形状记忆合金及其在航空工业上的应用(一)

曾少鹏;万小军;彭文屹

【摘 要】形状记忆合金具有形状记忆效应和超弹性两大特性,利用该特性可以使其很好地应用在航空工业领域:制成扭矩管,实现副翼的启动；制成弹簧,用于控制机翼皮辩的上翘下弯；嵌入旋翼机翼片中,能改善直升机主控制系统大、重、复杂等问题；应用在发动机锯齿喷口上,能降低噪音减少功率损失. 【期刊名称】《热处理技术与装备》 【年(卷),期】2011(032)003 【总页数】5页(P1-5)

【关键词】形状记忆合金；机翼；旋翼；航空；应用 【作 者】曾少鹏;万小军;彭文屹

【作者单位】江西省政府办公厅，江西南昌330046;南昌大学材料科学与工程学院，江西南昌330031;南昌大学材料科学与工程学院，江西南昌330031 【正文语种】中 文 【中图分类】TG139+.6 0 前言

形状记忆合金(SMA)具有两个重要的特性，即形状记忆效应(SME)和超弹性(SE)。在1951年由美国科学家 L．C．Chang和 T．A．Read在研究 Au-Cd合金的过程中首次发现SME［1］，并未引起重视，直到1963年美国海军军械实验室

Buehler博士研究小组在Ni-Ti合金中再次发现SME［2］，从此人们开始关注这一现象。目前，随着人们对SMA研究的不断深入，对SME机制认识的不断提高，SMA已逐渐广泛应用在包括医疗、汽车、电气、航天航空等各个领域，特别是Ni-Ti形状记忆合金在F14战斗机油压系统上以及在石油企业输油管道系统的管材连接上已经得到大量成功的应用。本文综述了关于SMA特性及其在航空工业领域的应用。

1 形状记忆效应和超弹性 1．1 形状记忆效应

SME的本质可以更好地从应力-温度相图解释，如图1。有实验验证了沿σ-ε-T的加载途径，如图2显示了NiTi合金丝驱动器真实的加载途径。在加载的开始阶段(图1和2中的A)，SMA处于母相奥氏体相。去除应力后，冷却的SMA会转变为孪生或自协作态的马氏体相(图1和2中的B)。加载应力会使马氏体相发生重构，同时还观察到大的宏观应变(图1和2中的C)，某些Ni-Ti合金在应变量为8%时就能看到［3］该宏观应变。卸载时，应变中的弹性部分得到恢复，因非孪晶马氏体的稳定性，非弹性部分仍然存在，如图1和2中D所示。在无外力时对SMA加热，温度达到As时会发生向奥氏体母相转变的逆相变(点 E)，在Af温度完成(点 F)。由于重构，弹性应变回复，因此又得到了初始形状(在B-C转变前)。需说明的是，这里忽略了任何形式不可恢复的塑性应变。所以，根据材料所处状态，点A与点F几乎重合。正是这种恢复原状或者说是记住原状，就得到了“形状记忆合金”这个名字。在无外力时，随后的冷却还会得到孪晶马氏体，也没有明显的形状改变，而且与A-B加载时的方式相同。

根据形状记忆材料的形状恢复形式，SME可分为两大类，即单程形状记忆效应和双程记忆效应。目前，使SMA获得双向记忆效应的方法主要有:引入位错［4］、

稳定应力诱发马氏体［5］和形成析出相［6］。这些方法的共同特点是在母相中引入不可恢复的缺陷。当试样在冷却过程中发生马氏体相变时，这些缺陷产生的内应力控制马氏体的生长［7］。引起双向记忆效应的机理主要有两种解释:(1)在高温母相中滞留有马氏体［8］;(2)在母相中引入了一系列位错［5］。在以上两种情况下，当试样在冷却过程中发生马氏体相变时，择优的马氏体就会优先形成，从而实现记忆低温马氏体相的形状功能［9］。研究表明［10］，热弹性马氏体相变是SME的本质。在相变特性和相变循环中有四个关键点 Ms、Mf、As、Af，如图 1所示。要发生马氏体转变就必须使马氏体的化学自由能比母相的低［11］，即当温度下降到Ms时，母相开始向马氏体相转变，下降到Mf时，马氏体的热化学自由能和弹性非化学自由能之差最小，转变过程结束。类似的，当温度升高到As时将发生逆马氏体相转变，马氏体相开始向弹性模量较高的母相转变，温度达到Af时，逆转变过程结束。一般情况下，SMA可以完全恢复的形变量为7%左右，形变温度范围在－150～200℃之间，可以通过改变合金的成分和热处理来控制。 图3 马氏体相变示意图Fig．3 Schematic of martensite phase transformation 1．2 超弹性

在SMA中观察到的第二个常见现象是伪弹性效应。该效应是与应力产生的非孪晶马氏体(SIM)和卸载时逆转变为奥氏体相关的。这种在伪弹性作用下，加载时奥氏体转变为非孪晶马氏体的相变，类似于基于产生可恢复的弹性应变的观点，孪晶马氏体重构转变成非孪晶马氏体。在伪弹性效应中，起始相是奥氏体，但在应力作用下还发生了相变。图1所示的是等温伪弹性加载路径应力-温度图。需要说明的是，任何包含了会形成SIM或者在奥氏体转变开始或者结束区都会形成伪弹性效应。起初，材料处于奥氏体相(图1和4中的点1)。马氏体的非孪晶化转变在点2开始，在点3已完全转变成非孪晶马氏体。继续加载将使非孪晶马氏体发生弹性变形。

如果卸载，在点4就开始逆形变。当卸载到点5时，材料再次回到奥氏体相，并且当应力到0时，弹性应变(εel)和形变应变(εt)都已回复。只有塑性应变(εp)没发生变化。

图4为一典型试验得出的Ni-Ti SMA的伪弹性效应图。温度保持在80℃不变。应力低于σMs时SMA作出弹性响应。当达到SMA的临界应力σMs时，就发生A-M的转变，开始形成SIM。在形成SIM的过程中，产生了大的非弹性应变(图4)。当应力到达临界值σMf时，转变结束。此时材料就处于非孪晶马氏体态。大于σMf继续加载，材料作出弹性回应。卸载时，到临界应力σAs时开始发生逆转变，到σAf时转变结束，因为在Af温度以上才适用于机械载荷。

在加载和卸载的应力-应变曲线中可得到一滞回环。如果施加的应力超过了临界值σMf，那么滞回环的宽带，不可回复的塑性应变累加值，代表了回复应变的最大值，该应变是由奥氏体向马氏体转变时产生的应力(σt)所至。图4还可看到材料的另一重要性质，即在循环加载的末尾还残留了剩余塑性应变(εpl)。

图4 一个等温伪弹性加载周期的实验结果Fig．4 Experimental results for a single isothermal pseudoelastic loading cycle

关于Ni-Ti形状记忆合金的超弹性，邓宗才和刘春国［12］做过相关研究，并指出影响SMA超弹性力学性能的主要因素有如下四点:

(1)Ni含量及处理方法。Ni含量的影响以50%为界，当Ni含量小于或接近50%时，除热处理外，还需冷拉拔及低温时效才可获得好的超弹性;当Ni含量大于50%时，经热处理就可获得良好的超弹性，如Ti-50．8%Ni合金丝400℃温度下处理30 min，淬火可获得较好的超弹性［13］。但是 Ni含量不应超过51%，否则会使超弹性温度范围过窄。

(2)温度。SMA在外界应力作用下会发生马氏体和逆马氏体相变，但临界应力值会随外界温度的变化而变化，并引起滞回环曲线的变化［14］。文献［14］通过试

验测试了温度对SMA耗能性能的影响，指出在－10～50℃的温度范围内，随温度的升高，滞回环向上飘移，但滞回的环形状及面积变化不大。

(3)应变速率及拉伸应变最大值。根据相关报道［15－17］，相变应力会随加载速率的提高而增大。但马氏体相变是个放热过程，逆马氏体相变是个吸热过程。因放热速率会随加载速率的增大而增大，来不及散失的热量使合金自身温度升高，有利于逆马氏体相变的进行，宏观上表现为奥氏体开始相变应力增幅更大。其次拉伸应变对材料的能量损耗也有很大影响［17］。随加载最大应变值的增大，材料耗能能力呈线性增长，但对相变应力影响较小。

(4)循环加载。应力应变循环次数对超弹性有显著影响［18，19］。材料进入应力-应变循环，可在母相中引入位错等缺陷，使马氏体相变临界应力增大，该循环导致的材料内部结构变化和微观宏观残余应力场都会影响SMA的超弹性。

超弹性的工程应用有:SMA减隔震装置，如公路高架桥 SMA 棒［20］，建筑结构 SMA 丝复位装置［21］，SMA弹簧隔震系统［22，23］和框架结构SMA索减震系统［24］;SMA耗能装置的应用，如安装SMA装置结构的动态响应模型，试验验证SMA装置的可行性，用数值模拟及试验方法进行SMA装置的优化设计等。 2 SMA在航空工业领域的应用 2．1 SMA在固定翼飞机中的应用

先来看看在固定翼飞机推进系统和结构配置上的应用。在固定翼项目上的应用最著名的两个项目是智能翼项目和 SAMPSON 计划［25，26］。智能翼项目是开发和演示包括形状记忆合金在内的智能材料，以优化起重机构的性能［27－30］。项目分为两个阶段，第一阶段是密集型形状记忆合金。具体为SMA丝，被用于启动无铰副翼，而另一个SMA扭矩管用于启动一小比例F-18模型的机翼扭曲。在上述的每个应用领域，形状记忆效应都是通过形状恢复来提供驱动，恢复都是在无外界应力的条件下发生。在这里，驱动时的应力状态是可变的，它是驱动结构弹性

回复的函数。人们发现，当SMA能为16%原型模型提供理想驱动时，SMA扭矩管却没有足够的强度来驱动原型翼。图5所示为测试的扭矩管。

图5 智能翼项目第一阶段，安装在模型机翼中的SMA扭矩管全貌和断面图Fig．5 Complete picture and sectional plan of the SMA torque tube as installed in the model wing during phase I of the smart wing project SAMPSON计划在原型F-15进气道进行了试验验证。在NASA兰利高速实验室进行的第一系列风洞试验，测试了对抗系统，该系统内两对面都装有SMA电缆。具有形状记忆效应的SMA能改变进气罩的截面积。两相反的SMA绑成一束，分别驱动两个方向，当加热其中之一使形状恢复时，未加热的SMA就会非孪晶化。当受热的SMA冷却下来，先前非孪晶化的SMA就会加热，驱动相反的方向。由34根线组成的SMA束，可产生高达2 6700 N的力，使进气罩偏转9°。进一步测试了更为复杂的SMA驱动器，如进气道唇整形［31］。试验步骤见图6。作为SAMPSON计划的一部分，还研究了包裹在高旁路喷气发动机风扇船尾外围的SMA电缆，能够增加或减小在不同区域飞行条件下的风扇喷管面积［32］。在该设计中，起飞和着陆(或低速航行)时产生的高温排气可使SMA结构元件向奥氏体转变，从而产生回复应变，打开喷嘴至最大截面积。巡航时，较低的气温将使喷嘴关闭，以优化高空性能。试验中研究了利用SMA电缆束实现喷嘴的开启和关闭，为走向实用提供了技术支持。

利用类似原理，还研究了SMA弯曲驱动器。这是为了优化权衡起飞和着陆时缓解噪音以及高空性能。这种发动机的噪音水平通常受到各种民间机构的高度限制。通常称为V形气流搅拌装置，以静态沿着排气喷嘴安装在尾部边缘。该复合V形装置设计成具有重构性，内部嵌有SMA组件。驱动器的原理是基于随海拔的改变，气流温度也随之改变。在低海拔和低速时，发动机温度较高，SMA元件变形，迫使V形齿进入气流并混合气流(减少噪音)。当高海拔高速时，V形齿又恢复变直，

发动机性能得到提高。文献［33］提到，通过加热装置，自主控制和人工控制的测试结果表明，装置工作良好，但仍需改进。图7所示为当前波音飞机上的可变V形齿设计。图8所示为当前波音V形系统模型。该模型完全考虑到了诸如弹性复合材料层压板基材反应，滑动接触和3D非均质SMA载荷等复杂情形。 有关形状记忆合金应用在机翼中的报道比较多，比如由美国诺斯罗普格鲁门公司(NGC)领导完成的DARPA/AFRL/NASA智能翼项目，是采用SMA智能材料来改善军用飞机的空气动力和气动弹性性能。该项目分为两个阶段，分别进行不同测试，验证了发展智能控制界面设计的可行性，以提供在各种飞行条件下的最佳空气动力学性能［34］。

图6 安装在NASA兰利超音速风洞中的SAMPSON计划F-15进气道整流罩Fig．6 The SAMPSON F-15 inlet cowl as installed in the NASA Langley hypersonic wind tunnel

Parsaoran［35］等人也对利用SMA材料来控制飞机襟翼的位置。他们的设计方案是使飞机的部分机翼的皮瓣由SMA驱动来控制。皮瓣被固定在连接有SMA弹簧的旋转管上，SMA弹簧的另一端固定在翼盒的前端。四根SMA弹簧包括上层镶嵌在皮瓣管顶部，下层的镶嵌在皮瓣管底部。当电流通过弹簧上层时，SMA弹簧驱动器就会使皮瓣上翘，同理，电流通过弹簧下层时会使皮瓣下弯。简易图如图9所示，图中上层弹簧在电流作用下受热。

图10为用测力计来测量旋转皮瓣上翘时产生的最大力。虽然每个SMA弹簧可产生大于10 N的力，但在旋转系统中会损失一些能量，四根上层弹簧一起使皮瓣上翘时，在旋转基部能产生的最大力约为30 N，在后缘为5 N。所以皮瓣驱动器产生的力平均17．5 N，已超过所需的最小力6．4 N。

图10 测量皮瓣驱动器产生的力Fig．10 Measuring the force of flap

actuation

Parsaoran等人还在Temple大学流体实验室用风洞做了测试，如图11所示。由于原型模型尺寸限制，测试只能在风洞口进行。测试时的风洞最大风速为21．3 m/s，由此便可测出模型在动态载荷作用下的性能。SMA驱动器能很好的控制皮瓣的位置，并随其载荷改变时延迟时间最短。一般使皮瓣从一个方向的最大偏转位置偏转到另一方向的最大偏转位置所需的时间约为6 s，即使是在理想环境风速的1/3条件下测试，也能使皮瓣偏转。Parsaoran等人的设计理念还可应用在飞机副翼、板条和方向舵上。

图11 测试皮瓣驱动器的风速为21．3 m/s的风洞试验(a)皮瓣上翘 (b)皮瓣下弯Fig．11 Testing the flap actuation system in a wind tunnel at velocity of 21．3 m/s(a)rpward flap position (b)downward flap position