先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)朝著高渦輪前溫度、高推重比、長(zhǎng)壽命和低油耗方向發(fā)展，除了先進(jìn)的設(shè)計(jì)技術(shù)，發(fā)動(dòng)機(jī)性能的提高強(qiáng)烈依賴于先進(jìn)材料及制造技術(shù)的發(fā)展，發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵件和重要件亟需耐高溫、高比強(qiáng)度、高比模量、抗氧化和阻燃的新材料。隨著使用溫度的升高，材料的高溫性能尤其是蠕變性能顯得越來越重要。先進(jìn)材料及制造技術(shù)保障了新材料制件及新型結(jié)構(gòu)的實(shí)現(xiàn)，使發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)量不斷減輕，發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率、使用壽命、穩(wěn)定性和可靠性不斷提高。鈦合金材料在發(fā)動(dòng)機(jī)400℃以下低溫段的應(yīng)用受到密度更小的樹脂基復(fù)合材料的競(jìng)爭(zhēng)，而普通鈦合金材料600℃以上的蠕變、持久、組織穩(wěn)定性、抗氧化等性能已無(wú)法勝任發(fā)動(dòng)機(jī)的使用要求［1］。與鎳基高溫合金相比,600℃高溫鈦合金、Ti-Al系金屬間化合物、SiC纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料（SiCf/Ti）在500～850℃溫度區(qū)間的比強(qiáng)度、比蠕變強(qiáng)度和比疲勞強(qiáng)度方面有明顯優(yōu)勢(shì)，在保持相同服
役使用性能的情況下，以鈦代鎳可減重40％以上，這對(duì)提高發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比和使用性能效果顯著，這些新材料與整體葉盤、整體葉環(huán)等輕量化結(jié)構(gòu)相結(jié)合，有望應(yīng)用于新一代發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)和低壓渦輪部件［2］。
在Ti-Al系金屬間化合物家族中，與Ti3Al和Ti2AlNb合金相比，TiAl合金以其顯著的低密度、高比模量、高蠕變抗力、阻燃等優(yōu)勢(shì)，成為發(fā)動(dòng)機(jī)高溫結(jié)構(gòu)應(yīng)用最有潛力的材料之一。鈦火一直是影響發(fā)動(dòng)機(jī)安全可靠使用的重大隱患，其發(fā)生往往是無(wú)征兆的，且在短時(shí)間內(nèi)發(fā)生，來不及采取有效控制措施。發(fā)動(dòng)機(jī)鈦火問題直接推動(dòng)了阻燃鈦合金的研究與發(fā)展［3］。
隨600℃高溫鈦合金、阻燃鈦合金、TiAl合金、SiCf/Ti復(fù)合材料這類新材料研究工作的不斷深入，技術(shù)成熟度得以提升，逐步積累工程化生產(chǎn)和應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)，研制的典型件在新型發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行了強(qiáng)度考核和裝機(jī)試用，成為發(fā)動(dòng)機(jī)新材料應(yīng)用領(lǐng)域的新力軍。600℃高溫鈦合金適用于工作溫度為500～600℃的高壓壓氣機(jī)整體葉盤、機(jī)匣等；阻燃鈦合金適用于高壓壓氣機(jī)機(jī)匣、葉片等；TiAl合金適用于工作溫度在700～850℃的高壓壓氣機(jī)葉片、渦輪葉片等；SiCf/Ti鈦基復(fù)合材料適用于高壓壓氣機(jī)整體葉環(huán)。
雖然600℃高溫鈦合金、阻燃鈦合金、TiAl合金、SiCf/Ti復(fù)合材料在某一項(xiàng)性能方面具有獨(dú)特優(yōu)勢(shì)，但并非十全十美，在某些方面還存在明顯不足，如TiAl合金低的室溫塑性和韌性、較差的制造加工工藝性能以及高昂的成本等。因此，在進(jìn)行選材和制定工藝時(shí)，應(yīng)針對(duì)具體零部件的使用性能要求，綜合協(xié)調(diào)力學(xué)性能、工藝性能、生產(chǎn)成本等因素，遵循先進(jìn)科學(xué)的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則如損傷容限設(shè)計(jì)、可靠度設(shè)計(jì)、概率壽命設(shè)計(jì)等，改進(jìn)和提高材料性能，避免出現(xiàn)嚴(yán)重影響使用的短板，兼顧結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)、材料研究和部件制造工藝技術(shù)，相互推動(dòng)，促進(jìn)設(shè)計(jì)、材料、應(yīng)用三者的有機(jī)融合［4］。本文綜述近年來我國(guó)在先進(jìn)高溫鈦合金材料及應(yīng)用技術(shù)等方面的研究進(jìn)展及取得的成果，并提出材料及構(gòu)件設(shè)計(jì)、加工和使用亟待突破的關(guān)鍵技術(shù)及其工程應(yīng)用需要開展的研究工作。
1、先進(jìn)高溫鈦合金材料及構(gòu)件制造技術(shù)研究進(jìn)展
根據(jù)在發(fā)動(dòng)機(jī)上的設(shè)計(jì)使用特點(diǎn)，先進(jìn)高溫鈦合金系列材料研究的目標(biāo)始終是致力于提高長(zhǎng)時(shí)使用溫度，即提高熱強(qiáng)性，同時(shí)須具有良好的熱動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性，即保證部件在設(shè)計(jì)使用壽命期內(nèi)保持持續(xù)的物理和力學(xué)性能。發(fā)動(dòng)機(jī)高溫段工作的盤、葉片、整體葉盤、整體葉環(huán)等轉(zhuǎn)動(dòng)件，要求材料在高溫服役環(huán)境下具有足夠的蠕變抗力、高低周疲勞強(qiáng)度、組織穩(wěn)定性及抗氧化能力，防止過量的蠕變變形和足夠高的疲勞強(qiáng)度是設(shè)計(jì)關(guān)鍵。此外，對(duì)于整體葉盤和整體葉環(huán)零件，控制氣動(dòng)力誘發(fā)的葉片振動(dòng)很重要。在400℃以下，普通鈦合金具有足夠的蠕變抗力，使用過程中一般為疲勞破壞為主的失效模式；而在400℃以上，隨著使用溫度的提高，蠕變性能愈來愈成為制約鈦合金使用性能和使用壽命的關(guān)鍵因素。同時(shí)，應(yīng)考慮高溫環(huán)境下材料的蠕變與疲勞、環(huán)境的交互作用，以及過量的蠕變變形會(huì)造成葉片與機(jī)匣間的非正常摩擦引起的鈦火問題。
我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)在役和在研的主要高溫鈦合金如表1所示。隨年代的推進(jìn)，高溫鈦合金的使用溫度呈不斷提高的發(fā)展趨勢(shì)，現(xiàn)役發(fā)動(dòng)機(jī)上使用的鈦合金主要有TC4，TC11，TC17和TA11等，用于發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇和壓氣機(jī)低溫段工作的葉片、盤、機(jī)匣等零件。20世紀(jì)90年代研制的550℃高溫鈦合金TA12，工程化時(shí)遇到較大的技術(shù)問題，后經(jīng)成分優(yōu)化，去除了稀土元素Nd，重新命名為TA32。Ti3Al基金屬間化合物合金TD2和TD3，其機(jī)匣典型件通過了強(qiáng)度考核試驗(yàn)，尚未獲得實(shí)際工程應(yīng)用。近年來，隨著先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)高溫鈦合金的迫切需求，600℃高溫鈦合金、阻燃鈦合金、TiAl合金和SiCf/Ti復(fù)合材料成為新型高溫鈦合金的發(fā)展重點(diǎn)。
1.1 600℃高溫鈦合金
600℃被認(rèn)為是普通鈦合金的“熱障”溫度，進(jìn)一步提高工作溫度受到蠕變、持久、組織穩(wěn)定性、表面抗氧化等性能的限制［1］。在500～600℃范圍內(nèi)，與
GH4169高溫合金相比，600℃高溫鈦合金在比強(qiáng)度、低周疲勞性能、抵抗疲勞裂紋擴(kuò)展性能等方面有明顯優(yōu)勢(shì)［5，6］，因此，基于減重和提高推重比的目的，新型先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)600℃高溫鈦合金有迫切需求。
國(guó)外典型的600℃高溫鈦合金有英國(guó)的IMI834、美國(guó)的Ti-1100、俄羅斯的BT36和BT41，其中IMI834在EJ200、TRENT系列、PW305、PW150等發(fā)動(dòng)機(jī)上成功獲得批量應(yīng)用［7］。這些合金均以Ti-Al-Sn-Zr-Mo-Si作為主成分系，差異之處在于合金化含量以及加入其他β穩(wěn)定化元素，如IMI834加Nb，
BT36加W。十幾年來，國(guó)內(nèi)幾家科研院所在600℃高溫鈦合金方面開展了大量研究［8-11］，如北京航空材料研究院研制的新一代600℃高溫鈦合金TA29
8］、中科院金屬所研制的TA33［9］。
TA29鈦合金名義成分為Ti-5.8Al-4Sn-4Zr-0.7Nb-1.5Ta-0.4Si-0.6C，成分主要特點(diǎn)是采用Nb和Ta兩個(gè)弱β穩(wěn)定化元素進(jìn)行合金化，它們?cè)讦?Ti
中具有較大的固溶度，可增強(qiáng)α相的固溶強(qiáng)化作用，有助于改善高溫抗氧化能力，提高熱穩(wěn)定性。采用低Fe、低O的高純化控制方式，保證了合金優(yōu)異的高溫蠕變性能。通過加入微量C，擴(kuò)大了α＋β區(qū)上部的工藝窗口，使合金具有更好的工藝適應(yīng)性，滿足工業(yè)批產(chǎn)的工藝控制要求。從2000年開始至今，歷經(jīng)成分探索、實(shí)驗(yàn)室小錠熔煉到工業(yè)化鑄錠熔煉的漸進(jìn)式研究，通過合金成分、熔煉、鍛造、熱機(jī)械處理、機(jī)加工等工藝參數(shù)的不斷優(yōu)化，在工業(yè)條件下，實(shí)現(xiàn)了從3t型工業(yè)鑄錠熔煉、φ300mm大規(guī)格棒材制備、大尺寸整體葉盤鍛件制備到整體葉盤零件機(jī)加工、檢測(cè)檢驗(yàn)、表面處理等全程制造，工藝穩(wěn)定、性能優(yōu)越。TA29鈦合金典型整體葉盤鍛件如圖1所示。其中，第I類整體葉盤鍛件的外徑尺寸為φ630mm，質(zhì)量為112kg，截面厚薄差異大，軸向截面最大厚度為150mm。TA29鈦合金的拉伸性能與IMI834合金相當(dāng)，但在高溫蠕變、斷裂韌度等方面有優(yōu)勢(shì)，在600℃/160MPa/100h測(cè)試條件下，蠕變應(yīng)變?chǔ)舙穩(wěn)定在≤0.1％，在620℃/160MPa/
100h測(cè)試條件下，εp≤0.15％，而IMI834鍛件（最大截面厚度≤80mm）的蠕變性能指標(biāo)為：在600℃/150MPa/100h測(cè)試條件下，εp≤0.2％。TA29鈦合金拉伸試樣經(jīng)過600℃長(zhǎng)時(shí)熱暴露后，室溫拉伸塑性顯著降低，即熱穩(wěn)定性下降，在120℃以上，毛坯熱暴露試樣的拉伸塑性與未暴露狀態(tài)試樣的拉伸塑性相當(dāng)，而試樣熱暴露后拉伸塑性是未暴露狀態(tài)拉伸塑性的50％左右，且隨著溫度的升高，拉伸塑性差距逐步縮小。在300～600℃范圍內(nèi)，試樣熱暴露與毛坯熱暴露的拉伸塑性相當(dāng)，說明表面氧化層對(duì)熱穩(wěn)定性的降低作用隨著溫度的升高逐步減弱［12］。因此，對(duì)于在高溫環(huán)境下使用的TA29鈦合金，在設(shè)計(jì)選材和熱穩(wěn)定性評(píng)估時(shí)，應(yīng)考慮熱穩(wěn)定性在高溫下會(huì)發(fā)生部分恢復(fù)的這一特性，而且在300～600℃范圍內(nèi)，試樣熱暴露后的拉伸塑性仍能保持較高的數(shù)值。TA29鈦合金α＋β區(qū)熱處理的整體葉盤鍛件的室溫?cái)嗔秧g度KIC為45MPa.m1/2，400℃及以上溫度KIC≥70MPa.m1/2，采用β模鍛的TA29鈦合金盤鍛件的室溫KIC值達(dá)65MPa.m1/2，可見TA29鈦合金具有良好的損傷容限性能。
圖2為TA29鈦合金典型整體葉盤零件。整體葉盤結(jié)構(gòu)消除了盤、片分離結(jié)構(gòu)存在的零件連接、裝配而引起的零件之間的應(yīng)力、變形和漏氣損失，使發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率、質(zhì)量可靠性有所提高。采用五坐標(biāo)數(shù)控加工技術(shù)生產(chǎn)的TA29鈦合金整體葉盤零件，其外形尺寸、靜平衡、熒光檢測(cè)、表面殘余應(yīng)力等均符合設(shè)計(jì)要求，TA29鈦合金整體葉盤零件通過了高溫超轉(zhuǎn)破裂、低循環(huán)疲勞、葉片振動(dòng)疲勞強(qiáng)度考核。TA29鈦合金大規(guī)格棒材、整體葉盤鍛件和零件已具備小批生產(chǎn)能力。
TA29鈦合金因在620℃仍具有良好的蠕變抗力，在其他性能滿足設(shè)計(jì)要求時(shí)，可延伸至620℃左右長(zhǎng)期使用。除在發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域具有很好的應(yīng)用潛力外，TA29鈦合金在750～800℃仍能保持較高的抗拉強(qiáng)度，可在此溫度區(qū)間短時(shí)使用，應(yīng)用于超高聲速導(dǎo)彈、火箭、飛行器、空天飛機(jī)等裝備的機(jī)體構(gòu)件、蒙皮，以及所用發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫部件。
1.2 阻燃鈦合金
發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)鈦合金零部件承受著高溫、高壓和高載荷的作用，當(dāng)葉片與機(jī)匣發(fā)生摩擦，在較短的時(shí)間內(nèi)引發(fā)鈦的燃燒，即產(chǎn)生鈦火。一旦發(fā)生鈦火，鈦的燃燒是以裂變方式發(fā)展的，在短時(shí)間內(nèi)造成葉片燒損、機(jī)匣燒穿，甚至整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)燒毀。從1962年鷂式飛機(jī)所裝的飛馬發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)工作葉片與機(jī)匣摩擦引起鈦著火起，國(guó)內(nèi)外軍民用發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生過一百余起鈦火故障，涉及的發(fā)動(dòng)機(jī)主要有F100，F(xiàn)404，CF6，PW4000等，嚴(yán)重影響了鈦合金在發(fā)動(dòng)機(jī)上的安全可靠使用［3］。據(jù)觀測(cè)，在高壓壓氣機(jī)中，鈦合金著火后約5～10s即能將機(jī)匣燒穿［13］。從減輕發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量考慮，只要工作溫度允許，轉(zhuǎn)子葉片都采用鈦合金，為了防止鈦火，應(yīng)避免鈦合金轉(zhuǎn)子葉片與機(jī)匣、轉(zhuǎn)子葉片與靜子葉片等的成對(duì)使用，在少數(shù)采用鈦合金機(jī)匣的發(fā)動(dòng)機(jī)上，在機(jī)匣內(nèi)徑與轉(zhuǎn)子葉片相對(duì)應(yīng)的位置上嵌有防火隔層及易磨層，后來改用了合金鋼機(jī)匣，但增加了結(jié)構(gòu)質(zhì)量。使用阻燃鈦合金是最主要的鈦火防控技術(shù)途徑，為此專門研制了阻燃鈦合金用于壓氣機(jī)葉片、機(jī)匣等零件?？紤]到鈦火的巨大危害性，研制新的鈦基材料時(shí)，要充分重視和評(píng)估新合金的阻燃性能。
俄羅斯阻燃鈦合金采用Ti-Cu-Al系，美國(guó)采用Ti-V-Cr系。由于Ti-Cu-Al系阻燃鈦合金的高溫力學(xué)性能沒有達(dá)到設(shè)計(jì)要求而未進(jìn)入工程化生產(chǎn)階段。我國(guó)在阻燃鈦合金領(lǐng)域的研究開展了二十余載，Ti-V-Cr系阻燃鈦合金是我國(guó)新型鈦合金的研究重點(diǎn)和發(fā)展方向之一［14］。以AlloyC（Ti-35V-15Cr）合金的成分為基礎(chǔ)，研制了能在500℃長(zhǎng)期使用的TB12（Ti-25V-15Cr-0.2Si）和在550℃長(zhǎng)期使用的TF550（Ti-35V-15Cr-0.3Si-0.1C）合金［13，15］。目前已突破鑄錠成分均勻性控制、棒材擠壓開坯、環(huán)鍛件軋制和阻燃性能評(píng)價(jià)等關(guān)鍵技術(shù)，并在阻燃機(jī)理研究方面取得重要進(jìn)展［16-18］。
TB12及TF550合金是典型的高合金化β型鈦合金，V，Cr元素含量總和高達(dá)40％和50％。制備阻燃鈦合金工業(yè)鑄錠要解決成分的精確控制和均勻性，以及微區(qū)V，Cr元素偏析問題。通過改進(jìn)合金元素添加方式、電極結(jié)構(gòu)、布料方式以及優(yōu)化真空自耗熔煉工藝參數(shù)，成功制備了錠型為φ620mm的TB12合金和TF550合金工業(yè)鑄錠。
TB12和TF550合金變形抗力大、工藝塑性低，傳統(tǒng)的鍛造設(shè)備和工藝方法不適于阻燃鈦合金的變形。
我國(guó)大型擠壓設(shè)備的建設(shè)與投產(chǎn)為阻燃鈦合金工業(yè)鑄錠的開坯提供了可行的技術(shù)途徑。利用北方重工360MN擠壓機(jī)，嘗試了阻燃鈦合金工業(yè)鑄錠的包套熱擠壓開坯，由φ620mm的鑄錠一次擠壓成φ300mm棒材，如圖3所示，變形量大，晶粒顯著細(xì)化，工藝塑性得到明顯提高，后續(xù)坯料的改鍛可直接在快鍛機(jī)上進(jìn)行，為機(jī)匣用TB12合金環(huán)鍛件及TF550合金厚板的制備提供坯料。通過軋制和等溫模鍛，分別獲得了尺寸為φ742mm×φ604mm×320mm的環(huán)鍛件及半環(huán)鍛件，如圖4所示。
阻燃性能即材料所具有的預(yù)防、終止或減慢燃燒的特性，是衡量發(fā)動(dòng)機(jī)用鈦合金使用安全性的關(guān)鍵性能指標(biāo)之一。合金元素對(duì)Ti-V-Cr阻燃鈦合金阻燃性能的影響、機(jī)理與評(píng)價(jià)方法等一直是困擾發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)選材和用材的技術(shù)難題［17］?；谀Σ辽鸁嵩砗椭馃崂碚?，提出通過局部摩擦升溫與氧分壓精確控制來實(shí)現(xiàn)塊體金屬材料點(diǎn)火燃燒的思路，將摩擦接觸壓力Pfric與預(yù)混氣流氧濃度c0作為控制參數(shù)，發(fā)明了摩擦氧濃度法（FrictionOxygenConcentration，F(xiàn)OC）鈦合金燃燒試驗(yàn)技術(shù)與裝置，首次實(shí)現(xiàn)了阻燃鈦合金的阻燃性能定量表征［19］。通過設(shè)備改造、調(diào)試及幾百次試驗(yàn)，規(guī)范了試驗(yàn)參數(shù)、初始試驗(yàn)條件及試樣等，使表征參數(shù)的控制精度優(yōu)于0.9％。采用FOC方法測(cè)試與評(píng)價(jià)了TB12及TF550合金的阻燃性能，如圖5所示［17］。結(jié)果表明，TF550合金的阻燃性能略優(yōu)于TB12，二者差異小于5％。
1.3 TiAl合金
Ti-Al二元系中有三個(gè)金屬間化合物得到了研究人員的重視，即Ti3Al，TiAl和TiAl3，其中TiAl合金因其熔點(diǎn)高、比強(qiáng)度高、高溫蠕變性能好及抗高溫氧化能力好等優(yōu)點(diǎn)，成為最具應(yīng)用潛力的高溫結(jié)構(gòu)材料之一［20，21］。在700～850℃溫度范圍內(nèi)，TiAl合金的比強(qiáng)度顯著高于普通鈦合金和鎳基高溫合金等材料［22］
。
TiAl合金在航空領(lǐng)域應(yīng)用的優(yōu)勢(shì)主要體現(xiàn)在：（1）TiAl合金比發(fā)動(dòng)機(jī)用其他常用結(jié)構(gòu)材料的比剛度高約50％，高剛度對(duì)要求低間隙的部件有利，可延長(zhǎng)葉片等部件的使用壽命；（2）TiAl合金在700～850℃的比強(qiáng)度顯著高于鎳基高溫合金，設(shè)計(jì)上可以實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)減重和減少對(duì)相關(guān)支撐件的負(fù)荷；（3）TiAl合金具有良好的阻燃性能，可用于一些易發(fā)生鈦火的部件。基于上述優(yōu)勢(shì)，TiAl合金被認(rèn)為是應(yīng)用于高推重比發(fā)動(dòng)機(jī)極具潛力的高溫結(jié)構(gòu)材料，新一代發(fā)動(dòng)機(jī)革命性的設(shè)計(jì)理念推動(dòng)了TiAl合金的發(fā)展。
TiAl合金鑄件首先在發(fā)動(dòng)機(jī)上獲得應(yīng)用，如美國(guó)GE公司率先在GEnx發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪上應(yīng)用了TiAl合金，每級(jí)低壓渦輪減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量45.5kg。每架波音787用兩臺(tái)GEnx發(fā)動(dòng)機(jī)，每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)選用兩級(jí)TiAl合金渦輪葉片；每架波音747-8用四臺(tái)GEnx發(fā)動(dòng)機(jī)，每臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)選用一級(jí)TiAl合金渦輪葉片，因此，每架波音787或波音747-8均減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量182kg。
TRENTXWB和LEAP發(fā)動(dòng)機(jī)最后一級(jí)或兩級(jí)低壓渦輪葉片也均選用了TiAl合金。美國(guó)PCC公司制造的TiAl鑄造渦輪葉片，年產(chǎn)量已達(dá)近4萬(wàn)片，用于GEnx發(fā)動(dòng)機(jī)。CFM公司生產(chǎn)的TiAl渦輪葉片，用于LEAP發(fā)動(dòng)機(jī)，可顯著提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能和節(jié)省15％的燃油消耗。
我國(guó)在TiAl合金鑄造方面開展了大量的研究工作，如北京航空材料研究院采用精鑄工藝制備了擴(kuò)壓器、渦流器等零件，其中，擴(kuò)壓器的外徑尺寸達(dá)到φ566mm，鑄件成型完好，無(wú)開裂，為TiAl合金鑄件在我國(guó)先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用邁出了重要的一步［23］。中科院金屬所也成功研制出了TiAl合金低壓渦輪葉片精鑄件。
除鑄件外，我國(guó)在TiAl合金鍛件制造方面開展了大量的研究工作［24-28］。推進(jìn)TiAl合金鍛件的工程化生產(chǎn)和應(yīng)用必須首先突破TiAl合金工業(yè)型鑄錠的熔煉及成分均勻化控制技術(shù)。因TiAl合金鋁含量高，對(duì)O，N和H雜質(zhì)元素含量的控制要求高，加之TiAl合金低的塑性，給鑄錠的制備增加了難度。目前，直徑小于φ90mm的小尺寸TiAl合金鑄錠制備一般采用真空感應(yīng)懸浮熔煉方法，而大于φ90mm的大尺寸TiAl合金鑄錠制備一般采用真空自耗電極電弧爐熔煉或等離子體冷爐床熔煉方法。真空自耗電極電弧爐熔煉由于熔煉時(shí)熔池較淺，有利于除氣、脫氧，且熔池溫度較低，可減少Al元素的揮發(fā)，有利于Al含量的精確控制。但是，由于熔體的溫度梯度較大，鑄錠內(nèi)應(yīng)力也大，鑄錠易產(chǎn)生裂紋。經(jīng)過多年的研究，采用真空自耗電極電弧爐熔煉方法成功制備了φ220mm的TiAl合金鑄錠，其內(nèi)部致密、無(wú)裂紋。
TiAl合金鑄態(tài)組織塑性較低，通過鍛造、擠壓和軋制等熱加工，可以有效細(xì)化組織并降低成分偏析程度，提升合金的綜合力學(xué)性能。采用普通的鐓拔工藝無(wú)法進(jìn)行坯料大變形量的改鍛，為此北京航空材料研究院嘗試采用包套熱擠壓工藝進(jìn)行TiAl合金的高溫變形，當(dāng)擠壓溫度為1200～1300℃時(shí)，包套材料可選用304不銹鋼；擠壓溫度大于1300℃時(shí)，包套材料可選用Ti-6Al-4V或工業(yè)純鈦。采用包套熱擠壓工藝成功地將φ220mm錠坯一次擠壓成φ60mm圓棒，擠壓比約為10，棒材長(zhǎng)度達(dá)2.5m，組織均勻細(xì)小，如圖6（a）所示。為了適應(yīng)TiAl合金葉片模鍛需求，研究了TiAl合金矩形截面棒材的擠壓工藝，成功地制備了TiAl合金方棒，
如圖6（b）所示。
由于TiAl合金熱塑性有限，采用普通模鍛工藝無(wú)法實(shí)現(xiàn)TiAl合金葉片的成形，為此研究了TiAl合金葉片鍛件的等溫模鍛工藝。通過數(shù)值模擬和物理模擬的綜合應(yīng)用，對(duì)TiAl合金葉片鍛件等溫模鍛過程進(jìn)行多工步仿真模擬，掌握材料流變規(guī)律，分析各種工藝參數(shù)的影響，預(yù)先實(shí)現(xiàn)工藝及模具設(shè)計(jì)的優(yōu)化。采用等溫模鍛工藝成功制備了TiAl合金高壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片鍛件，如圖7所示。采用電化學(xué)方法加工了相應(yīng)的TiAl合金轉(zhuǎn)子葉片零件，尺寸精度、表面質(zhì)量等均達(dá)到設(shè)計(jì)要求，如圖8所示。
1.4 SiC纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料
連續(xù)SiC纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料是由連續(xù)鎢芯（或碳芯）SiC纖維作為增強(qiáng)體，鈦合金或TiAl合金作為基體的復(fù)合材料，具有高比強(qiáng)度、低密度、高比剛度、耐高溫、抗蠕變以及優(yōu)異的疲勞性能，適于在600～800℃長(zhǎng)時(shí)使用，并可在1000℃短時(shí)使用，是航空航天領(lǐng)域應(yīng)用的理想材料。與傳統(tǒng)的葉片、盤分離結(jié)構(gòu)相比，在發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)上使用整體葉環(huán)，可減重約70％，整體葉環(huán)是未來高推重比發(fā)動(dòng)機(jī)的標(biāo)志性部件。
SiCf/Ti復(fù)合材料具有各向異性，縱向性能遠(yuǎn)遠(yuǎn)優(yōu)于橫向性能，比如抗拉強(qiáng)度，縱向高于基體一倍以上，橫向只有基體的一半，利用此特點(diǎn)，SiCf/Ti復(fù)合材料適于制備受力特征鮮明的構(gòu)件，如整體葉環(huán)、渦輪軸、拉伸桿、活塞桿、蒙皮和彈翼等。
連續(xù)SiC纖維作為增強(qiáng)體，其性能和穩(wěn)定性是影響SiCf/Ti復(fù)合材料最終性能的關(guān)鍵因素之一。國(guó)際上SiC纖維主要有美國(guó)Textron公司的SCS系列和英國(guó)DERA公司的Sigma系列，這兩家公司分別采用碳芯和鎢芯通過直流電阻加熱CVD方法制備SiC纖維，抗拉強(qiáng)度大于3600MPa。國(guó)內(nèi)北京航空材料研究院及中科院金屬所均制備出抗拉強(qiáng)度大于3800MPa的鎢芯SiC纖維，性能穩(wěn)定。
界面反應(yīng)涂層是保證復(fù)合材料高性能的關(guān)鍵［29］，合適的涂層可以保護(hù)纖維，阻止界面反應(yīng)，實(shí)現(xiàn)載荷傳遞，使復(fù)合材料斷口呈現(xiàn)纖維拉拔形態(tài)。國(guó)內(nèi)已成熟制備C涂層及TiC涂層，分別適用于增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料和Ti-Al系金屬間化合物基復(fù)合材料。其中，采用TiC涂層的Ti-Al系金屬間化合物基復(fù)合材料經(jīng)1100℃/5h熱處理后，TiC涂層依然可以有效保持。先驅(qū)絲法制備的鈦基復(fù)合材料綜合力學(xué)性能最高，國(guó)內(nèi)針對(duì)連續(xù)SiC纖維增強(qiáng)鈦基復(fù)合材料，通過調(diào)整合金涂層組織、應(yīng)力狀態(tài)等，制備了厚度為20～50μm涂層的先驅(qū)絲，用于后續(xù)復(fù)合材料及構(gòu)件的制備。
鈦基復(fù)合材料通過熱等靜壓或者真空熱壓成型，成型過程需要考慮界面反應(yīng)、先驅(qū)絲鈦合金致密化以及復(fù)合材料與包套擴(kuò)散連接三大關(guān)鍵技術(shù)。復(fù)合材料的力學(xué)性能與纖維性能、涂層結(jié)構(gòu)、先驅(qū)絲質(zhì)量、纖維排布、成型工藝、加工質(zhì)量均密切相關(guān)，需要精細(xì)控制。
國(guó)外在SiCf/Ti復(fù)合材料研發(fā)及應(yīng)用方面取得了較大進(jìn)展，如美國(guó)Textron公司采用Ti-1100鈦合金作為基材制造SiCf/Ti復(fù)合材料整體葉環(huán)，使用溫度可以達(dá)到700～800℃，結(jié)構(gòu)質(zhì)量減輕50％。國(guó)內(nèi)開展了鈦基復(fù)合材料環(huán)形件、板材、轉(zhuǎn)動(dòng)軸部件的研制。針對(duì)復(fù)合材料板材，成型后會(huì)發(fā)生變形，應(yīng)力調(diào)控成為難點(diǎn)。整體葉環(huán)回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)成型過程容易發(fā)生整體斷裂，需要綜合考慮結(jié)構(gòu)、纏繞、成型等多方面因素。通過多年的技術(shù)攻關(guān)，解決了整體葉環(huán)制備過程中復(fù)合材料斷裂的問題，制備了整體葉環(huán)試驗(yàn)件，如圖9所示。復(fù)合材料構(gòu)件使用還需要開展如下研究工作：（1）材料的穩(wěn)定性仍需提高；（2）復(fù)合材料力學(xué)性能數(shù)據(jù)測(cè)試；（3）整體葉環(huán)性能表征；（4）失效機(jī)理及壽命預(yù)測(cè)；（5）無(wú)損探傷微觀尺度的檢測(cè)；（6）加工過程復(fù)合材料與整體葉環(huán)同心精確控制；（7）制定設(shè)計(jì)準(zhǔn)則及考核驗(yàn)證。需要在纖維材料、基體材料以及高溫抗氧化涂層，批次穩(wěn)定性，生產(chǎn)效率，工藝標(biāo)準(zhǔn)、材料制件規(guī)范等方面加強(qiáng)研究，逐步解決和完善鈦基復(fù)合材料制備、使用過程中出現(xiàn)的問題。
2、先進(jìn)高溫鈦合金材料設(shè)計(jì)、加工、使用關(guān)鍵技術(shù)
600℃高溫鈦合金、阻燃鈦合金、TiAl合金、SiCf/Ti復(fù)合材料是新型的高性能高溫鈦合金，與普通鈦合金材料相比，其技術(shù)成熟度較低。針對(duì)先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)的服役特點(diǎn)和設(shè)計(jì)要求，特別是用于高溫環(huán)境的轉(zhuǎn)動(dòng)部件，需開展大量的工程化應(yīng)用研究，如高溫環(huán)境下蠕變-疲勞-環(huán)境交互作用、阻燃性能，微織構(gòu)對(duì)疲勞性能的影響，表面完整性技術(shù)，鍛件和零件內(nèi)部和表面殘余應(yīng)力分析及其對(duì)使用性能影響，使用壽命預(yù)測(cè)及失效分析等，解決工程化應(yīng)用相關(guān)的材料設(shè)計(jì)、制造加工工藝等關(guān)鍵技術(shù)。
2.1 工業(yè)鑄錠成分高純化和均勻化控制技術(shù)
TA29，TB12以及TiAl合金的合金化復(fù)雜、合金元素含量高，且塑性低，這類合金鑄錠的制備難度大，主要表現(xiàn)在：錠型擴(kuò)大時(shí)因凝固熱應(yīng)力易出現(xiàn)開裂，成分均勻性控制難度大，容易產(chǎn)生偏析。采用傳統(tǒng)的真空自耗電極電弧爐熔煉工藝，應(yīng)適當(dāng)增加熔煉次數(shù)，并控制熔煉電流、提縮電流、錠型尺寸、坩堝冷卻方式等。
對(duì)于TiAl合金，可以采用等離子體冷爐床熔煉工藝生產(chǎn)鑄錠。采用冷爐床熔煉工藝可以有效去除夾雜和改善成分偏析，這對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵轉(zhuǎn)動(dòng)件用的鈦合金材料顯得尤為重要。我國(guó)已擁有多臺(tái)等離子體冷爐床熔煉設(shè)備，具備了實(shí)驗(yàn)室研究、工業(yè)化生產(chǎn)的能力和條件。
2.2 大規(guī)格棒材和特殊鍛件制備技術(shù)
航空鍛件用的鈦合金原材料一般采用棒材，輪盤、機(jī)匣、整體葉盤、風(fēng)扇葉片等大型鍛件一般采用大規(guī)格棒材，對(duì)于小型的壓氣機(jī)葉片、渦輪葉片鍛件，采用小規(guī)格棒材。隨著先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)趨向于采用整體葉盤、整體葉環(huán)的結(jié)構(gòu)形式，相應(yīng)鍛件和棒材的規(guī)格尺寸加大，控制大規(guī)格棒材的組織均勻性對(duì)于保證鍛件的質(zhì)量至關(guān)重要，需要選擇合適的鍛壓設(shè)備，優(yōu)化設(shè)計(jì)鍛造工藝。對(duì)于TB12和TiAl合金的鑄錠，因鑄態(tài)金屬的鍛造變形抗力大、工藝塑性低、對(duì)變形溫度敏感、容易出現(xiàn)鍛造開裂，鑄錠宜采用高溫?cái)D壓開坯工藝制備大規(guī)格棒材，不僅可以提高變形的均勻性、保證有足夠的變形量，還可以提高棒材的生產(chǎn)效率和批次穩(wěn)定性。
鈦合金的顯微組織和晶體學(xué)織構(gòu)是影響力學(xué)性能的主要因素，原因在于α相的各向異性?？刂棋懠@微組織的形態(tài)以及顯微組織和織構(gòu)的均勻性，不僅可以改善平均的性能水平，還可以提高零部件的蠕變-疲勞交互作用性能，即保載疲勞性能，減小不同批次部件的性能數(shù)據(jù)分散性。對(duì)于這些新型高溫鈦合金，特別是TiAl合金，因有序結(jié)構(gòu)的引入，使得織構(gòu)問題更為復(fù)雜和重要，對(duì)高低周疲勞性能和保載疲勞性能的影響也更為復(fù)雜。在棒材和鍛件制備時(shí)要嚴(yán)格控制組織和織構(gòu)。
2.3 整體葉盤和整體葉環(huán)零件機(jī)械加工技術(shù)
由于先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)性能水平的不斷提高，整體葉盤、整體葉環(huán)等已成為發(fā)展趨勢(shì)。整體葉盤葉片的結(jié)構(gòu)復(fù)雜、通道開敞性差、葉片薄、彎扭大、剛性差、易變形，設(shè)計(jì)時(shí)對(duì)其幾何精度水平、綜合質(zhì)量水平要求越來越高，機(jī)械加工和表面完整性的保證變得越來越困難［30］。
對(duì)于葉片尺寸較小的壓氣機(jī)整體葉盤和整體葉環(huán)，葉型一般采用高速數(shù)控銑削方法加工，控制零件加工變形，采用振動(dòng)光飾去應(yīng)力技術(shù)以改善零件表面殘余應(yīng)力分布，之后對(duì)葉片部分型面進(jìn)行修磨和磨粒流拋光，葉型尺寸精度高，葉型誤差小于0.1mm，葉片表面粗糙度Ra達(dá)到0.2μm的水平，提高零件的表面質(zhì)量和表面完整性。應(yīng)采用電化學(xué)方法來加工TiAl合金葉片的型面。
2.4 材料性能評(píng)價(jià)及應(yīng)用設(shè)計(jì)技術(shù)
上述4類材料還處于工程化研究和試用階段，積累的性能數(shù)據(jù)不充分，影響了材料和部件的設(shè)計(jì)選材和強(qiáng)度計(jì)算。與普通鈦合金相比，這4類高溫鈦合金材料的塑性、斷裂韌度、沖擊韌度均更低，缺口敏感性大，裂紋尖端的應(yīng)力通過局部塑性變形而下降的能力較差。特別是TiAl合金，具有相當(dāng)?shù)偷氖覝乩焖苄院涂蛊诹鸭y擴(kuò)展性能，但在接近700℃時(shí)會(huì)顯著改善［31］，而且初始蠕變變形速率大。根據(jù)這類材料的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)并制定科學(xué)合理的技術(shù)指標(biāo)，發(fā)揮熱強(qiáng)性的同時(shí)，應(yīng)保證有足夠的塑性，充分重視制件的斷裂性能。
發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)選材和強(qiáng)度計(jì)算時(shí)，需要建立完整的材料設(shè)計(jì)性能數(shù)據(jù)庫(kù)。對(duì)于低塑性的TiAl合金，應(yīng)根據(jù)材料的特性，確定合理的部件設(shè)計(jì)和定壽方法，以及成本合算的供應(yīng)鏈
32］。合理控制TiAl合金制件結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)應(yīng)力水平，避免出現(xiàn)明顯的應(yīng)力集中，提高表面完整性［31］。科學(xué)評(píng)價(jià)這些鈦合金的阻燃性能也至關(guān)重要。此外，無(wú)論整體葉盤還是整體葉環(huán)，在高溫下使用時(shí)，同一個(gè)零件上存在溫度梯度，一部分材料會(huì)約束另一部分材料的變形，在溫度梯度的作用下會(huì)引起熱應(yīng)力，影響部件的疲勞性能和使用可靠性。
2.5 超高周疲勞性能研究
實(shí)際上鈦合金材料不存在高周疲勞極限。美國(guó)的發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性項(xiàng)目（EngineStructuralIntegrityProgram，ENSIP）1999版和2004版均要求鈦合金發(fā)動(dòng)機(jī)零部件的高周疲勞壽命最低應(yīng)達(dá)到109周次［33］。
隨著作用應(yīng)力的下降，疲勞裂紋萌生位置由表面傾向于在內(nèi)部發(fā)生［34］。對(duì)于600℃高溫鈦合金整體葉盤、鈦基復(fù)合材料整體葉環(huán)以及TiAl合金葉片，因葉片的疲勞性能對(duì)振動(dòng)應(yīng)力非常敏感，應(yīng)充分研究其超高周疲勞行為及性能。合理選用適當(dāng)?shù)谋砻鎻?qiáng)化手段，如激光沖擊強(qiáng)化和低塑性拋光等，以提高葉片的超高周疲勞性能，防止葉片失效引起內(nèi)物損傷和災(zāi)難性失效。
3、結(jié)束語(yǔ)
一個(gè)新材料并不是十全十美的材料，而只是能滿足某種特殊用途的材料，材料某些性能的提高常常是犧牲了其他性能獲得的。將一種新材料得以實(shí)現(xiàn)工程化應(yīng)用，特別是在發(fā)動(dòng)機(jī)上應(yīng)用是一項(xiàng)巨大的挑戰(zhàn)，需要從實(shí)驗(yàn)室規(guī)模或小試規(guī)模逐漸過渡到工業(yè)化生產(chǎn)，而且需要關(guān)注研究結(jié)果的重復(fù)再現(xiàn)，以證明材料的性能和工藝的穩(wěn)定性和可靠性，并考慮成本等經(jīng)濟(jì)性因素。
新型高溫鈦合金材料的特性不同于普通鈦合金材料，其制造加工技術(shù)難度可能比材料技術(shù)本身的難度要大得多，如熔煉、鍛造、熱處理、機(jī)械加工和表面處理等。一個(gè)新材料構(gòu)件的質(zhì)量、可靠性及成功應(yīng)用取決于設(shè)計(jì)、材料、工藝與使用四者之間的有機(jī)配合和相互適應(yīng)。需加強(qiáng)材料和構(gòu)件主要性能的波動(dòng)性、平均性能的代表性和標(biāo)準(zhǔn)性的分析。在使用這類新材料時(shí)，應(yīng)謹(jǐn)慎控制零件的應(yīng)力水平，避免引起局部的高應(yīng)力集中和結(jié)構(gòu)的不連續(xù)性，并采取抗斷裂設(shè)計(jì)措施，在生產(chǎn)和使用維修中采用可靠的檢查方法。
鈦合金對(duì)表面損傷和缺陷具有較強(qiáng)的敏感性，而塑性更低的600℃高溫鈦合金、阻燃鈦合金、TiAl合金、SiCf/Ti復(fù)合材料對(duì)缺陷的敏感性更突出，基于惡劣環(huán)境使用對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)件疲勞性能和損傷容限性能的極高要求，應(yīng)嚴(yán)格控制和檢測(cè)這類材料及制件內(nèi)部的冶金缺陷及表面完整性，包括表面的粗糙度、波紋度、表面層的微觀組織變化、塑性變形、殘余應(yīng)力等。對(duì)于低塑性的TiAl合金及SiCf/Ti復(fù)合材料，殘余應(yīng)力是一個(gè)不可忽視的因素，對(duì)制件加工過程和使用過程產(chǎn)生的變形、尺寸超差、疲勞性能、應(yīng)力腐蝕開裂等均會(huì)產(chǎn)生有害影響。對(duì)于葉片類和盤類零件，考慮到低塑性對(duì)應(yīng)力集中敏感的特點(diǎn)，在零部件設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)盡量避免設(shè)計(jì)不當(dāng)引起的高應(yīng)力集中，特別是轉(zhuǎn)接圓角R的大小和加工精度。TiAl葉片與鎳基高溫合金盤之間存在的接觸疲勞和微動(dòng)磨損，以及存在因其低延展性和低屈服強(qiáng)度導(dǎo)致的相對(duì)差的抗沖擊損壞性能。
隨著我國(guó)航空強(qiáng)國(guó)戰(zhàn)略的實(shí)施，鈦合金行業(yè)處于強(qiáng)勁的發(fā)展時(shí)期。在高性能先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)減重、安全服役和節(jié)能降耗需求的驅(qū)動(dòng)下，普通鈦合金、新型鈦基合金材料及應(yīng)用技術(shù)均不斷得到發(fā)展。隨著600℃高溫鈦合金、阻燃鈦合金、TiAl合金和SiCf/Ti復(fù)合材料的深入研究，技術(shù)成熟度不斷提高，將逐漸應(yīng)用于先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵部件，有力推動(dòng)我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展。
參考文獻(xiàn)
[1] WILLIAMS J C ．Alternate materials choices — some challenges tothe increased use of Ti alloys[J]．Materials Science and Engineer‐ing ：A ，1999 ，263（2） ：10７-111 ．
[2] LEYENS C ，KOCIAN F ，HAUSMANN J ，et al ．Materials and de‐sign concepts for high performance compressor components [J]．Aerospace Science and Technology ，2003 ，７（3） ：201-210 ．
[3] 陳光 ．頻發(fā)的發(fā)動(dòng)機(jī)鈦著火故障[J]．國(guó)際航空 ，2009 ，（3） ：45 -4７ ．CHEN G ．Frequent Ti‐alloy fired accidents[J]．International Avi‐
ation ，2009 ，（3） ：45-4７ ．
[4] 江和甫 ，古遠(yuǎn)興 ，卿華 ．航空發(fā)動(dòng)機(jī)的新結(jié)構(gòu)及其強(qiáng)度設(shè)計(jì)[J]．燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究 ，200７ ，20（2） ：1-4 ．JIANG H F ，GU Y X ，QING H ．New structure and strength de‐sign of aero‐‐engine[J]．Gas Turbine Experiment and Research ，200７ ，20（2） ：1-4 ．
[5] ALBRECHT J ．Comparing fatigue behavior of titanium and nick‐el‐based alloys [J]．Materials Science and Engineering ：A ，1999 ，263（2） ：1７6-186 ．
[6] DAEUBLER M A ，HELM D ．Development of high temperatureTi‐base disc materials in competition to Ni‐base superalloys[A]．High Temperature Materials for Power Engineering [C]．Liege ，Belgium ，1990 ．1７1７-1７26 ．
[７] L 冊(cè) TJERING G ，WILLIAMS J C ．Titanium [M ]．New York ：Springer ，2003 ．
[8] 蔡建明 ，曹春曉 ．新一代 600 ℃ 高溫鈦合金材料的合金設(shè)計(jì)及應(yīng)用展望[J]．航空材料學(xué)報(bào) ，2014 ，34（4） ：2７-36 ．CAI J M ，CAO C X ．Alloy design and application expectation of anew generation 600 ℃ high temperature titanium alloy[J]．Journalof Aeronautical Materials ，2014 ，34（4） ：2７-36 ．
[9] 王清江 ，劉建榮 ，楊銳 ．高溫鈦合金的現(xiàn)狀與前景[J]．航空材料學(xué)報(bào) ，2014 ，34（4） ：1-26 ．WANG Q J ，LIU J R ，YANG R ．High temperature titanium al‐loys ：status and perspective[J]．Journal of Aeronautical Materials ，2014 ，34（4） ：1-26 ．
[10] 曾立英 ，趙永慶 ，洪權(quán) ，等 ．600 ℃ 高溫鈦合金的研發(fā)[J]．鈦工業(yè)進(jìn)展 ，2012 ，29（5） ：1-5 ． ZENG L Y ，ZHAO Y Q ，HONG Q ，et al ．Research and develop‐ment of high temperature titanium alloys at 600 ℃ [J]．TitaniumIndustry Progress ，2012 ，29（5） ：1-5 ．
[11] 王濤 ，郭鴻鎮(zhèn) ，張永強(qiáng) ，等 ．熱鍛溫度對(duì) TG6 高溫鈦合金顯微組
織和力學(xué)性能的影響[J]．金屬學(xué)報(bào) ，2010 ，46（8） ：913-920 ． WANG T ，GUO H Z ，ZHANG Y Q ，et al ．Effects of hot forgingtemperature on microstructure and mechanical property of TG6high temperature titanium alloy [J]．Acta Metallurgica Sinica ，2010 ，46（8） ：913-920 ．
[12] CAI J M ，HUANG X ，CAO C X ．Thermal stability of TG6 titani‐um alloy and its partial resumption at high temperature[J]．RareMetal Materials and Engineering ，2010 ，39（11） ：1893-1896 ．
[13] 曹京霞 ，黃旭 ，弭光寶 ，等 ．Ti‐V‐Cr 系阻燃鈦合金應(yīng)用研究進(jìn)展[J]．航空材料學(xué)報(bào) ，2014 ，34（4） ：92-9７ ． CAO J X ，HUANG X ，MI G B ，et al ．Research progress on appli‐cation technique of Ti‐V‐Cr burn resistant titanium alloys [J]．Journal of Aeronautical Materials ，2014 ，34（4） ：92-9７ ．
[14] 曹春曉 ．鈦合金在未來航空領(lǐng)域的應(yīng)用前景 [J]．國(guó)際航空 ，2006 ，（8） ：59-60 ． CAO C X ．Application prospect of titanium alloys in future avia‐
tion[J]．International Aviation ，2006 ，（8） ：59-60 ．
[15] 賴運(yùn)金 ，張平祥 ，辛社偉 ，等 ．國(guó)內(nèi)阻燃鈦合金工程化技術(shù)研究進(jìn)展[J]．稀有金屬材料與工程 ，2015 ，44（8） ：206７-20７3 ． LAI Y J ，ZHANG P X ，XIN S W ，et al ．Research progress on en‐gineered technology of fireproof titanium alloy in China[J]．RareMetal Materials and Engineering ，2015 ，44（8） ：206７-20７3 ．
[16] 弭光寶 ，黃旭 ，曹京霞 ，等 ．Ti‐V‐Cr 系阻燃鈦合金抗點(diǎn)燃性能及其理論分析[J]．金屬學(xué)報(bào) ，2014 ，50（5） ：5７5-586 ． MI G B ，HUANG X ，CAO J X ，et al ．Ignition resistance perform‐ance and its theoretical analysis of Ti‐V‐Cr type fireproof titani‐um alloy[J]．Acta Metallurgica Sinica ，2014 ，50（5） ：5７5-586 ．
[1７] 弭光寶 ，曹春曉 ，黃旭 ，等 ．Ti‐V‐Cr 系阻燃鈦合金的非等溫氧化行為及阻燃性能預(yù)測(cè)[J]．材料工程 ，2016 ，44（1） ：1-10 ． MI G B ，CAO C X ，HUANG X ，et al ．Non‐isothermal oxidationcharacteristic and fireproof property prediction of Ti‐V‐Cr typefireproof titanium alloy [J]．Journal of Materials Engineering ，2016 ，44（1） ：1-10 ．
[18] 弭光寶 ，黃旭 ，曹京霞 ，等 ．摩擦點(diǎn)火 Ti‐V‐Cr 阻燃鈦合金燃燒產(chǎn)物組織特征[J]．物理學(xué)報(bào) ，2016 ，65（5） ：21７-226 ． MI G B ，HUANG X ，CAO J X ，et al ．Microstructure characteris‐tics of burning products of Ti‐V‐Cr fireproof titanium alloy byfrictional ignition[J]．Acta Phys Sin ，2016 ，65（5） ：21７-226 ．
[19] 弭光寶 ，黃旭 ，曹京霞 ，等 ．航空發(fā)動(dòng)機(jī)鈦火試驗(yàn)技術(shù)研究新進(jìn)展[J]．航空材料學(xué)報(bào) ，2016 ，36（3） ：20-26 ． MI G B ，HUANG X ，CAO J X ，et al ．Experimental technique oftitanium fire in aero‐engine[J]．Journal of Aeronautical Materi‐als ，2016 ，36（3） ：20-26 ．
[20] YAMAGUCHI M ，INUI H ，ITO K ．High‐temperatures structur‐al intermetallics[J]．Acta Materialia ，2000 ，48（1） ：30７-322 ．
[21] SAUT HOFF G ．Multiphase intermetallic alloys for structuralapplications[J]．Intermetallics ，2000 ，8（9） ：1101-1109 ．
[22] DIMIDUK D M ．Gamma titanium aluminide alloys — an assess‐ment within the competition of aerospace structural materials[J]．Materials Science and Engineering ：A ，1999 ，263（2） ：281 -288 ．
[23] 張美娟 ，南海 ，鞠忠強(qiáng) ，等 ．航空鑄造鈦合金及其成型技術(shù)發(fā)展[J]．航空材料學(xué)報(bào) ，2016 ，36（3） ：13-19 ． ZHANG M J ，NAN H ，JU Z Q ，et al ．Aeronautical cast Ti alloyand forming technology development[J]．Journal of AeronauticalMaterials ，2016 ，36（3） ：13-19 ．
[24] 楊銳 ．鈦鋁金屬間化合物的進(jìn)展與挑戰(zhàn)[J]．金屬學(xué)報(bào) ，2015 ，51（2） ：129-14７ ． YANG R ．Advances and challenges of TiAl base alloys[J]．ActaMetallurgica Sinica ，2015 ，51（2） ：129-14７ ．
[25] 陳玉勇 ，崔寧 ，孔凡濤 ．變形 TiAl 合金研究進(jìn)展[J]．航空材料學(xué)報(bào) ，2014 ，34（4） ：112-118 ．CHEN Y Y ，CUI N ，KONG F T ．Progress of deformed TiAl al‐loys[J]．Journal of Aeronautical Materials ，2014 ，34 （4） ：112 -118 ．
[26] SONG L ，XU X ，YOU L ，et al ．Ordered α 2 to ω o phase transfor‐mations in high Nb‐containing TiAl alloys[J]．Acta Materialia ，2015 ，91 ：330-339 ．
[2７] 高帆 ，李臻熙 ．大尺寸 TiAl 合金 VAR 鑄錠熱變形特性研究[J]．航空制造技術(shù) ，2014 ，（12） ：68-７3 ． GAO F ，LI Z X ．Hot deformation characteristics of large scaleTiAl alloy VAR ingot[J]．Aeronautical Manufacturing Technol‐ogy ，2014 ，（12） ：68-７3 ．
[28] 高帆 ，李臻熙 ．γ‐TiAl 金屬間化合物細(xì)晶棒材擠壓變形工藝[J]．航空制造技術(shù) ，2014 ，（10） ：88-93 ． GAO F ，LI Z X ．Extrusion process of fine grained γ‐TiAl alloybar[J]．Aeronautical Manufacturing Technology ，2014 ，（10） ：88- 93 ．
[29] VAHLAS C ，HALL I W ，HAURIE I ．Investigation of interfacialreactivity in composite materials[J]．Materials Science and Engi‐neering ：A ，1999 ，259（2） ：269-2７8 ．
[30] 王增強(qiáng) ，單晨偉 ，任軍學(xué) ，等 ．開式整體葉盤四坐標(biāo)插銑開槽粗加工刀位軌跡規(guī)劃[J]．航空制造工程 ，200７ ，（2） ：94-9７ ． WANG Z Q ，SHAN C W ，REN J X ，et al ．Generating 4‐axisplunge roughing paths for open blisks[J]．Aeronautical Manufac‐turing Technology ，200７ ，（2） ：94-9７ ．
[31] BACHE M R ，DIXON M ，VOICE W E ．Fatigue behavior of ad‐vanced α‐TiAl alloys subjected to small particle impacts[A]．Pro‐ceedings of the 12 th World Conference on Titanium[C]．Beijing ：Science Press ，2011 ．
[32] 陳亞莉 ．GEnx 發(fā)動(dòng)機(jī)在材料應(yīng)用上的創(chuàng)新[J]．航空維修與工程 ，200７ ，（4） ：54-56 ． CHEN Y L ．Innovation in GEnx materials application[J]．Avia‐tion Maintenance & Engineering ，200７ ，（4） ：54-56 ．
[33] 李其漢 ．航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)完整性研究進(jìn)展 [J]．航空發(fā)動(dòng)機(jī) ，2014 ，40（5） ：1-6 ． LI Q H ．Investigation progress on aeroengine structural integrity
[J]．Aeroengine ，2014 ，40（5） ：1-6 ．
[34] 洪友士 ，趙愛國(guó) ，錢桂安 ．合金材料超高周疲勞行為的基本特征和影響因素[J]．金屬學(xué)報(bào) ，2009 ，45（７） ：７69-７80 ． HONG Y S ，ZHAO A G ，QIAN G A ．Essential characteristicsand influential factors for very‐high‐cycle fatigue behavior of me‐tallic materials[J]．Acta Metallurgica Sinica ，2009 ，45（７） ：７69 -７80 ．
基金項(xiàng)目 ：國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目（514７1155） ；中航工業(yè)技術(shù)創(chuàng)新
基金資助項(xiàng)目（2014E62149R）
收稿日期 ：2016‐04‐15 ；修訂日期 ：2016‐06‐29
通訊作者 ：弭光寶（1981-） ，男 ，高級(jí)工程師 ，博士 ，主要從事高溫鈦合
金及阻燃性能等方面研究 ，聯(lián)系地址 ：北京市海淀區(qū)溫泉鎮(zhèn)環(huán)山村 8 號(hào)
北京航空材料研究院先進(jìn)鈦合金航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn) 室 （100095 ） ，
E‐mail ：miguangbao＠ 163 ．com
相關(guān)鏈接
