用Ti-6Al-4V 整體鍛件，特別是承力框的寬度達到了3m，為特大型鈦合金鍛件；一些腹板較薄的鈦合金件還采用當時先進的等溫鍛造工藝。同時，為了節省制造費用，部分鈦合金結構件毛坯采用近凈成型的粉末冶金（+ 熱等靜壓工藝）件，如Ti-6Al-4V 鈦合金制造的機翼大梁龍骨連接板，較鍛件降低成本50%。在裝配方面，采用了大量Ti-6Al-4V 鈦合金緊固件。總體來說，F-15 戰斗機使用的主要鈦合金材料包括Ti-6Al-4V、Ti-6Al-6V-2Sn、Ti-3Al-2.5V 等鈦合金，其大型結構件、耐疲勞壁板件、連接緊固件基本都采用Ti-6Al-4V 鈦合金制造，小型結構件、耐疲勞性能不高的壁板件采用Ti-6Al-6V-2Sn 制造，液壓、燃油管件基本采用Ti-3Al-2.5V 鈦合金制造，復合材料蒙皮連接中大量使用的鉚釘主要采用Ti-45Nb 鈦合金制造。機翼用鈦601.91kg、水平尾翼用鈦132.44kg、垂直尾翼用鈦65.77kg、機身用鈦1152.57kg、起落架用鈦43.09kg、發動機艙用鈦32.65kg、進氣道用鈦62.59kg，全機用鈦2091.06kg。

    F-22戰斗機結構用鈦材

    F-22 戰斗機是由美國洛克希德· 馬丁和波音軍用飛機公司聯合研制的單座、雙發、雙垂尾的高隱身性、高機動性的第四代戰斗機，該機具有優異的隱身性能、靈敏性、精確度和態勢感知能力，同時具備空對空和空對地作戰能力，是當今世界進入現役的綜合性能最佳的戰斗機。該機主要用于取代美軍第三代主力戰機F-15 鷹式戰斗機，其作戰效能是F-15 戰斗機的3 倍。F-22 戰斗機機長18.90m、機身高度5.08m、翼展13.56m、空重19700kg、最大起飛重量38000kg。

    洛克希德· 馬丁公司負責F-22 戰斗機前部機身、中部機身、尾部、起落架、輔助系統的研制生產以及總裝測試，波音軍用飛機公司承擔后機身、機翼以及航電系統的研制生產。該飛機在設計選材方面主要考慮了非常規機動帶來的結構減重要求和超音速巡航帶來的結構升溫要求以及與隱身需求等。基于這種設計思路，在技術驗證機YF-22 的結構選材上，鋁合金材料占結構總重的35%、鈦合金材料占結構總重的24%、高強鋼占結構總重的5%、復合材料占總重的23%、其他材料13%。但是在后續進行的實彈射擊抗損試驗測試中發現，采用全復合材料制造的機翼翼梁對于30mm 炮彈的抗打擊效果不理想，為了提高機翼翼梁的抗炮彈打擊能力以及提高飛機的生存能力，量產 F-22 戰斗機機翼采用了鈦合金材料主梁+ 復合材料輔梁的混合結構。據美國BLATS 計劃研究，對于飛行速度2Ma 的飛機其結構用鈦量達到45% 時，飛機最輕，而結構用鈦量為25%時飛機設計制造成本最低。所以，為了改善飛機的整體飛行性能，加大了鈦合金材料的使用量，在量產的F-22戰斗機上，鋁合金材料比重降低到20%、鈦合金材料比重增加到41%、鋼鐵材料比重保持5%、復合材料比重24%、其他材料比重10%。

    F-22 戰斗機機身設計采用傳統的半硬殼式結構，機身分為前機身、中機身和后機身3 個部分。前機身制造材料主要有鋁合金和復合材料，鋁合金占到一半以上；中機身的部分隔框、加強框、下部縱梁使用鈦合金材料制造；后機身的前梁、隔框、龍骨壁板、部分蒙皮使用鈦合金材料制造，鈦合金占到55% 以上；機翼的根部翼身連接加強肋、前梁、中間梁、后梁等采用鈦合金材料制造，量產F-22 戰斗機機翼結構中鈦合金的比重達到了47%。量產F-22 戰斗機結構中鈦合金材料的使用情況如圖1 所示，采用Ti-6AL-2Sn-2Zr-2Cr-2Mo（Ti62222）鈦合金材料制造的結構部件有前梁、平尾轉軸、下部縱梁、發動機支架、尾部接頭等，采用Ti-6Al-4V 鈦合金材料制造的結構部件有座艙罩蓋、斜隔框、輔助動力裝置進氣口框、檔板鉸鏈接頭、副翼支撐架、副翼鉸鏈接頭、方向舵轉動支架、方向舵鉸鏈接頭、機翼主翼面零組件等，采用Ti-6Al-4V ELI 鈦合金材料制造的結構部件有翼梁、隔框及機體、前珩梁、后珩梁、縱梁等。同樣采用Ti-3Al-2.5V 鈦合金材料制造各類液壓、燃油管件。

    F-22 結構中主要使用了Ti-6Al-4V ELI 和Ti-6Al2Sn-2Zr-2Cr-2Mo 兩種鈦合金材料，其中Ti-6Al-4V鈦合金毛坯有鍛態和鑄態兩種形式，Ti-6Al-2Sn-2Zr-2Cr-2Mo 鈦合金毛坯為鍛態。Ti-6Al-4V ELI 低間隙鈦合金鍛件占到整個飛機鍛件的2/3 左右，該機大量使用β 退火狀態的Ti-6Al-4V ELI 低間隙鈦合金鍛件，其目的是獲得良好的損傷容限性能（即良好的抗裂紋擴展能力和斷裂韌性），同時提高可加工性能。Ti-6Al-2Sn-2Zr-2Cr-2Mo 鈦合金是專門開發的可深度淬透的和中溫使用的高強高韌鈦合金，采用β 固溶處理加時效的熱處理工藝，以獲得良好的強度與斷裂韌性匹配。按照坯料使用狀態統計，Ti-6Al-4V ELI 鈦合金鍛件占73%、Ti-6Al-4V 鈦合金鑄件占16%、Ti-6Al-2Sn-2Zr-2Cr-2Mo 鈦合金鍛件占6%，其他占5%，單價飛機整機使用鈦合金超過2721.55kg。F-22 戰斗機上最大的鈦合金整體模鍛件是中機身與后機身加強框鍛件，采用Ti-6Al-4VELI 鈦合金制造。中機身的4 個整體隔框鍛件是目前世界大型鈦合金模鍛件的代表。中機身即中央翼盒，連接前機身、后機身、兩側機翼與起降系統，受力最為嚴苛，所以在設計時采用整體模鍛件，中機身“583”隔框模鍛件中最大的重量達到2770kg，鍛造投影面積達到5.53m。后機身的發動機艙框架模鍛件采用分段設計，包括3 個中央的“H”型框鍛件和兩個“T”型框鍛件，共計5 個后機身隔框模鍛件，后機身框模鍛件最大的長3.8m、寬1.7m、重1590kg、鍛造投影面積達到5m2。最大Ti-6Al-2Sn-2Zr-2Cr-2Mo 鈦合金鍛件是下龍骨弦桿，長3.962m。F-22 飛機上使用的大型鈦合金鍛件由美國懷曼戈登公司在其45000t 模鍛壓力機上研制生產。

    對于一些結構復雜，采用鍛造工藝無法制造的零部件或制造復雜、成本高的組合件，設計中采用Ti-6Al-4V 鈦合金精密鑄造+ 熱等靜壓（β 退火）工藝制造，F-22 戰斗機上使用的鈦合金鑄件大約有76 件左右，包括傾斜隔板、輔助動力裝置入口框、座艙面板、主機翼組件、方向舵鉸鏈副等，鈦合金鑄件的大量使用減少了螺栓機械連接的數量，降低了制造成本和工藝難度。

    F-35戰斗機結構用鈦材

    F-35 戰斗機是由美國洛克希德· 馬丁公司負責研制、多國參與的項目，A型飛機于2006年12月15日首飛。F-35 戰斗機在追求飛行性能、可操縱性和成本等諸因素達到平衡的同時，最大程度地降低成本。F-22 追求的是最高性能，而F-35 追求的是最低成本，并不熱衷全是技術上的創新。F-35 在外形上與F-22 相似，具有梯形單中翼、水平的安定面及向外傾斜的垂尾，由于F-35 不像F-22 需要超音速巡航，所以在機身構件選材方面可適當降低其技術先進性，通盤考慮其制造成本。

    在F-22 上一些承力大型鈦合金隔框都是用鍛件制成的整體，其中最重的鈦合金鍛件重量近3000kg，尺寸3.81m×3.17m，切削加工后的成品件只有150kg。而在F-35 飛機上，位于機翼承力結構前緣處的1 個隔框尺寸比F-22 的還要大，為4.1m×2m，是目前最大的飛機隔框整體件，是用鈦合金鍛件切削加工而成的。為了降低成本，F-35 飛機采用與F-16 飛機相同的成本控制及選材原則，更多的機身隔框采用先進鋁合金材料，碳纖維/ 環氧復合材料以及鋁- 鋰合金材料，在綜合性能不過多降低的前提下，成本降低至鈦合金材料的1/4。F-35 戰斗機機體結構中，鋁合金占19%、鈦合金占20%、鋼占7%、復合材料占31%、其他材料占23%。有報道稱，洛克希德·馬丁公司計劃采用SiCf/Ti 復合材料制造F-35 戰斗機的起落架部件。

    美國飛機設計選材思路

    美國統計20世紀60~70年代的美越戰爭中失事飛機中發現，一部分發生飛行事故的飛機是由于一種低應力的結構斷裂造成的，即在低于材料的屈服強度以下的應力環境下構件發生脆性斷裂事故。通過相關專家的深入研究發現，采用鑄造或鍛造工藝生產的構件內部不可避免地存在一些一定尺寸的裂紋或缺陷，這種存在裂紋類缺陷的非連續致密構件的服役使用的安全性、可靠性和服役壽命不能簡單地使用常規的拉伸強度與塑性來測算。其服役的安全性、可靠性和壽命需要結合裂紋在應力環境下的失穩擴展情況來計算，即結構材料的抗裂紋失穩擴展能力越好，服役越可靠與安全，發展出了結構材料斷裂韌性（KIC）理念與相對于的飛機破損- 安全設計概念。美國在新一代的飛機設計中充分利用了破損- 安全設計概念和損傷容限設計準則，以大幅度提高飛機機體服役的可靠性和壽命。

    研究表明，金屬材料中的雜質元素在提高材料強度的同時會大幅降低材料的塑性和斷裂韌性、加快內部裂紋擴展速率，并惡化其他機械性能。美國依據新一代飛機結構設計的損傷- 容限準則需求，對結構制造中大批量使用的Ti-6Al-4V 鈦合金進行了成分設計優化，研制出了低雜質含量的Ti-6Al-4V ELI 鈦合金，主要雜質間隙元素O 含量控制在0.13% 以內、C 含量控制在0.08%以內，在小幅度降低材料抗拉強度的同時，大幅度提升了材料的斷裂韌性，降低了裂紋擴展速率。此外，研究表明Ti-6Al-4V 鈦合金顯微組織為魏氏組織時合金的斷裂韌性較高、裂紋擴展速率較低。美國在新機設計中使用低雜質含量的Ti-6Al-4V ELI 鈦合金結合β 退火工藝獲得魏氏組織，使合金具有最佳的斷裂韌性和抗裂紋擴展能力。

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責任編輯：王元

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